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Francisco Bedê

SOMETHING NEW IN FLIGHT PHYSICS OF ALL TYPES OF AIRPLANE: “ANGULAR” LIFT COEFFICIENT - CAL (GOOGLE TRANSLATION FROM PORTUGUESE TO ENGLISH)

atmospheric space

This treatise reflects the scientific thinking of Alberto Santos Dumont involving knowledge of two areas: that of the Natural Sciences, the PHYSICS; and; that of the Exact Sciences, the MATHEMATICS. The study undoes “myth” in the atmospheric layer and “demystifies” magic number in the aeronautical project.

atmospheric space

atmospheric space

atmospheric space

atmospheric space

In the study there is the FLIGHT PHYSICS - (aerodynamics) - being demythified in the atmospheric space that surrounds the object “airplane” leaving the ground with “lift off speed” - VLOF - from any point of the earth and going to be involved with the fluid "air" formed by a layer of gases, identifying the Knowledge as Science that takes care the essence of things that interact on the planet's surface. The fundamental presence of the “ANGULAR” COEFFICIENT MATHEMATICS - (trigonometry) - is also unveiled in the aeronautical project, however, considered in this work only as a simple operation of relations between sides and angles of the triangles to obtain “angular” coefficients of lift (CAL) and also be thought of as Science that deals with the operation “mass for energy” as a dimensionless calculation intuited by Santos Dumont in the years 1906 and 1907, observing the concepts of FLIGHT THEORY of his time.

atmospheric space

T

Y

tg Ɵ = y

Ɵ

y

X

= x

x

= m = CAL

1st Edition - October 2019, based on the following three studies by the same Author: “Santos Dumont, the Self-taught Engineer” (ISBN 978-85-900990-8-6); “CAL Theory” (ISBN 9-788590-857600); and; “Demystifying Flight Physics in Atmospheric Space and Demystifying Mathematics in Aeronautics Design” (ISBN 978-85-908576-4-8) 4th Printing- December 2019

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=


Francisco Bedê

SOMETHING NEW IN FLIGHT PHYSICS OF ALL TYPES OF AIRPLANE: “ANGULAR” LIFT COEFFICIENT - CAL Copyright © for FRANCISCO BEDÊ; 1st edition: October 2019, in English; 4th printing: December 2019; EMAIL: flbd2006@gmail.com SKYPE: franciscobede3 TELEPHONE (Brazil): +++55-85-9-9985-4571 KEY CHARACTERISTIC OF THIS STUDY – This is a dissertative work containing knowledge of Natural Sciences (PHYSICS) and Exact Sciences (MATHEMATICS). Being of academic character, it presents itself in its greatness in three ways: 1) or as a study; 2) or as a test; and / or; 3) as treated. Given its proposal to become well-grounded with important technical data and to be systematic in discussing its logic during 15 years of theorizing, this paper began as a simple study based on the Father's Aviation practice and calculating intuition, the brazilian ALBERTO SANTOS DUMONT. Deepening in its theorization, the work became more consistent and became an essay. Given the technological resources of modernity, the work has taken a new leap, formally consolidating itself in a highly scientific treatise in the area of ​Flight Theory, in order to reveal how the mathematics of the "angular" coefficients of support should be applied directly to the study of physics. inherent in the flight of all types of aircraft. Hence this theoretical work contains several acknowledgments of scholars in Aeronautical Engineering - (teachers, masters, doctors, PhD's, aircraft manufacturers, other organizations of the “aeronautical technological institute” level, specialized magazines, etc.), which are inserted in chronological order, from 2006 until 2019. This treatise is a study that presents itself without “confronting” other methodologies, that is, it adds to these and, therefore, without compulsory or mandatory character. DECLARATION – Formally and legally all research rights in themselves are reserved to the Author. However, for the sake of science, the author does not oppose any person and / or institution to transcribe what he thinks is appropriate of this scientific proposal. Accordingly, the author graciously donates the present technical-scientific study to the aeronautical world, and is sufficiently credited to be authorized to make another adaptation, arrangement, etc., provided it is to improve the study. Finally, the use of this study via technological tools to produce APP-type applications will depend on the Author's authorization, given that technological tools are not always capable of providing any and all solutions. This requires a software scholar who is well acquainted with aerodynamics, aeronautical engineering knowledge

CATALOG SHEET: elaborated by Librarian ANA MARIA FARIAS – CRB 3/858, in accordance with Federal Law 10.753/03 (E-mail: anamfarias13@gmail.com August, 2019 – 09:17 h)

B411a Bedê, Francisco Laélio de Oliveira SOMETHING NEW IN FLIGHT PHYSICS OF ALL TYPES OF AIRPLANE: “ANGULAR” COEFFICIENT OF LIFT - CAL Francisco Laélio de Oliveira Bedê – Fortaleza: [s.n.] 2019. 352p.: il. 21x29cm ISBN: 978-85-908576-5-5 1.Physics. 2.Aeronautics. 3.Scientific Study.

I. Títle. CDD 530

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Francisco Bedê

SOMETHING NEW IN FLIGHT PHYSICS OF ALL TYPES OF AIRPLANE: “ANGULAR” LIFT COEFFICIENT - CAL COPYRIGHT (AUTHOR): FRANCISCO BEDÊ © - 2019 E-MAIL: flbd2006@gmail.com CITY / STATE / COUNTRY: FORTALEZA / CEARÁ / BRASIL EDITION: 1st. (FIRST) PRINTING: 4th. (FOURTH) LANGUAGE REVIEW – (REVIEWER): MARIA TEREZA DA SILVA E SILVA (*) RESEARCH / DIAGRAMMING: FRANCISCO BEDÊ – (work performed by means of a computer program simultaneous printing and digital presentation tasks) BOOK COVER (1st Cover): CHARLES MONTE BOOK BACK COVER (4th Cover): JOAQUIM FERNANDES (technique of painting by a plastic artist evoking in watercolor the city of Paris-FRANCE, from 1906 and 1907, where he pontificated Santos Dumont). DVD RECORD ACCOMPANYING BOOK: CHARLES MONTE COVER / BACKPAPER / PAPER PRINTING: PRINT SHOP INKPRESS INTERNAL PAPER PRINTING – (ARTEZANAL): (4th PRINTING): PRINT SHOP INKPRESS COMPOSITION & LAMINATION: COMPOSITION & LAMINATION TIPROGRESSO OPTION BY TRIM TYPE (“BOOK FACE”): HARD COVER QUALITY CONTROL GRAPHIC FINISHING AND ASSEMBLY: FRANCISCO ALBERTO MENEZES DE MORAIS ISBN REGISTRATION: 978-85-908576-5-5 CULTURAL SUPPORT: The Author makes public his thanks to the Clan of Esteves, traditional Sector of Ceará Family that has been supporting him unconditionally for the last 20 years.

(*) At the Author's request to the Reviewer, the textual correction of this book was limited to linguistic purposes, that is, due to grammatical rules given to the technical-scientific nature of the developed text. Because it is a concise and precise subject due to the presence of PHYSICS and MATHEMATICS approached throughout the work, it was arranged so that there was no concern to be added to the text “own review” interventions, such as: resolutive (filling in gaps); indicative (suggestion of changes); interactive (reflection on texts considered “obscure”); or not (remove quotes such as quotation marks, parentheses, uppercase, underscores, bold, italics, etc.). In addition to the above considerations, the Author in turn requests the Reader to disclose any errors or errors that may be detected in the developed accounts and calculations, since most of them were done at the “pencil all” calculations, and should The scope of the unfolded and embodied theory of supporting examples and video clips should prevail, since their content is made publicly gracious for the sake of Aeronautical Science, without theorized study having a “mastermind” character. Therefore, what has been systematized here as another knowledge to come to light is because it presents itself to the target audience only to “add up” to existing methodologies without causing them “teaching conflicts”.

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Francisco Bedê OPENING PAGE IN TRIBUTE TO THE AVIATION-FATHER, ALBERTO SANTOS DUMONT: (1) HONORALLY PROMOTED TO THE MARSHAL OF THE BRAZILIAN AIR FORCE, BY LAW 3,636 OF SEP 22, 1959; AND; (2) CLAIMED AS PATRON OF BRAZILIAN AERONAUTICS, BY LAW 7,234 OF NOV 6, 1984.

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Francisco Bedê FOUR INTRODUCTORY TOPICS CENTRAL THEME: “ANGULAR” LIFT COEFFICIENT RESPECTIVELY IN 2007, 2008, 2018 AND 2019 THIS STUDY WAS REPUBLISHED WITH THE FOLLOWING DIFFERENT THEMATIC TITLES, IN PORTUGUESE:

2008: ISBN 978-85-908576-0-0 TEORIA DO COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO

2007: ISBN 978-85-900990-8-6 SANTOS DUMONT, O ENGENHEIRO AUTODIDATA

2018: ISBN 978-85-908576-4-8 DESMITIFICANDO A FÍSICA DE VOO NO ESPAÇO ATMOSFÉRICO E DESMISTIFICANDO A MATEMÁTICA NO PROJETO AERONÁUTICO

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2019: ISBN 978-85-908576-5-5 ALGO NOVO NA FÍSICA DE VOO DE TODOS OS TIPOS DE AVIÃO: COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO


Francisco Bedê

Author's Presentation – October, 2019 NYC AIRPORT

Atlantic Ocean

The Earth's surface is 13.5 times larger than the Moon's surface.

“MOON AIRPORT”

Sea of Tranquility

PacIfic Ocean

Instead of blowing 82 candles on August 2019 to celebrate one more birthday of life and many of the first festive minutes of this month greetings, I preferred to register with the International Book Identification System these more 82,000 words about the physical-mathematical equation of a question that should never be over, although the passage of time sometimes leads us to accept this equation to conform to a solution that seems no longer in need of change until the end. WHY? BECAUSE paradigms are "broken" by science, and because we are the only intelligent consciousness living on planet earth to challenge the paradoxical interplanetary systems that have not yet sent any of their "representatives" to visit our orbit. Looking at the outer space of the Solar System, we see that the moon does not have Earth-like gas layers, that is, there are no gases surrounding it. a, although it is known of the presence only of atomic and molecular particles in its vicinity, therefore considered negligible. However, the Moon having a gravity 83.65 % less than Earth (g Earth = 9.8 m/s2; g Moon = 1.6 m/s2), means, assuming the Moon has a dense gas layer as the first terrestrial layer, 6


Francisco Bedê and if it also had a runway similar to ours on Earth, this study would be valid "in proportional values" on our satellite as the probability of this event happening "a posteriori" - against the Thomas Bayes Rule - (English mathematician, with his probability theorem). For example, a plane that needed to take off from Earth from a 3,000 m runway (eg NYC AIRPORT), and with a VLOF = 160 kt, then that same plane to do a similar “takeoff run” on lunar ground, (eg MOON AIRPORT), would need a runway of only 490 m and a VLOF = 27 kt. Hence Armstrong and Aldrin leaped “happily” and very easily on the moon's soil; and; idem, have successfully taken off in the EAGLE module for mission return. That said, I make a gracious donation to the Aviation World of these more than 82,000 words to add, in practice, to World Aeronautical Engineering methodologies before commercial passenger flights on all-electric planes are a reality, so the algorithm here developed proves that this type of flight is already a reality on the drawing board. It is sufficient for the aeronautical industries to believe in the following Santos Dumont Equation and have the "courage" to take off a fully electric aircraft for commercial passengers to leave their production lines. Here is the SANTOS DUMONT ALGORITHM (EQUATION): MASS (mtow kg) ÷ ENERGY (horsepower hp) ≤ 6 (CAL)

This is to mean at the end of all that the relevant thing will work out, and if it does not work out, it is because that end has not yet come. So I confess, because of my 8,000 hours of pilot-in-command, that I can help make this first “commercial takeoff” of the first official passenger electric flight.

I don't want to be a protagonist in the eternal clash between SPIDER-MAN and DR. OCTOPUS, but I confess that I agree with the latter when he says, "Intelligence is not a privilege, it is a gift that must be used for the good of humanity." What sprang from my intelligence was born for the free knowledge of all people living in the four corners of the world, and above all for their well-being. Just evaluate my contribution to SCIENCE. We must always keep in mind that KNOWLEDGE is reinventing itself every day; it is the NEW rediscovering itself in order to broaden KNOWLEDGE Concluding this brief presentation, I affirm to the reader that he is facing a differentiated scientific book: historical, rescuer, physical-mathematical, innovative, conclusive without confronting areas pertinent to KNOWLEDGE. This is a study that adds to the various existing METHODOLOGIES, because I believe we are facing the “new energy matrix” to fly all types of aircraft, whether conventional, turboprop and jet. It is the electric power rising on the horizon in a promising way to make airplanes fly . . . Francisco Bedê

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Francisco Bedê LIBRARY ACQUIS – 1st HISTORY (INTERNATIONAL SCOPE) Parent topic: “ANGULAR” LIFT COEFFICIENT FRANCISCO BEDÉ IN MOSCOW-RUSSIA BOOK DELIVERY AND PUBLIC PRESENTATION OF STUDY ON NOVEMBER 19, 2014, IN I.A.M Upon learning that the 13th would occur. INTERNATIONAL CONFERENCE ON “AVIATION AND COSMONAUTICS” IN MOSCOW - “WEEK OF AEROSPACE SCIENCE 2014 IN RUSSIA” - as published <http://www.mai.ru/conf/aerospace-en/committee.php> - to be held at period November 17 to 21, 2014, at the Moscow National Research University (IAM) MOSCOW AVIATION INSTITUTE, this Author accepted the invitation to present his work on the “Angular” Lift Coefficient. - (See invitation below) INVITATION Nr 2Y9438521 Invitation to enter the Russian Federation Visa category and type: COMMON Visa allowed number of entries / exits: UNIQUE Citizenship: BRAZILIAN Country of Residence: BRAZIL Date of arrival in the country: NOVEMBER 10, 2014 Country departure date: NOVEMBER 24, 2014 Length of stay: 15 Days Surname: DE OLIVEIRA BEDE Name: FRANCISCO LAELIO Sex: MALE Date of bitth / birthplace: AUGUST 15,1937 / BRAZIL – LIMOEIRO DO NORTE Passport Issue Number and Date : FF681789 – MARCH 23, 2012 Purpose of the trip: SCIENTIFIC AND TECHNICAL COMMUNICATION Name and address of inviting institution: MOSCOW AVIATION INSTITUTE (National University of Scientific Research, 125993, Volokolamskoe shosse, Moscow City) Walking / Sightseeing Tour: MOSCOW Accompanied by: - - Additional information: - - Invitation valid untill: NOVEMBER 24, 2014 Institution issuing the invitation / stamp: UFMS-877 Signature Date: OCTOBER 15, 2014 FMS-1 4160040

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building 4,


Francisco Bedê

November 10, 2014 Having approved our application, upon confirmation of an official INVITATION, we immediately arranged our air transportation to Moscow by boarding in Fortaleza-CE., by TAP AIR TRANSPORT at 11:00 pm on November 10, 2014, with a stopover in Lisbon, arriving in Moscow at 04:00 pm on November 12, 2014. Francisco Bedê arrives at the Aerospace Science Week Participants Room

November 14, 2014 In the morning Francisco Bedê made the first contacts with IAM - Moscow Aviation Institute

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Francisco Bedê

Opening Session of the Aerospace Science Week chaired by the Rector of I.A.M. Prof. Dr. Anatoliy Nikolaevich Geraschenko.

Francisco Bedê with the Rector of the Moscow Aviation Institute - I.A.M. (МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ - МАИ) - Prof. Dr. Anatoliy Nikolaevich Geraschenko, after the opening of Aerospace Science Week, November 17-21, 2014 - Moscow.

Francisco Bedê offers book of his scientific study, accompanied by DVD, to the Rector of the I.A.M. Dr. Anatoliy Nikolaevich Geraschenko, to be part of the library collection of the MOSCOW AVIATION INSTITUTE - RUSSIA.

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Francisco Bedê

November 19, 2014

Novembrer 17, 2014

Francisco Bedê entering the auditorium of the Opening Session of the Aerospace Science Week chaired by the Rector of the I.A.M. Dr. Anatoliy Nikolaevich Geraschenko.

Francisco Bedê at the entrance of Room 08 (Department 101 Training and Laboratory Room)

PRESENTATION AUDITORIUM Francisco Bedê getting ready to start his talk November 19, 2014 at 09:00 AM

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Francisco Bedê

IAM - Moscow Aviation Institute Novembro 14,2014, at 10:00 AM

Novembro 14,2014, at 09:00 AM

PRESENTATION AUDITORIUM Francisco Bedê being introduced to the audience by Professor Dr. Nikolay Konstantinovich Liseytsev, before starting his lecture.

PRESENTATION AUDITORIUM Francisco Bedê being greeted by Professor Dr. Nikolay Konstantinovich Liseytsev after closing his lecture.

Prof. Dr. PhD Nikolay Konstantinovich Liseytsev, Tutor of the Faculty of Aeronautical Engineering of I.A.M., having chaired all lectures at this Faculty.

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Francisco Bedê November 21, 2014 CONTENT BRIEF BOOK, 710 PAGES - ABSTRACT, in English and / or Russian. Note: Francisco Bedê's study was chosen by the Organizing Committee of the International Aviation and Cosmonautics Conference - “AEROSPACE SCIENCE WEEK - MOSCOW 2014”, to be the opening article of the “ABSTRACT DIGEST OF THE CONFERENCE”, as it appears. on p. 12:

ABSTRACT DIGEST OF THE CONFERENCE Page 12 (page of opening of summaries presented in Conference) (710 pages)

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Francisco Bedê JOURNAL OF ABSTRACTS - 13th INTERNATIONAL CONFERENCE “AVIATION AND COSMONAUTICS 2014” – MOSCOW, MAI – (710 pages) The Organizing Committee of the Moscow International Aviation and Cosmonautics Conference (November 17-21, 2014), elected the Abstract of the Author to be the opening article of the “ABSTRACTS DIGEST”, as shown on p. 12: CAL- ANGULAR COEFFICIENT THEORY IN HORIZONTAL TAKEOFF OF FIXED-WING AIRCRAFTS AND THAT USE LIQUID FUELS

Abstract In 1906 and 1907 Alberto Santos Dumont worked tirelessly in Paris making airplanes: Project 14Bis, Project 15, Projects Demoiselle. These projects were the result of the junction of Scientific Knowledge from the Late Nineteenth Century with the New Techniques of Twentieth Century First Decade. So, it was the link between those Knowledge and Technique that birthed the current term Technology. Thus, Dumont designed the future. Before, between 1892 and 1897, Dumont was prepared himself “scientifically” attending the Collège de France, the Sorbonne University and the Bristol University. In 1898, he studied at the navigation school Merchant Ventures Technical College. It´s true, that he didn´t apply in this quadrennium of studies because he preferred to invest in their talent and admirable practical and mechanic, revealing an inventive genius in balloons and dirigibles to, finally, become a autodidact engineer in aircraft construction, when he sensed a dimensionless and “magic” number 6 for the relationship “mass/energy”, resulting from the ratio between the maximum takeoff weight (mtow) and powerplant (motor/engine power). Dumont also realized, yet, if the result of that ratio was less than 6, then the airplane would takeoff with more safety. Over one century has passed and we had the privilege of giving a trigonometric treatment for numerical data annotated by Dumont about their airplanes, resulting in a Scientific Theory as already entitled. The theory concludes with a “Reduced Cartesian Application of CA”, developed trigonometric from data “mass/energy” annotated by Dumont, when he dismissed the relation “wing loading”. These data were entered into two “cartesian axes" of a Trigonometric Circle, Quadrant I, Unit Radius containing 49 intervals, where: in Axis Y or Axis of Sines has the maximum value recorded as 490 (relating to “kg”); and; in Axis X or Axis of Cosines has the maximum value noted as 368,421 (regarding “hp”). This application provides the ideal ratio “weight/power” for all aircrafts flying very well in the world, meeting a “cost versus benefit”, ie, efficiency and/or effectiveness (COST) versus flight safety (BENEFIT). In this application, since the fragile 14Bis even the largest commercial airliner A-380 and the most robust cargo Antonov AN-225, the “cost” is identified by three sectors bounded by m = CA (angular coefficients), representing the declivities of tangents from four angles: 53.070 , 67.550 , 81.740 and 82.510 relating respectively to the angular coefficients CA 1.33 ; CA 2.42 ; CA 6.89 ; and; CA 7.60 Keywords Coefficients: Angular CA ; Lift CL ; Drag CD

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Francisco Bedê

November 21, 2014 – ABSTRACT, in Russian, chosen by the Organizing Committee of the International Conference on Aviation and Cosmonautics - “WEEK OF AEROSPACE SCIENCE - MOSCOW 2014”, to be, in English, the opening article of “ABSTRACT DIGEST OF THE CONFERENCE”, as see on p. 12:

Абстрактный

CAL - ТЕОРИЯ НАКЛОН ГОРИЗОНТАЛЬНОЙ ВЗЛЕТ САМОЛЕТОВ И НА ЖИДКОМ ТОПЛИВЕ

В 1906 и 1907 Альберто Сантос-Дюмон работал не покладая рук в Париже строительных самолетов: 14бис, проект 15, красавка проекта. Эти проекты являются результатом слияния научных знаний в конце девятнадцатого века, с новыми методами первого десятилетия двадцатого века. Так было ссылку, что знание с помощью этой техники вы сделали сегодня родился термин Technology. Таким образом, Дюмон разработал будущее. Перед между 1892 и 1897, Дюмон подготовлен "научно" участие в Коллеж де Франс, Университет Сорбонна и университет Бристоля. В 1898 году, учился в школе навигации торгового Ventures технического колледжа. Правда, не применяются много это четырехлетний исследования, потому что он предпочитал вкладывать средства в их талант и восхищения практическая механика, выявление изобретательский гений в баллонах и дирижаблей, наконец, стать самоучкой инженером в области авиастроения, когда интуитивно безразмерная и "магия" № 6 за отношения "массы / энергии", в результате из соотношения между "максимальная взлетная масса" (PMD) и "двигатель" (установленная мощность). Dumont реализованы, даже если результат этого коэффициента было меньше, чем 6, то плоскость снимают более надежно. Более века прошло, и мы имели честь дать тригонометрический лечение числовых данных, записанных Дюмон на их плоскостях, в результате научной теории как уже призвали в армию. Теория заключает с "декартовой Применение переменного тока уменьшается", разработанный -тригонометрически из данных "массы / энергии", записанный с помощью Дюмон, когда он отклонил "нагрузка на крыло" отношения. Эти данные были введены в двух «декартовых осей" круга тригонометрических, Quadrant I, Рэй единица содержит 49 интервалов Где: Y-ось или ось синусов максимальное зарегистрированное значение 490 (со ссылкой на "кг"); и; в X-оси или оси косинусов, максимальное значение отметить, является 368,421 (в отношении "HP"). Это приложение обеспечивает идеальное соотношение "массы / силы» для всех самолетов в мире очень хорошо, обслуживающих отношения "стоимость по сравнению благо", то есть, эффективность и / или эффективности (COST) в сравнении с безопасностью полетов (Benefit). В этом приложении, так как хрупкие 14бис к величине коммерческого авиалайнера А380 и более надежный грузовой Ан-225, "стоимость" определяется тремя секторами, ограниченных т = CA (коэффициентов наклона), представителями склоны касательные четыре угла: 53,070 , 67,550 , 81,740 и 82,510, связанные соответственно с коэффициентами наклона: CA 1,33 ; CA 2,42 ; CA 6,89 ; и; CA 7,60 Ключевые слова Коэффициенты: Угловая CA ; Поддержка CL ; Перетащите CD

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Francisco Bedê

November 21, 2014 – ABSTRACT, in Portuguese, chosen by the Organizing Committee of the International Conference on Aviation and Cosmonautics - “WEEK OF AEROSPACE SCIENCE - MOSCOW 2014”, to be, in English, the opening article of “ABSTRACT DIGEST OF THE CONFERENCE”, as see on p. 12: (literal translation Portuguese)

CAL - ESTUDO DO COEFICIENTE “ANGULAR” NA DECOLAGEM HORIZONTAL DE AVIÕES DE ASAS FIXAS E QUE UTILIZAM COMBUSTÍVEIS LÍQUIDOS PUROS Resumo Em 1906 e 1907 Alberto Santos Dumont trabalhou incansavelmente em Paris construindo aviões: Projeto 14Bis, Projeto 15, Projetos Demoiselle. Tais projetos foram frutos da junção do Conhecimento Científico do final do Século XIX com as Novas Técnicas da primeira década do Século XX. Portanto, foi o enlace desse Conhecimento com essa Técnica que fez nascer hoje o termo Tecnologia. Assim, Dumont projetou o futuro. Antes, entre 1892 e 1897, Dumont preparou-se “cientificamente” frequentando o Collège de France, a Universidade de Sorbonne e a Universidade de Bristol. Em 1898, estudou na escola de navegação Merchant Ventures Technical College. É verdade que não se aplicou muito nesse quadriênio de estudos porque preferiu investir no seu admirável talento prático e mecânico, revelando-se um gênio inventivo em balões e dirigíveis para, finalmente, tornar-se um engenheiro autodidata na construção de aviões, quando intuiu um adimensional e “mágico” número 6 para a relação “massa/energia”, resultante do quociente entre o “peso máximo de decolagem” (pmd) e a “motorização” (potência instalada). Dumont percebeu, ainda, se o resultado dessa razão fosse menor que 6, então, o avião decolaria com mais segurança. Mais de um século se passou e nós tivemos o privilégio de dar um tratamento trigonométrico aos dados numéricos anotados por Dumont sobre seus aviões, resultando num Estudo Científico conforme já intitulado acima. O Estudo conclui com um “Aplicativo Cartesiano Reduzido de CA”, desenvolvido trigonometricamente a partir de dados “massa/energia” anotados por Dumont, quando ele dispensou a relação “carga alar”. Tais dados foram inseridos em dois “eixos cartesianos” de um Círculo Trigonométrico, Quadrante I, Raio Unitário contendo 49 intervalos, onde: no Eixo Y ou Eixo dos Senos o valor máximo anotado é 490 (referentes a “kg”); e; no Eixo X ou Eixo dos Cosenos, o valor máximo anotado é 368,421 (referentes a “hp”). Esse aplicativo proporciona a relação ideal de “peso/potência” para que todos os aviões do mundo voem muito bem, atendendo a uma relação “custo versus benefício”, ou seja, de eficiência e/ou eficácia (CUSTO) versus segurança de voo (BENEFÍCIO). Nesse aplicativo, desde o frágil 14Bis até o maior avião comercial de passageiros A-380 e o mais robusto cargueiro Antonov AN-225, o “custo” é identificado por três setores limitados por m = CA (coeficientes angulares), a representar as declividades de tangentes de quatro ângulos: 53,070 , 67,550 , 81,740 e 82,510 referentes, respectivamente, aos coeficientes “angulares”: CA 1,33 ; CA 2,42 ; CA 6,89 ; e; CA 7,60 Palavras-chave Coeficientes: Angular CA ; Sustentação CL ; Arrasto CD

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Francisco BedĂŞ (Documents received by the International Mail, in January, 2015, for certification and recognition of the study presented on November 19, 2014)

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Francisco Bedê (Documents received by the International Mail, in January, 2015, for certification and recognition of the study presented on November 19, 2014) CERTIFICATE OF PARTICIPATION AND EVALUATION OF CONCLUSIONS We certify that Francisco Laélio de Oliveira Bedê, after submitting in July 2014 the scientific study of his own, entitled “CA - Study of the“ Angular ”Coefficient in the Horizontal Takeoff of Fixed Wing Airplanes”, to be evaluated by the Organizing Committee of the 13th. International Aviation and Cosmonautics Conference - Russia - November 2014 - MOSCOW AVIATION INSTITUTE - National Research University, was approved to be publicly presented at the "Aerospace Science Week" from 17 to 21 November 2014, when the Author submitted on 19 November 2014, as its summary is part of the IAM-2014 Summary Book, ISBN 978-5-206-00927-9, on page 12. Not being the study presented to be mandatory character matter, ie, that could counteract the traditional concepts of Science Aeronautics, the same is observed with simplicity of development and, considering the relation MASS/ENERGY, it comes in addition to the various existing scientific methodologies. The scientific conclusions mentioned in the study are composed of the following 5 topics:concluding paragraphs 1-4: why they formulate the "first valid dimensionless approximations" in the preliminary calculation of the “Mass / Energy” ratio, ie MTOW (kg) / POWERPLANT (hp), for any aircraft project starting at drawing board, reducing calculation time steps in order to have a desirable "cost-benefit" ratio, ie., if the designer wants to build an "efficiency" and / or "efficiency" CA aircraft, always observing the total "flight safety";concluding topic number 5: means a call to all to rethink and pursue a new energy matrix for jet aircraft fuel production to reduce the levels of pollutants in the vital atmosphere and the greenhouse effect. Moscow, dated November 21, 2014. NIKOLAY KONSTANTINOVICH LISEYTSEV Doctor Professor of Department 101 of Aircraft Projects of the Faculty of I.A.M. Aeronautical Engineering

Николай Константинович Лисейцев мастер преподаватель кафедры 101 Проект самолета Факультет авиационной техники в Московском авиационном институте, Российский университет Стране Поиск

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Francisco Bedê LIBRARY ACQUIS – 2nd HISTORY (INTERNATIONAL SCOPE)

Parent topic: “ANGULAR” LIFT COEFFICIENT FRANCISCO BEDÉ STUDY IN NEW YORK - USA: BOOK DELIVERY TO NYPL ON AUGUST 14, 2019

KEITH GLUTTING

On the above due date FRANCISCO BEDÊ was received at 11:00 am New York - USA, by Prof. Dr. KEITH ANTON GLUTTING, NYPL Visitor Program Manager - THE NEW YORK PUBLIC LIBRARY.

FRANCISCO BEDÊ

As one of New York City's historic landmarks, the beautiful NYPL - NEW YORK PUBLIC LIBRARY, founded in 1895, is a public library located in Bryant Park, the heart of Manhattan, New York, USA - corner from the 5th. Avenue with 42nd Street - (5th Ave / 42nd St ). It is one of the largest library research networks in the world and is recognized as one of NYC's historic landmarks. What is unusual about the NYPL is that it is made up of a large public circulation system combined with a vast non-loan system, accepting to have in its collection, for public consultation, all books proven to be “unpublished” by authors. and researchers in different scientific fields. The institution is privately managed through a mission-based nonprofit corporation operating with public and private funding. Historian David McCullough described the New York Public Library as one of the five most important in the United States, the other four being: 1) the Library of Congress; 2) the Boston Library; 3) the Harvard University Library; and; 4) The Yale University Library.

(Panoramic view of one of the reading rooms)

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Francisco Bedê According to official data on the NYPL website, the library's computerized system ensures the existence of a collection totaling 45 million and 200,000 research items, including books, microfiches, microforms, photographs, sheet music, maps, programs, prints and the like. . For the book item (paper) only, the total on the date of book delivery by Francisco Bedê (August 14, 2019) was 20,402,004 books. It implies that the official receipt of Francisco Bedê's book should be cataloged as the research item with the NYPL Arrival Order Number: “20,402,005”.

Francisco Bedê next to the NYPL entrance sign.

Prof. Dr. Keith Glutting receiving Francisco Bedê Study to be part of the NYPL collection.

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Francisco Bedê LIBRARY ACQUIS – 3rd HISTORY (NATIONAL SCOPE)

Parent topic: COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO FRANCISCO BEDÊ'S TITLE STUDY DEMYSTIFYING FLIGHT PHYSICS IN SPACE ATMOSPHERIC AND DEMYSTIFYING MATHEMATICS IN THE AERONAUTIC PROJECT REMITTED BY SEDEX TO THE ITA LIBRARY IN 2019 - SÃO JOSÉ DOS CAMPOS - SP - BRAZIL The ITA Library is, in Brazil, the largest center for research and scientific and technological information regarding the study of aeronautical engineering. The library also provides consultations, reservations and renewals of pertinent subjects through its website: www.bibl.ita.br; It is headquartered in the city of São José dos Campos, 91 km from the capital SÃO PAULO-SP, in a building designed by architect Oscar Niemeyer, within the Department of Aerospace Science and Technology - (DCTA).

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Francisco Bedê

SUMMARY PROLEGOMENA......................................................................................................................................................................... APPLICATION OF THIS STUDY TO LARGE AIRLINERS AND OTHER POTENTIALIZED AIRCRAFTS………………….. ICONOGRAPHICAL SYNTHESIS OF THE ANGULAR LIFT COEFFICIENT STUDY ON THE PHASE OF TAKEOFF ….. HOW THIS AUTHOR WAS ALLOWED TO IDEALIZE A “COLORFUL SPECTRUM” BASED ON BLOOD SCRUBPING TECHNIQUE, IN ORDER TO REPRESENT, PLANNED, THE BASIC VALUES FOR THE STANDARD DIAGRAMIC APPLICATION OF CAL .............................................................................................................................................................. BRIEF HISTORIC RESCUE OF THE PLANE INVENTOR ……………………………………………………………………........ TWO “ALBERTS” THAT DEMYSTIFIED THE 20TH CENTURY AURORA AND WHAT WAS COMMON BOTH: THE MASS AND ENERGY TERMS.................................................................................................................................................... GENEALOGY OF SANTOS DUMONT AND THE INTERVIEW MARCOS SICILIANO VILLARES FILHO………….………. THE ALGORITHMIC "FATHER" EQUATION: MYTH OR TRUTH?......................................................................................... THE ALGORITHMIC EQUATION OF THE AVIATION FATHER TRANSMITTED TO THIS AUTHOR DURING AN INTERVIEW GRANTED IN 2005 BY MARCOS SICILIANO VILLARES FILHO – (NEPHEW GRANDCHILD OF SANTOS DUMONT)…………………………………………………………………………………………………………………………………. THE SCIENTIFIC-ACADEMIC TRAINING OF THE WORLD'S FIRST AERONAUTIC ENGINEER………...................…….. SANTOS DUMONT'S SEARCH FOR AIRPLANE "ENGINES" IN THE MIDDLE OF THE FIRST DECADE OF THE TWENTIETH CENTURY (1906-1907)………………………………………………………………………………………………… FOUR ENGINES FOUND IN FRENCH AUTOMOBILE INDUSTRY IN 1906 AND 1907………………………………………. FIRST PLANNER = takeoff catapulted by the Americans Brothers Orville and Wilbur Wright…………………………… FIRST PLANE = takeoff by own means by Brazilian Alberto Santos Dumont……………………………………………….. PHYSICS FOUND IN THE DAILY PRACTICE OF SANTOS DUMONT…………………………………………………………... SANTOS DUMONT - THE GREAT ENTREPRENEUR THAT REVOLVED PHYSICS IN THE EARLY 20th CENTURY…... SUMMARY OF ALBERTO SANTOS DUMONT AIRCRAFT PROJECTS BY ACTING AS AN AIRCRAFT ENGINEER IN THE CONSTRUCTION OF BALLOONS, DIGITS AND AIRCRAFTS……………………………………………………………. SANTOS DUMONT BECOME ECCLETIC BECAUSE BEYOND AN AERONAUTIC ENGINEER BECAME CIVILELECTRIC-MECHANICAL-CHEMICAL ENGINEER, etc…………………………………………………………………………... UNIVERSITY DEGREE "HONORIS CAUSA", PASTUM, OF "DOCTOR IN AIRCRAFT ENGINEERING“………………….. THE PRACTICAL SIDE OF THE AVIATION AND HIS ALGORITHMIC EQUATION…………………………………………… HOW THIS STUDY WAS CONSOLIDATED; (THESIS DEFENSE)……………………………………………………................ SHOWING TITLES OF THIS TREATY AND RECALLING AERODYNAMIC CONCEPTS…………………………………….. THE SEVEN MAIN SPEEDS IN THE FAR PART 25 TAKE-OFF (CONVENTIONAL TAKE-OFF)……………………………. TRADITIONAL FOUR AERODYNAMIC FORCES..................................................................................................................... RECALLING THE SANTOS DUMONT ALGORITHM………………………………………………………………........................ AERODYNAMIC COEFFICIENTS - (OF AERODYNAMIC FORCES: L, D, X, Y)……………………………………………….. INTERNATIONAL CONSECRATED NOTES - (in this study)…………………………………………………………………….. PHYSICAL-MATHEMATIC RELATIONS: THRUST / WEIGHT; WEIGHT / POWER………………………………….……......

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24 25 26

28 32 33 34 35

36 37 38 40 42 42 43 45 46 47 51 52 53 61 65 69 70 71 72 75


Francisco Bedê

CONCEPT OF POWER (POTENCY) IN THE PHYSICS OF JET AIRCRAFTS AND HYBRID ENGINE AIRCRAFTS……... OBTAINING HORSEPOWER (hp) THROUGH APPLIED DECIMAL FACTORS FOR "X" FORMULA (page 81)............... AIRCRAFT CATEGORIES FOR ALLOWED SPEEDS AND MAXIMUM TAKE-OFF WEIGHT……………………………….. TWO CURIOSITIES IN CALCULATIONS OF CERTAIN SPEEDS……………………………………………………………….. THE FIRST CALCULATIONS OF SANTOS DUMONT TO SIGN OUT “ANGULAR” COEFFICIENTS“............................... “DOWNLOADING” THE APP FROM THE SANTOS DUMONT ALGORITHM; STEP-BY-STEP IN MATHEMATICS OF OBTAINING “ANGULAR” LIFTING COEFFICIENTS……………………………………………………………………………… DIMENSIONAL ANALYSIS........................................................................................................................................................ GENERAL & REDUCED (= SIMPLIFIED) STRAIGHT EQUATIONS……………………………………………………………... FOOTSTEPS IN DEVELOPING THE APPLICATION OF DIAGRAM CHART…………………………………………………... “MULTIPLIER” FACTOR EMPLOYED IN THE STANDARDIZED DIAGRAMIC APPLICATION OF CAL ............................. JET AVIATION: thrust - force “F” (=N, kN, tnf, kgf, etc.), converted to “lbf”)………………………………………………… CONVENTIONAL AVIATION: power (hp)................................................................................................................................ TURBOELICE AVIATION (shp = hp)........................................................................................................................................ HYBRID MOTORIZATION AVIATION AND UNIFORM MOTORIZATION AVIATION………………………………………….. ELECTRICAL AVIATION FOR COMMERCIAL PASSENGERS.............................................................................................. ALICE: 1st. FULLY ELECTRICAL AIRPLANE FOR TRAVEL PASSENGERS……………………………………………….... E-FAN X: 1st. LARGE HYBRID AIRCRAFT - (ELECTRIC shp + THRUST lbf) - FOR COMMERCIAL AVIATION….......... DECAMOTOR AIRCRAFT - 10 ENGINES: CONVAIR B-36J-III…………………………………………………………...........… DODECAMOTOR AIRPLANE - 12 ENGINES: Do-X................................................................................................................ OTHER EXCEPTIONAL TAKE-OFFS....................................................................................................................................... “REMARKABLE” AIRCRAFTS IDENTIFIED IN THE “UNCERTAINTY” SECTOR………………………………………..…… TAKEOFFS OF lbf POWER DIFFERENTIATED OF MULTI-ENGINE PLANES……………………………………….............. ASSISTED TAKEOFFS: FIRST ASSISTED TAKEOFF…………………………………………………………………………… CATAPULTED TAKEOFFS IN AIRDROME SHIPS (AS)………………………………………………………………………….. NAVAL AIR-FORCES: Russian Navy - (USSR); US Navy - (USA); United Kingdom Navy - (UKD); French Navy; Chinese Navy; Indian Navy; Brazilian Navy - (EUB)……………………………………………………………………………… THE CURIOUS SIDE SHOWN BY THE STANDARD APPLICATION CAL BY IDENTIFYING AND COMPARING THE “AERODYNAMIC FORCES” OF AIRCRAFT versus THE “POTENTIALIZED EFFORT” OF THE BIGGEST BIRDS, THE HIGH AND VIGOROUS ROYAL EAGLE, HUNTING AND TAKING OFF WITH A MOUNTAIN GOAT………………........... EXAMPLES OF ACCIDENTS DUE THE AIRCRAFTS BEING WITH “ANGLE” LIFT COEFFICIENTS ABOVE FORECAST AND OVERWEIGHT LOADS AND NOT NOTING THE GRAVITY CENTER………………………………......... FIVE CONCLUSION TOPICS..................................................................................................................................................... ATTACHMENT............................................................................................................................................................................

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78 82 88 89 91 92 93 94 98 143 144 173 194 199 200 201 207 218 221 226 249 255 261 266 271

278 294 297 309


Francisco Bedê

PROLEGOMENA

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Francisco Bedê APPLICATION OF THIS STUDY TO LARGE AIRLINERS AND OTHER POTENTIALIZED AIRCRAFTS LIFT (FL )

LIFT (FL )

FL

(FD ) DRAG (air resistance)

(FD ) DRAG (air resistance)

TRACTION

(motor force)

(W) WEIGHT - (gravity)

FD

W

This scientific study applies to all large power aircrafts of the following types: 1) jet (lbf); 2) conventional (hp); 3) turboprop (shp, watts); all of these types with engines and/or internal combustion turbines consuming aviation gasoline and/or aviation kerosene, in the "purity" state of their refining; same, consuming biofuel, ethanol, etc; 4) hybrid / fully powered (shp, kW) powered aircraft intended for the carriage of commercial passengers. It is worth mentioning that it applies to all the high power aircraft listed above from the invention of 14Bis to the most modern civil aircraft (commercial, business, etc.), such as AIRBUS, BOEING, EMBRAER, etc.; the advanced military aircraft (fighters, bombers) exemplified: the US F-22 and the URSS T-50; and “electric” full and/or hybrid prototypes for commercial passenger transport: Eviation ALICE and Airbus E-FAN X.

SOLAR IMPULSE-2

THRUST (power) WEIGHT (W)

(gravity)

A-380

B-777X

F-22

EMBRAER KC-390

T-50

Therefore, the study does not include “very low” power aircraft example of those who have electric motors running by means of polymer ion batteries, which in turn are "sustained" by solar energy. Example: the plane SOLAR IMPULSE-2.

Finally, the study also does not apply to "very high power" aircraft of the "rocket" type aircraft, because they consume aviation fuel "mixed“ with ethanol and / or ammonia + liquid oxygen. Example: the airplane NORTH AMERICAN X-15.

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X-15


Francisco Bedê ICONOGRAPHICAL SYNTHESIS OF THE “ANGULAR” LIFT COEFFICIENT STUDY ON THE PHASE OF TAKEOFF This is a Completed Standard Angular Lifting Coefficient (or graph) Diagrammatic Application “CAL (figure 2), trigonometrically derived from "pure" numerical data, WEIGHT and POWER indicators, noted by SANTOS DUMONT during his aeronautical builder activities during 1906 and 1907. These data were allocated on the Y and X axes, (figure 1), for “Cartesian” development in a Unity Radius TRIGONOMETRIC CIRCLE, Quadrant I, containing 49 intervals on each Axis, where the Y Axis = (SENOS Axis - ordered axis), contains default values. of “kg”; and; the X Axis = (COSINES Axis - abscissas Axis), contains default values ​of “hp”. This APP visualizes the ideal relation of “MASS/ENERGY”, intuited by Santos Dumont, ie, “WEIGHT/POWER” so that all planes takeoff very well, therefore, SAFETY and, also, observed certain relation “COST x BENEFIT” ”- (EFFICIENT = green sector; and/or; EFFECTIVE= blue sector). This Author considered that, technically, the Cartesian development GRAPH should be called “FINISHED” STANDARD CAL DIAGRAM APPLICATION. After trigonometric development, the Y Axis will have 49 intervals; and; the X Axis will be reduced to 38.02 intervals. Note: on both axes the metric distance between each 2 intervals must represent 2 mm - (whatever the diagrammed scale). The results in the figures below derive from mathematical operation showing the step-bystep execution of the diagrammatic graph - (see development on pages forward entitled "step-by-step").

m = CAL

Y 14 Bis

Demoiselle

T

(49 intervals)

Quadrant II

QUADRANTE I

Quadrant I (38,02 intervalos)

Não há decolagens

X

(49 intervals)

Quadrant III

Quadrant IV

55,07º It is understood above: "comma" being "point". For example: 490,00 being 490.00 (figure 2)

(figure 1)

Círculo Trigonométrico (standard diagramic application of CAL )

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Francisco Bedê AIRCRAFT INDUSTRY “EFFICIENT AND EFFECTIVE AIRCRAFTS” TABLE AIRCRAFT INDUSTRY CONCEPT: Worldwide, the aeronautical industry (as part of a broader industrial sector called the aerospace industry) is broadly and strategically conceptualized as “the industrial sector that encompasses government or private companies whose activities are research, the development, manufacture, services and marketing of commercial and military aircraft and helicopters, including their components, with all their products characterized by high technological content and high added value.” HIGHLIGHT FOUR LARGE COMMERCIAL AIRPLANE INDUSTRIES: BOEING; (North American industry, founded in 1916); AIRBUS; (French industry, founded in 1970); EMBRAER; (Brazilian industry, founded in 1969); BOMBARDIER; (Canadian industry, founded in 1942).

THE ADIMENSIONAL RELATIONSHIP MASS ÷ ENERGY OBSERVATIONS: MASS = Y axis= sine axis = = mtow = maximum takeoff weight in kg) ENERGY = X axis = powerplant, motorization ou, motorização em hp) ANGULAR LIFT COEFFICIENTS = tangents = (CAL)

Y

T

HIGHLIGHTS FOUR MANUFACTURERS OF MILITARY AIRCRAFT: LOCKHEED MARTIN: (fabricante americano); F-22; F-35; F-16; P-3; C-130; etc. MIKOYAN: (fabricante russo); MIG-15; MIG-21; MIG-29; MIG-35; etc. SUKHOI: (fabricante russo); SU-25; SU-27; SU-35; T-50; etc. SAAB: (fabricante sueco); SAAB 37; SAAB-2000; SAAB 39-GRIPEN; etc.

TABLE PROPOSED BY THE AUTHOR - (convention)

Operationality (“qualitative” costs) COST OF “MAXIMUM” EFFETIVENESS (BLUE SECTOR) COST OF “EXPECTED” EFFICACY

1.33 to 1.74

COST OF “PROVEN” EFFICIENCY (GREEN SECTOR) COST OF “SUPER” EFFICIENCY

2.42 to 3.63

setor amarelo (*) COST OF “UNEXPECTED EFFICIENCY”

INSTITUTED VALUES BY SANTOS DUMONT (CAL )

CAL

There are only takeoffs efficient and effective respectively in the GREEN and BLUE sectors.

1.75 to 2.41

There are no takeoffs in the RED and PINK sectors.

3.64 to 6.88

6.89 a 7.60

Note: See more detail on pages forward.

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0

(cartesian graphic)

X


Francisco Bedê HOW THIS AUTHOR WAS ALLOWED TO IDEALIZE A “COLORFUL SPECTRUM” BASED ON BLOOD SCRUBPING TECHNIQUE, IN ORDER TO REPRESENT, PLANNED, THE BASIC VALUES FOR THE STANDARD DIAGRAMIC APPLICATION OF CAL v

SCRUB TECHNIQUE (smear observation)

By observing through a microscope in a clinical analysis laboratory the application of several glass slides containing reactions with polychromatic aspects as a function of the applied dyes, this author was able to elaborate in a similar way a kind of polychromatic “slide” with cutoffs. therefore defined in correspondence with the natural graded blood cell staining slides (smear) - to denote APPROPRIATE SPECTRUM containing five 'degraded' colors thus defined: red, blue, green, yellow and carrot so that it can be “plan” to portray the reference coefficient values ​for the CAL STANDARD DIAGRAM APPLICATION Thus, as shown below, the following "REVELATING" COLOR SPECTRUM was devised, following the example of that “revealing” and resulting from the blood smear technique in order to be able to “flatly” represent the CAL Standard Diagrammatic Application

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"DIAGNOSIS"

NHD

RD

v

v

FND (aviões eficientes) INDÚSTRIAS

FND (aviões eficazes) AERONÁUTICAS

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

20,74

5729,57

Francisco Bedê

NHD v

Coding: NHD = no takeoffs RD = very rare takeoffs (“super” efficiency) FND = normal range of takeoffs - (with efficiently and/or with effectively) v

Why to qualify as “developer” the Standard Diagrammatic Application CAL? Because it refers to the efficiency and/or effectiveness of the airplane produced according to the Santos Dumont Algorithm By etymological conceptualization we have that: 1) efficiency - “doing things right”; 2) effectiveness - "doing the right things". Thus, efficiency would be the act of “doing things right”, while effectiveness would consist of “doing things right”. If something produced has to be efficient, it is because it has to be done right, with the least possible use of resources and time, mastering the making process, skillfully and quickly. So efficiency is “doing things right”. It is slightly different in effectiveness, which means “getting the right things done”. It turns out that in AVIATION making an efficient plane and/or making an effective plane doesn't necessarily mean making a plane right and/or making the right plane. Understanding the subject goes further because of the benefit called flight safety and the goal to be achieved. As in the world, there is in Brazil the item to consider: operating cost of one (1) hour flight, which is the most expensive factor in the “COST x BENEFIT” ratio of commercial aviation companies. Regarding our country, this item represents 40% in the economic-financial relationship already highlighted. This is because the binomial “efficiency and/or effectiveness” should be the first “financial” item for commercial aviation companies to pay attention to when buying a new aircraft. It is very important to know the “technical” difference between an efficient plane and an effective plane. As a general rule it is said that COMMERCIAL AVIATION should operate efficient (low operating cost) aircraft; and MILITARY AVIATION must operate effective airplanes, (achieving their goal without concern for operating cost). While the new energy matrix to power airplanes from 2020 onwards from a high-powered battery generation and storage system is not being consolidated, the CAL SPECTRUM already presented may be of great value in this decision, by offering a "pre-diagnosis“. 29


Francisco Bedê It should be noted that the slides of clinical analysis are used in the most diverse procedures for laboratory diagnosis, with emphasis given by this author to the realization of the blood smear that, in a presentation of polychromatic aspect, allows a “subtle” mode of visualization in natural gradient, with light cellular structure of colors of very close tones. In fact, from the smear the various values ​found in a complete blood count are revealed. Exemplifying with reference to “erythrogram”, we have the values ​found for HEMATIAS within the reference values ​predicted worldwide for laboratory analysis. Taking in practice an example of laboratory results from blood cell reading, we could cite below an example of pertinent assertiveness values, which are numerical references internationally recognized by laboratory medicine for DIAGNOSTIC purposes. Therefore, in the case of blood cell reading, such assertiveness values ​mean the quantitative numerical “limits” that the normality of the human organism must fit in order to denote by the “cutoffs” if they are and / or not within reference values. Or, metaphorically: IF THE HUMAN BODY CAN TAKE OFF AND / OR CAN'T TAKE OFF FOR “LIFE CRUISE FLIGHT”. Hence, the results of red blood cells - (for red blood cells) - fall within the following range of “numerical reference coefficients” so that one can question figuratively: “Will the organism sustain itself and/or the organism will not sustain itself? Here is the internationally renowned track: from 4.3 a 6.0 x 106 / mm3 for men under normal conditions; from 3.9 a 5.3 x 106 / mm3 for women under normal conditions; Similarly, based on the assertiveness values ​established by the SANTOS DUMONT ALGORITHMIC EQUATION, that is, the formula that defines the “ANGULAR” LIFTING COEFFICIENT (CAL ), we have: MTOW (kg) ÷ POWERPLANT (hp) ≤ 6,00

(CAL )

Therefore, flight equipment produced by aircraft-type aeronautical industries should have the following “diagnostic” guarantee, so that it can reveal whether it is: efficient aircraft and / or effective aircraft (to be given to the aeronautical world). Given these considerations, the following “COLORFUL REVEALER SPECTRUM” represents in “flattened” form the assertiveness with reference values ​for the CAL Standard Diagrammatic Application, ie, whether the aircraft has and / or does not have “angular” coefficient values ”Lift to take off and stay in flight in the air with full guarantee of flight permanence, either efficiently or effectively. Thus, the CAL Application has an assertiveness between 1.33 and 6.00 (see next figure).

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Francisco Bedê COLORFUL SPECTRUM CODIFICATIONS ARISING FROM STANDARD DIAGRAMMATIC APPLICATION CAL

v

T

Y

Glenn Research Center - Lewis Field NASA CENTER

INSTITUTED VALUES BY SANTOS DUMONT (CAL )

SANTOS DUMONT'S ALGORITHMIC EQUATION IN “SPECTRUM”: MTOW (kg) ÷ POWERPLANT (hp) ≤ 6,00 (CAL )

There are only takeoffs efficient and effective respectively in the GREEN and BLUE sectors.

In the color spectrum below the shades vary as they are on the adjacent Cartesian chart, ie from 6.89 to 1.33 - values ​corresponding to the “angular” coefficients m = (CAL) - indicating that the plane may take off. Therefore, it is within this range of “dimensionless” numbers that the aeronautical industries actually work out their aeronautical projects, defining whether they will be efficient and / or effective and assuming that the airplane has its airfoil with the most modern ones technical resources (slats, flaps, winglets, etc.) for maximum flight performance. (See figure “NASA” above)

0

NHD

RD

v

v

FND (effective planes)

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

5729,57 20,74

“DIAGNOSIS”

FND (efficient planes)

There are no takeoffs in the RED and PINK sectors.

NHD v

(cartesian graphic)

CODING NHD = no takeoffs – (red and brown) RD = very rare takeoffs – (yellow) (“super” efficiency) FND = efficient (green) and effective (blue) takeoffs v

AIRCRAFT

INDUSTRIES

v

(CAL ) = PMD (kg) ÷ POTÊNCIA (hp) ≤ 6,00

31

X


Francisco Bedê

BRIEF HISTORIC RESCUE OF THE PLANE INVENTOR

32


Francisco Bedê TWO “ALBERTS” THAT DEMYSTIFIED THE 20TH CENTURY AURORA AND WHAT WAS COMMON BOTH: THE MASS AND ENERGY TERMS ALBERT EINSTEIN

ALBERTO SANTOS DUMONT

EM 1905: TEORIA DA RELATIVIDADE GERAL

IN 1906: FLIGHT OF THE 1st. AIRPLANE - CAL ALGORITHM

In 1905 the German physicist and mathematician Einstein discovered relativistic energy, demonstrating that MASS and ENERGY are equivalent quantities, since any "mass" has "energy" associated with it and vice versa.

In 1898, the Brazilian aircraft Dumont, in Paris, designed, built and flew the first balloons fitted with a gasoline engine: the Brésil balloon and the L´Amérique balloon. At the end of the same year, he built his first motorized airship, Le Santos 1. In 1901 he built the airship Le Santos 6, making the first controlled flight in history, in the section “Saint ClaudEiffel Tower-Saint Claud”, on 30 minutes With this achievement he won the DEUTSCH DE LA MEURTHE PRIZE, worth 100,000 Francs.

With this he established the initial formulation between these two quantities by developing the equation that became the most famous in the world:

On October 23, 1906 Dumont held the 'heavier-than-air' air event: level flight of the first plane, the 14 Bis, covering a distance of 60 m above the ground in 8 sec. With this achievement he won the ARCHEDEACON CUP of 3,000 Francs

E = m c²

Einstein's works that stand out: General Relativity; Restricted Relativity; Brownian movement; Photoelectric effect; Mass-Energy Equivalence; etc. Among the awards and honors received for his scientific discoveries is the 1922 Nobel Prize for Physics: "for his service to theoretical physics and especially for the discovery of the law of photoelectric effect."

After executing the DEMOISELLE projects in 1907, Dumont told aircraft builders that they should consider dimensionless values ​equal to or less than 6 (“angular” lift coefficients) for an aircraft to take off when it intuitively formulated the following algorithmic equation. : mass (mtow kg) ÷ energy (potência hp) ≤ 6

(CAL)

Highlighting two of his famous phrases: Highlighting two of his famous phrases: "The great problem of humanity is not in the realm of science, but in the realm of human hearts and minds.“

“I created a device to unite humanity, not to destroy it.”

"It is the theory that decides what we should observe."

“From bird watching I began to soar in the air with a captive balloon. Moving smoothly, I reached the airship and finally reached the plane. ”

EINSTEIN was the first to propose the equivalence of mass and energy as a general principle regulating the cosmic symmetries of space and time, enclosing secrets about the black hole - a region in outer space where nothing can escape. Paraphrasing it is said that: SANTOS DUMONT was the first to propose an algorithm involving mass (kg) and energy (hp) as a general rule to be revealed in the first layer of atmospheric space: “what flies is to sustain itself and not to fall”. Rather, it is sufficient that, in practice, one obeys an algorithmic equation relating mass and energy in the form of "quotient" operation with dimensionless result.

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Francisco Bedê GENEALOGY OF SANTOS DUMONT AND THE INTERVIEW MARCOS SICILIANO VILLARES FILHO D = DUMONT'S FAMILY TRUNK

S = SANTOS'S FAMILY TRUNK

(Henrique married Francisca on June 9/1856 and they had 8 children, Alberto Santos Dumont being the youngest of their sons) Henrique

Rosalina

Virgínia

Luis

Gabriela

ALBERTO

Sophia

Francisca

HENRIQUE DUMONT (nascido em Diamantina a 20/julho/1832)

FRANCISCA DE PAULA SANTOS

LEGENDA Descendente masculino Santos Dumont

Santos Dumont

Santos Dumont

Santos Dumont

Santos Dumont

SANTOS DUMONT

Santos Dumont

Note: Santos Dumont was not married. Therefore, he left no direct descendants.

Carmen Carlos Sophia Alfredo Ricardo Luis

Alberto Dumont Villares

Santos Dumont

Descendente feminino

Francisca Dumont Fonseca José Dumont Fonseca Antônio Dumont Fonseca Madalena Dumont Fonseca Isabel Dumont Fonseca ELISA DUMONT FONSECA

Maria Alzira

Gabriela Noêmia

Carlos de Andrade Villares

Ricardo Severo da Fonseca Costa

Marcos Siciliano Villares

MARCOS SICILIANO VILLARES FILHO (☺ 1965), great-nephew of Alberto Santos Dumont. He holds the position of President of SANTOS DUMONT CULTURAL INSTITUTE, based in São Paulo-SP.

Joan Noel Morgan Villares

(Images provided and authorized by Marcos S. V. Filho)

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ELISA DUMONT FONSECA when he married JOÃO OSÓRIO DE OLIVEIRA GERMANO, her name was ELISA SEVERO DE OLIVEIRA GERMANO. Born on 12/12/1921. On July 20, 2005, he received the Cabangu Merit Medal. Passed away on 31/08/2014. ELISA, as Santos Dumont's niece, was his last collateral descendant.

João Osório de Oliveira Germano


Francisco Bedê THE ALGORITHMIC "FATHER" EQUATION: MYTH OR TRUTH? According to the great-nephew of Alberto Santos Dumont, 54 years old in 2019 and whose genealogy is shown on the previous page, Mr. MARCOS SICILIANO VILLARES FILHO, President. CULTURAL INSTITUTE SANTOS DUMONT based in São Paulo-SP, which the Father-of-Aviation would have formulated to the aeronauts of his time the following: “The plane takes off, that is, it leaves the ground if the quotient resulting from dividing the dividend representing the MASS in kg and the divisor designating the POWER in hp is dimensionlessly equal to or less than 6” “MASS” (WEIGHT OF PLANE) in kg (dividend)

“ENERGY” (MOTORIZATION) powerplant in hp (divider)

≤ 6 (CAL )

(quotient)

It is said that an orally transmitted account from generation to generation is MYTH when the story ends something unrealistic without “possibility of proof” and that, in this case, comes from the first generation of CARLOS DE ANDRADE VILLARES, married to the sister of Santos Dumont - GABRIELA - reaching the third generation represented by MARCOS SICILIANO VILLARES, married to Ms. JOAN NOEL, parents of MARCOS SICILIANO VILLARES FILHO - this inaugurating the fourth generation in the genealogical quality of “Greatnephew” of the Aviation Father. Add here that shares this story the Engineer Dr. OZIRES SILVA, leader of the group that created EMBRAER in 1969.

When referring to the exquisite scientific research published by the scientist Dr. HENRIQUE LINS DE BARROS in the book “SANTOS DUMONT AND THE INVENTION OF FLIGHT”, on page 351, presenting among other numerical values ​those referring to weight and power noted by Santos Dumont in 1906 and 1907, it is verified that the oral report is true, leading this author to write under the algorithmic equation mode, dimensionally (that is, as the resultant coefficients), using Trigonometry the “tangent angle mode”.

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Francisco Bedê THE ALGORITHMIC “EQUATION” OF THE AVIATION-FATHER TRANSMITTED TO THIS AUTHOR DURING INTERVIEW IN 2005 BY MARCOS SICILIANO VILLARES FILHO - (SANTOS DUMONT'S GREAT NEPHEW) According to MARCOS SICILIANO VILLARES FILHO, President of the Santos Dumont Cultural Institute, the Father of Aviation would have stated to the aeronautics of his time the following: the mass in kg and the divisor designating the power in hp is “equal to or less than 6”. Therefore, the following algorithmic equation, (repeating): “MASSA” DO AVIÃO (PESO) em kg (dividendo)

≤ 6 “ENERGIA” DO(S) MOTOR(ES) potência em hp (divisor) MARCOS SICILIANO VILLARES FILHO (☺ 1965), great-nephew of Alberto Santos Dumont. He holds the position of President of SANTOS DUMONT CULTURAL INSTITUTE, based in São Paulo-SP.

(CAL ) (quociente)

ALGORITHM FROM DUMONT

Then the plane would take off. That is to say, technically-scientifically, that:

“… The plane after exiting inertia (VZERO velocity) and during the take-off run exceeds all drag (or resistance), would be able to achieve the desired SUSTAINABILITY (velocity VLOF if the mass ratio (kg) / power (hp) ≤ 6 (CAL )”

Also, according to MARCOS (email of September 16, 2013), in a reprint of the book “SANTOS DUMONT - THE CONQUEST OF THE AIR” (by Aluízio Napoleão de Freitas Rego, first published by the National Press in 1941), he read the following: Gustavo Albrecht wrote in his refutation of the Wright Brothers' plane: "When we asked which engine they used at the time, they said it was built by them, it weighed 110 kg and was 12 hp." do they want us to believe that a 340kg aircraft that had low aerodynamic performance like all aircraft of the time, using a 12 hp engine powered by two low efficiency propellers, could sustain itself in flight without the aid of orographic currents? “ It is up to our point of view and to say why the Wright Brothers' FLYER could not have taken off by itself: “because the dimensionless result of its power / weight ratio was 9.16 - (“angular” coefficient CAL = weight ÷ power = 110 kg ÷ 12 hp = 9.16), therefore much higher than 6.00. Finally, MARCOS concludes, that in an academic discussion with Eng. Aer. Dr. OZIRES SILVA, from him, had heard about the power / weight ratio: "It does not fly a plane with the power / weight ratio as it had the Flyer.“And that, Dr. OZIRES had added something more, such as: "A plane will fly very badly having a weight / power ratio of up to 12 / 13kg per hp. Now, in a modern airplane is observed the ratio of 5 to 6 kg for 1 hp ”. Mais uma vez cabe aqui outro ponto de vista nosso para dizermos: “O 14 Bis voou por meios próprios porque se enquadrava em torno do coeficiente ´angular´ CAL = 6”.

OZIRES SILVA (*)

(*) The information of this “academic discussion” was confirmed by email sent by Dr. Ozires Silva, Sep 21, 2013.

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Francisco Bedê THE SCIENTIFIC-ACADEMIC TRAINING OF THE WORLD'S FIRST AERONAUTIC ENGINEER ...20 km from Ribeirão Preto-SP. So your father leaves Cabangu and follows with his wife, 8 children and other employees to become one of the largest producers of the “Café of Brazil". It even planted 5 million million feet of coffee, it had 7 locomotives and 96 km of railroad to transport the crop to the Ribeirão Preto railway.

Birth / Death - Alberto Santos Dumont, henceforth in this study called Dumont, was born on July 20, 1873 in Southeast Brazil, Serra da Mantiqueira, Municipality of Palmira, District Aires, in the place today called Sítio Cabangu, Minas Gerais State. Passed away on July 23 of 1932 in Guarujá, in the City of Santos, State of Sao Paulo. In early 1879, his father Henrique Dumont, of French origin, buys the Arindeúva Farm having 80 slaves, and distant...

Literacy / Primary Education - As a child at Fazenda Arindeúva, Dumont received his first literacy classes from his sister Virginia, who was 7 years older. His father, seeing him very interested in reading books, decided to hire French teachers to teach him privately. Secondary Studies - At the time of adolescence, Santos Dumont attends the most important schools in São Paulo, Rio de Janeiro and Minas Gerais of his time. In Sao Paulo: College CULT TO SCIENCE (1883); the KOPKE Institute (1884) and the MORTON College (1885). In Rio de Janeiro: College MENEZES VIEIRA (1886). In Minas Gerais: SCHOOL OF MINAS (1887), in Ouro Preto, where he enrolled. Estudos Avançados em Paris e em Londres - (1892-1897) - In Paris, Dumont's first studies were taught by the eclectic and competent Professor Monsieur Garcia at COLLÈGE DE FRANCE, who taught him mathematics, electricity, chemistry, astronomy and physics, with special detail for the subject Mechanical. Still, in France, attended the University of Sorbonne. He completed this five-year “advanced” study by going to London, where he attended the BRISTOL UNIVERSITY, with an emphasis on Algebra and Geometry. In the last year of the quinquennium he attended the MERCHANT VENTURES TECHNICAL COLLEGE, which was a higher education institution attached to the University of Bristol, attending Navigation and Engineering classes there. Own Studies in Paris - (1906-1907) - Dumont, upon returning from England to France, developed his mechanistic vision and genius when he turned his attention to private studies and once again with the rigid old teacher Garcia, a teacher of Spanish origin, who reoriented him during the years of 1906 and 1907, administering to him advanced knowledge of Physics and Mathematics, when the Brazilian came to understand “almost everything Cartesian”, that is, that everything could be understood or described as if it consisted of simple componentes, such as points, lines, etc., by adding Algebra to Geometry.. The method taught by Garcia to Dumont was called and already known that time as: 37


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“Method of free association of ideas” in such a way as to involve without exception the values ​concerning the sciences of nature and the exact sciences by analyzing all material that appeared until it reached a final and consistent result. It was not easy for Dumont to study aerodynamics on his own. So this was no simple task given to so many projects he had in mind. However, his daily practice with annotation of data, with redesigned projects, etc., constituted a set of aeronautical productions that earned him the title of “Father of Aviation” for the History of Inventions, especially for his determined and selfless spirit. Still, the presence of Prof. Garcia with Dumont, made the Spanish lens teach the Brazilian student another memorization procedure, the mnemonic, a technique of memorizing and retaining things by combining elements, by arranging numbers, etc.

SANTOS DUMONT'S SEARCH FOR AIRPLANE "ENGINES" IN THE MIDDLETH OF THE 20th CENTURY (19061907) The following condensed texts on the immediately following pages were sourced as follows: Sources: Credits of “reduced” texts and images, transcribed below, to: http://autoetecnica.band.uol.com.br/index.php/ocê-sabe-quem-foi-o-pai-dos-motores-v8-e-da-injecao-do-radiador/ http://culturaaeronautica.blogspot.com.br/2009/12/antoinette-v-8-o-motor-do-14-bis.html https://pt.wikipedia.org/wiki/L%C3%A9on_Levavasseur https://www.google.com.br/search?q=motor+Dutheil,+de+20+cv,+instalado+no+Demoiselle&espv=2&biw=1366&bih=63 8&source=lnms&tbm=isch&as=X&ved=0ahUKEwizz6va4PbRAhUDTJAKHSG9D3kQ_AUIBygC&dpr=1#imgrc=Je5EcB bEXsYonM Book “SANTOS DUMONT E A FÍSICA DO COTIDIANO”, of Dr. ALEXANDRE MEDEIROS

English acronyms noted: mtow = maximum takeoff weight powerplant = motorization mass/energy = weight (kg) / energy (cv converted to hp) lift = L 38


Francisco Bedê

1906 AND 1907 In Paris, Alberto Santos Dumont - the AVIATE FATHER began to choose from the local automobile industry gasoline engines that could be adapted to airplanes, initially worrying about two requirements, since one of the biggest problems of the time was the fact that there is no internal combustion engine made “specifically” for airplanes other than car engines adapted for airships to sail in the air and for boats to sail on rivers and seas.

Here are the two requirements of Father-of-Aviation:

1) that mattered in the “flight safety” of the project, having seen Santos Dumont suffered several accidents in his balloon handling projects; and; 2) that had "economic profitability" when being adapted for aircraft.

It follows from the requirements listed above that Alberto Santos Dumont was already seriously studying and thinking about a “cost versus benefit” ratio for his aircraft projects, so that air activity would enable the “lowest cost” for “safe realization” of the aircraft. flight. Above, Santos Dumont in his study office in Paris: Avenue des Champs Elysées nr. 114; In the background are paintings, photographs, books, scrolls, projects, mockups, etc.

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Francisco Bedê As a result, another great challenge for the Aviation Father was to find a lightweight engine that was “economically” powerful for takeoff without outside assistance (eg without catapult aid), and consequently be able to support themselves in the air. Thus, to develop his first project in 1906, the 14Bis, the Brazilian ALBERTO SANTOS DUMONT teamed up with the French LÉON LEVAVASSEUR, engineer, designer and inventor of electronic injection and evaporative cooling V-8 engines, choosing the engine called Antoinette: FOUR ENGINES FOUND IN FRENCH AUTOMOBILE INDUSTRY IN 1906 AND 190 1906: Motor ANTOINETTE V-8, de 50 cv (= 49.31 hp)

It was an engine built with “impressive” 50 hp (= 49.31 hp) maximum power. Since the aircraft weight of 290 kg plus the Santos Dumont weight of 50 kg, conforming to a mtow of 340 kg, made the dimensionless result observed as a function of the mass / energy quotient (weight / power = 6.89) if it proved unbeatable to lift 14Bis from the ground. 1st Conclusion: 14Bis became the first heavier-than-air flight equipment to lift off the ground without outside force assistance; it was the year 1906, on October 23, in Paris. March 1907 arrives, and Alberto Santos Dumont removes the same engine from 14Bis and reinstalls it on Project 15. A new computed value of the mass / energy quotient, that is, aircraft weight of 325 kg, resulted. The pilot's weight of 50 kg, conforming to a 375 kg mtow, had made the dimensionless result of the mass / energy ratio (weight / power = 7.61) unable to lift from Ground Project 15. 2nd Conclusion: Project 15 becoming a failure caused Santos Dumont to develop several models of a new airplane project, the Demoiselle. Santos Dumont incorporating DUTHEIL, DARRAQ and CLEMENT-BAYARD engines in the new Demoiselle models achieved surprising results below “6” and, in order to obtain safe calculations for the “mass / energy” ratio, by the result of dimensionless values ​as if they were coefficients indicating “support”. Thus, from this moment, he decided to intuit the following “MAGIC” ALGORITHMIC EQUATION: mass (kg) / energy (power hp) ≤ 6 so that, as a mathematical expression, it would be classical to indicate by means of a dimensionless value resulting if an airplane could take off. 40


Francisco Bedê 1907: Motor DUTHEIL, of 20 cv (=19.73 hp)

1907: Motor DARRAQ, of 30 cv (=29.59 hp)

1907:Motor CLEMENT-BAYARD, and 40 cv (=39.45 hp):

Alberto Santos Dumont realized from all his new tests with the DUTHEIL, DARRAQ and CLEMENT-BAYARD engines that he could establish a dimensionless value, and as he guessed it, to become a reference of “economic profitability” by suggesting a less complex calculation to obtain the “Powerplant” during the execution of an airplane project, since the technical-scientific knowledge available at the time was incipient (with “c” to say that Aviation was “nascent”, which was at the beginning, a “beginner” activity). ), compared to the study of Aerodynamics in Modernity because it is evolved, in terms of knowledge of the aerodynamic forces of lift, drag, weight and traction / thrust; of (normal) lift and drag coefficients, etc. This means that in the present day Alberto Santos Dumont's “powerplant” configuration reveals “efficiency” within the “maximum flight safety” expected for the project considered.. Hence, Santos Dumont's magical number “6” presents itself as a desirable dimensionless result to indicate “maximum” efficiency in any mass / energy weight / power ratio = 6.00. If the dimensionless result of “mass / energy” tended to lower, as theorized by our study, weight / power = 1.33 found in modernity, it would be an indication of aircraft manufactured with “maximum” efficiency. . As can be inferred from the oral tradition of the Dumontian Family, passed down from generation to generation over four lineages from the Father of Aviation's sister, Gabriela Santos Dumont, (mother of Elisa Dumont Fonseca), to her great-nephew Marcos Siciliano Villares Filho, PRESIDENT OF THE SANTOS DUMONT CULTURAL INSTITUTE, toasting us with this already alluded magical number “6” - what we have deduced and mathematically formed to translate the “AVIATION FATHER EQUATION”, whose development will be seen in detail in step step by step on pages developed later. By the way, about the oral tradition already spoken before, this Author visited in 2011 Mrs. Elisa Dumont Fonseca, last living and oldest niece of Alberto Santos Dumont, at the age of 90 who, in addition to the story of magician no. 6, he kept in his extraordinary memory "other" retellings of his uncle Alberto. Elisa passed away in 2014.

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Francisco Bedê FIRST PLANNER = takeoff catapulted by the Americans Brothers Orville and Wilbur Wright

If at present there is still a lack of adequate teaching material dealing with “aerodynamic concepts and flight theory”, such concepts being available only in depth at the level of technical-industrial knowledge of aircraft factories, as in very few educational institutions. world-wide, enabling undergraduate, postgraduate and doctoral programs in Aeronautical Science, so what about these lights of science "illuminating" the early 20th Century, precisely the years 1906 and 1907, because they are insipient people with knowledge - (with "s" to say that few were savvy about Aerodynamics in the year of the plane's invention - 1906). It should be noted that this whole story of "man flying" began "in practice" from the two millennia AD, with observations contained in the notebooks of the eclectic Italian who lived between the 15th and 16th centuries, Leonardo Da Vinci, (1452-1519). ), who besides being a scientist, mathematician, anatomist, painter, sculptor, architect, botanist, poet and musician, was a designer fascinated by the “bird flight phenomenon”, having designed a helicopter prototype and designed a glider. proven viability later. Four centuries later, precisely at the beginning of the twentieth century, two contributions are made: one important one (Wright's, 12/17/1903, inventing the 1st MOTOR PLANER, Flyer 1); and another decisive one, (Dumont, inventing the PLANE, 10/23/1906, the 14 Bis). Flyer 1 – (1903) (17/dezembro/1903, em Kitty Hawk-EUA, catapultagem do Flyer 1)

(8/agosto/1908, em Les Mans-França, O Flyer 1 ainda sendo catapultado)

Irmãos Wright no Flyer 1

FIRST AIRPLANE = takeoff by own means by Brazilian Alberto Santos Dumont On October 23, 1906, the Brazilian ALBERTO SANTOS DUMONT - inventing the 14-Bis, the FIRST AIRPLANE; and; “Reinventing” the plane in 1907 with the DEMOISELLE project: 14Bis – (1906)

Demoiselle – (1907)

(1906)

(1907) 42


Francisco Bedê Note, for the sake of justice, at the end of the nineteenth century, other important names who, in pursuing the dream of flying, also suffered from the apedeutism of technical and scientific knowledge, such as: Bartholomew de Gusmon, Joseph Montgolfier, Pilier de Rozier, etc. In fact, it was ALBERTO SANTOS DUMONT who gave the decisive kick to make the human dream of flying a reality. That is why it received the title of AVIATION FATHER. PHYSICS FOUND IN THE DAILY PRACTICE OF SANTOS DUMONT In the book “SANTOS DUMONT AND THE DAILY PHYSICS” by Dr. ALEXANDRE MEDEIROS, (Master in Physics Teaching, Institute of Physics / USP and PhD in Physics Teaching, University of Leeds / England), it reads: 193 pages of interesting reflections on Physics found in Santos Dumont's aerodynamic concepts, notably contained in the book “MY BALLOONS” written by the Aviation Father. Dr. MEDEIROS, by analyzing in detail the scientific questions dealt with in Santos Dumont's literary work, uses many equations to clarify the scientific limits of the pioneer of the air by comparing his scientific knowledge obtained in the early 1900s with the most common points of view. Aeronautical Engineering, since human knowledge was incipient at the beginning of the 20th Century - (with “s” to mean many people without knowledge, without knowledge, without qualification, etc.). Dr. MEDEIROS makes a very comprehensive analysis on the topics that Santos Dumont dealt with, from Mechanics to Heat, through issues related to Optics and Electromagnetism, “new” things that were already present in the daily life of that time and studied by Santos Dumont. O PAI-DAHaving considered the above, we are interested here to highlight AVIAÇÃO Dr. MEDEIROS 'vision regarding Santos Dumont's way of expressing himself, when he discovers in the Father of Aviation “other simply brilliant intuitions”, also identified by one of his most lucid biographers, the Englishman PETER WYKEMAN, (RAF Brigadier). It follows that Santos Dumont, by his own view of knowledge as a whole, never showed a "clear" perception of the complex relationship between theory and practice, which is why his choice was to declare himself to be an exclusive believer in daily experience, that is, of everyday practice - all taking notes. On page 109 of "MY BALLOONS," says Santos Dumont verbatim about his epistemological position: "the time I would have wasted in illusory calculations on paper, I have always employed, preferably, in materially perfecting my models." (We emphasize by underlining the word "materially" to denote that the data obtained in "practice" were of great concern to him). At the same time, considering another book by Santos Dumont, “What I Have Seen, What We Will See,” p. 114, it reads: "If inventors such as Edison, Tesla, Henry Wise, Wood, Sperry, Curtiss, etc., devoted their energy to this matter, I am convinced that in a satisfactory time we would have a perfectly satisfactory engine." Once again, underlining the word “subject” to see the basis of his attitude as “calculating.” Being Santos Dumont a “practical” scientist, here are some excerpts from Dr. MEDEIROS:

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Francisco Bedê “This kind of attitude - (practical side) - that was so fruitful in the construction of the steam engine, which preceded thermodynamics and also in the construction of the airplane, was something that had its days numbered. The ever closer connection of science with technique creating a new concept - TECHNOLOGY - was something that began in the late nineteenth century, but reached its full force in the second decade of the twentieth century. By this time, however, Santos Dumont was no longer an active inventor. He was a hybrid element, in many ways, a being of a transitional being between a world dominated by technology and a new world to be dominated by technology with a strong scientific basis and in which he could no longer participate. Paradoxically, he was one of the contributors to such an overcoming and a new and more complex relationship between science and technology could flourish. ”

To conclude on Dr. MEDEIROS 'previous reports and relating them to the practical side of Santos Dumont, the modern Aeronautical Engineering formulas will not be discussed in this study to calculate, for example, the main and traditional coefficients: CAL and CD dragging, even experimentally, as it was a condition of Santos Dumont's practical side that there were simply the following 6 constituent parts of a “heavier-than-the-air” of the Demoiselle project type - (see photo below ): - pair of wings; (*) - fuselage with bare interior; - elevator (vertical stabilizer); - landing gear; - motorization; and; - propeller. It turns out that Santos Dumont had never imagined that wings, besides being a mechanical device intended for aerodynamic lift, would lend themselves in the future. as a fuel tanking location.

Note: Above, photograph by Maurice Louis Branger, showing in 1907 four people leaning against the Father-of-Aviation plane "Demoiselle" in Bagatelle - Paris. - (Santos Dumont is the first from left to right, along with 3 of his mechanics).

Note that the Demoiselle was the airfoil that “determined” the modern aviation industries to shape as follows: “that the engine (s) may be in front, and/or behind, and/or sideways fuselage, and/or under the wings, so that all parts are aerodynamically designed for safe and cost-effective flight, depending on the installed power. ”

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Francisco Bedê SANTOS DUMONT - THE GREAT ENTREPRENEUR THAT REVOLVED PHYSICS IN THE EARLY 20th CENTURY Since man became interested in the flight of birds, it was the sustenance of these "birds" that led aircraft designers to formulate various concepts of power to be applied, so that these empirical calculations lasted over time. Thus, as Dumont used car engines in his aeronautical projects, and in order not to allow himself to be eternally trapped in a degree of difficulty in understanding what support was, the Brazilian decided without compromise to receive diplomas, to prepare himself "scientifically" in Europe. between 1892 and 1897, namely: - In France attended the Collège de France and attended the University of Sorbonne; and; - In England, he did “advanced studies” at the University of Bristol. In 1898 he studied at the Merchant Ventures Technical Collège, the most important sailing school of the time. It is true that academically he did not apply much in this quadrennium of studies because he preferred to invest in his admirable practical and mechanical talent, proving to be an inventive genius, especially: balloons and airships; for the areas of chemistry and electro-mechanics; and; and finally, as a self-taught engineer in aircraft construction. In this regard, Dumont graciously gave the then-insipient world of knowledge (with s to mean “many people unknowingly”) a simple rule involving two types of dimensionless values ​to solve any “mass ÷ energy = lift coefficient” relationship. , (as it was said in English at the time), when calculating the lift applied to airplanes: “weight ÷ power = ″ rectangular lift coefficient ≤ 6”, Dumont's magical number 6, to become a reference of economic profitability of the engine employed - (if efficient, if effective). It should be noted that 10 years after the invention of the plane, precisely in 1916, Einstein was already wondering about the cause of the wing support of "our birds and flying machines" and said in the form of noncompromising consideration: "There is a lack of I have to confess that I have not found anywhere in the specialized literature even the simplest answer. I hope, therefore, to please some readers by trying to remedy this deficiency with this simple consideration of the theory of liquid motion. " Possibly the biggest problem Einstein faced would be a "simple explanation" of flight physics, despite the works published at the time - (W. Kutta - 1867-1944; N. Zhukowski - 1847-1921; L. Prandtl - 1874 -1953; etc.). Whenever the name of ALBERTO SANTOS DUMONT is remembered in allusive festivities, the fact is that he is not singled out as a GREAT ENTREPRENEUR who has revolutionized twentieth-century physics - such as intuition, boldness, creativity and genius, (This attribute mainly in scientific and technological terms). Santos Dumont's line of reasoning, along with his knowledge acquired in France and England between 1892 and 1897, has undeniably, originally and rapidly, changed the way people and cargo are transported by plane. It was his inventive spirit that determined a result of actions aimed at pursuing a culture of innovation in all technological areas. 45


Francisco Bedê SUMMARY OF ALBERTO SANTOS DUMONT AIRCRAFT PROJECTS BY ACTING AS AIRCRAFT ENGINEER IN BUILDING BALLOONS, DRIVERS AND AIRCRAFT AEROSTAT PROJECT: BALOON BRASIL – Of 113 m3, July 4, 1898 - After making his first flight in a balloon owned by Henri Lachambre, which was piloted by Alexis Machuron, DUMONT decided to build his own airship next to the Lachambre Factory. He insisted that the measurements of his balloon, Brazil Balloon, be completely different from the measurements proposed by the manufacturer, that is, much lower than the traditional values ​calculated by Mr. Lachambre (of 250 m3), and demanded from the factory a balloon, which he called Brazil Balloon, taking the following measures: 1) diameter of 6 m; 2) volume of 113 m³; 3) varnished Japanese silk in place of Chinese taffeta; 4) wrapping net and suspension ropes weighing only 1,800 grams; 5) Wicker boat weighing up to 5 kg because of ballast; 6) 6 meter long drop cable weighing up to 8 kg; and; 7) a small anchor weighing up to 3 kg. Note: Santos Dumont added to the balloon an “extra” load, that is, a bicycle weighing 18 kg Due to the success of the balloon flight BRAZIL, Santos Dumont summarized, years later, his demand as follows in his book WHAT I SEE, WHAT WE WILL SEE: “MY CALCULATIONS WERE EXACT.” AIRPLANE PROJECT - SANTOS DUMONT ALGORITHM: 14 Bis (1906); DEMOISELLE (1907) Santos Dumont was a self-taught engineer because he devoted himself entirely to aeronautical studies. Besides being brave and pertinent, I never wanted to depend on others in that sense, which is why he had his own hangar and made his study room (atelier) a “laboratory” for research on aeronautical devices. (1906)

(1907)

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Amid so many papers, Dumont sets up in Paris a study room and a model studio of his aerostats (his "laboratory").

SANTOS DUMONT BECOME ECCLETIC BECAUSE BEYOND THE AIRCRAFT ENGINEER CIVIL-ELECTRIC-MECHANICAL-CHEMICAL ENGINEER, etc.

(G)

(C)

Santos Dumont acting as a chemical engineer: builds an apparatus to manufacture the very gas of his balloons: the hydrogen formula H2, which reacts sulfuric acid (H2SO4), with iron filings (Fe), inside drums to roll on the floor. . From his team of assistants and direct assistants were: Gasteau (G) and; Chapin (C): G a s t e a u

C h a p i n

Acting as civil engineer Dumont builds the world's first hangar to store your balloons and airships:

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Creator of the Lifebuoy Launcher (a kind of castaway rescue cannon

Designer of the hot-cold shower, at your home in Petrópolis - RJ

Designer of the wristwatch - the famous Cartier wristwatch for men. Note: at Dumont's time, the watches were like a "pocket", stored in the waistcoats or front pocket of men's waist. :

INVENTOR OF “MARCIANO” CONVERTER A strange device that skiers carried on their backs. It was one of Santos Dumont's last creations as it helped skiers climb snow-capped mountain slopes..

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Fun fact: your license plate was 958-E-9 Santos Dumont turns his cars into a pick-up truck to transport his planes through the streets of Paris. In the picture above carries the 14bis - (1906).

Santos Dumont, in another moment, (1907), transports the Demoiselle.

Santos Dumont invents the “Mechanical” Starting Crank - (replacing the “Manual” Starting hands directly on the propeller and thus avoid accidents).

Santos Dumont introduces the concept of “opposite cylinders” in aircraft engine construction

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In early 1898 SANTOS DUMONT offered the Peugeot Brothers a project for the manufacture of an “electric car”, a kind of “green car” for urban transport driven by batteryaccumulated electricity. After developing the prototype, Dumont and the Peugeot brothers make the first prototype ride through the streets of Paris. Perhaps with this gesture, Santos Dumont would not have been one of the first public men to defend the environment with the use of the “green car” and, perhaps, Santos Dumont was certainly the true precursor of future vehicles “rolling and / or flyers ”with electrical engineering. It was a small quad bike for 4 people, powered by two batteries (unmarked), providing adequate DC voltage (unnoticed volts), allowing a speed of 10 km / h. This author dares to say, had Santos Dumont lived in our time, that the Brazilian, for his genius, would have thought of an electric airplane model through energy accumulated in batteries.

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Original painting in the form of a painting from 1898, showing: Eugène Peugeot (1); Santos Dumont (2); Armand Peugeot (3); driver's name not noted (4). Note: The image above is a photograph taken from the original painting that was in 2007 at the Peugeot dealership, at Av. Pontes Vieira nº. 1,110, located in Fortaleza-CEBRAZIL.

APOLLO 11 - Who would say, 71 years after Santos Dumont developed the first electric car (in 1898) that future astronauts Neil Armstrong, Buzz Aldrin, and Michael Collins would join the first crew to land on arid lunar soil in 1969 - (July 20) - and, when already undergraduate, Armstrong and Aldrin would use for 2 hours and 15 minutes the first NASAproduced electric quadricycle to travel the “streetless” lunar aridity and collect 21.5 kg of material from Earth's natural satellite.

The engineering used to construct the first electric quadricycle to ride on lunar soil resembles the engineering of the first electric car project developed by Santos Dumont to ride on the streets of Paris. Santos Dumont served as an electrical-mechanical engineer.

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Francisco Bedê DIPLOMA "HONORIS CAUSA", PASTUM, OF “DOCTOR IN AERONAUTIC ENGINEERING”, SENT BY THE TECHNOLOGICAL INSTITUTE (ITA) FOR ALBERTO SANTOS DUMONT, OCTOBER 25, 1956.

<http://museudavitoria.blogspot.com/2018/07/diploma-honoris-causa-do-ita-para.html>

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Santos Dumont in his book “What I Saw, What We Will See”, in reporting acts of bravery by the airmen who fought on the battlefront, compared their heroism to the boldness of the inventors of the aerial machines, making the following account:

“This courage, however, which consecrates them as heroes, I believe, is no greater than that of the inventors, the first human birds who, after heroic pertinence in laboratory studies, set out to experiment with fragile, primitive, dangerous machines. Hundreds were the victims of this noble boldness, who struggled with a thousand difficulties, always received as 'crazy', and could not see the triumph of their dreams, but for whose fulfillment they collaborated with their sacrifice, with their life ... true martyrs of science ”. Santos Dumont

THE PRACTICAL SIDE OF THE AVIATION-FATHER AND HIS ALGORITHMIC EQUATION THE SECULAR FRAMEWORK OF A “THEORIZED” PRACTICE PASSED FROM GENERATION TO GENERATION The year 1907 represents the secular milestone where the daily practice of SANTOS DUMONT in building the Demoiselle models led him to finally intuit a “pure” quotient by dimensionally relating the value of mass (in kg) to the value of energy (understood by him). as power in hp). Thus, it was revealed to future aircraft builders the "mathematical secret" to "hold" the "heavier-than-air" in atmospheric space. It would only be enough for these builders to perfect such a "quantification" by designing aerial equipment to fly within a "cost" versus "benefit" ratio, ie with "efficiency" and / or "effectiveness". VERSUS "flight safety" " Thus, it was up to this author to pioneer in giving, in modernity, a scientificmathematical treatment to the algorithm format advocated by the Aviation Father, calling it the “Aviation Father Equation”, because Dumont sought in automotive industry the powerplant of its aircraft. 52


Francisco Bedê

Despite the thought of a long past, Dumont's equation has enabled future aeronautical designers to work miracles in the execution of exceptional aircraft designs developed with highly relevant technical specifications. These are, therefore, designed larger airfoils: range, speed, load capacity, maneuverability, driveability, safety, autonomy of flight, etc. This is the great legacy graciously left by the Aviation Father for Humanity, as he had never thought that a century later his invention was a reason for “healthy” technical-commercial rivalry and high stakes between the two largest aircraft manufacturers. : BOEING and AIRBUS. HOW WAS CONSIDERED THIS STUDY; THESIS DEFENSE This study dealing with the practical side of the Father of Aviation was started in 2005, the result of an interview in São Paulo-SP with collateral descendant of Santos Dumont, his great-nephew MARCOS SICILIANO VILLARES FILHO, in order to become in 2008 a scientific study on the Father's Aviation Equation (with ISBN records), “versus” elementary principles of Aerodynamics and Flight Theory, which gives it a significant degree of confidence for the preliminary calculation of the power required for takeoff VLOF for a new airplane design, without conflicting with Aeronautical Engineering. It should be noted in advance that Statistics was the fundamental basis that allowed this study to surpass its initially speculative feature and, as a result, made it add without commanding character to the numerous scientific methodologies used by modern Aeronautical Science. Because it does not compromise the preferences of relevant systematized knowledge, this study has taken a scientific nature that, in its scope, intends to give simple and general solutions about a complex and difficult to understand resolution in Aeronautical Engineering, which is the determination of the motorization of an aircraft. in terms of the cost-benefit ratio. Therefore, because of this relationship and not itself of another similar “risk x return” relationship, the main objective of this study is to provide a preliminary calculation estimate in the search for the power (HP; SHP) and / or thrust (LBF) required by modern aircraft designs “to get out (considering VLOF), as we look first at the relationship: “efficiency and/or effectiveness versus. flight safety”, through Santos Dumont's algorithm and not, as we have just said, immediately to the relationship of the type found and operated by the Commercial Stock Exchanges around the world, namely,

“Risk versus Return” - found by “algorithmic” robots

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THE THESIS IS DEFENDED: HOW TO FLY? Two aspects:

a) Fly efficiently - eg general transport aircraft, especially commercial aviation - (airliners); b) Fly effectively - eg military fighter aircraft - (fighters, hunters). The thesis now defended and which had in April 2007 a proper advisor - (aeronautical engineer during its development), initially aims to offer a value very close to the power POT - (value of motorization converted to “hp”), to be calculated as a powerplant as a function of a maximum take-off weight MTOW (considered in “kg”), to yield a dimensionless number, ie a “angular” coefficient of lift CALranging from 6.89 to 1.33 for airplane-type airfoils (jet, conventional, turboprop), which use pure liquid fuels, making horizontal take-off roll planes - such as bird “airfoils” that have “fixed” wings to “take off” ”From the ground (= take off). It was our concern, as a prerequisite, that this study was graciously known to the aeronautical world but that it was first formally presented to Ph.D. PhDs in Aeronautical Engineering - ITA - (year 2007), as previously, (December / 2006), had been put under consideration by UNIFOR Physics and Mathematics Doctor-Doctors for the following year (in 2008) to be referred to the third largest aviation industry in the world - EMBRAER, which recognized our scientific essay as “valid” - (Official Letter EMBRAER VED-009/2008, April 4, 2008, Vice Presidency of Engineering).

Later, the study would be sent to foreign higher education institutions of aeronautical engineering. Thus, from the year 2012, this Author decided to gradually and individually forward his study to the few "large" foreign aeronautical industries and institutes of higher aeronautical education existing abroad, in order to obtain international recognition, this first one occurring. kind of positive “acclaim” by IAM - Moscow Aviation Institute, in November 2014. By graciously offering this study to the aeronautical world and, in general, to the scientific world, we reserve the right to redeem the genealogical branch that preserved the story of the “magical number 6” intuited by Santos Dumont, paying a price of admiration to the Father. Aviation, honoring him musically, (cf. Relevant annex, containing lyrics and music, entitled The Conquest of the Air.

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Francisco Bedê From Santos Dumont's mistakes and successes in the construction of airplanes came our study, based on an INFORMATION, as we said, about “Quotient 6”, which would have been “intuited” by Santos Dumont; a kind of algorithm (*) - the “SANTOS DUMONT ALGORITHM”; This is what we call "technically" the calculation intuited by the Aviation Father. This information was passed on to us (as we said earlier) during an interview in 2005, held in São Paulo-SP, with Santos Dumont's great-nephew, Marcos Marcos Siciliano Villares Filho. (*) Algorithm - “finite sequence of rules, reasoning or operations that, applied to a finite number of data, allows us to solve similar classes of problems”.

ANOTHER CONCEPTUAL VISION - (Remembering) In any city on the planet reading a drug label, the term EFFICIENCY is not seen by the drug manufacturer. Only the term EFFICIENCY is read, because this is the word that only interests the laboratories in offering the patient a drug that gives the maximum response provided by the drug. Obviously, in this case, the “GUARANTEE” IN MEDICINAL THERAPY is implied due to the safety protocol in the prescription, use and administration of medicines, since “productivity” is not considered in the world of medicines. Sometimes the laboratory even bothers to represent the drug effect of the applied dose through a plotted graph, showing the “point” of the recommended amount curve as the maximum response, ie the efficacy - referred to in the package insert as “EMAX”. Already in other businesses in the fiercely competitive globalized world, “the world of commercial profits from valueadded technology products,” becoming more productive is a common theme in competing organizations. And when talking about productivity, we must inevitably take into account the broader concepts of efficiency and effectiveness. It should be noted that efficiency and effectiveness, being similar words, can even be considered “synonyms” if the subtlety of definitions and uses of the two terms is not understood. Therefore, confusion may arise in understanding the difference between their concepts, leading some to believe that the same thing is being said.

Initially it can be said that: EFFICIENCY would be the act of “doing things right”, how to do for productivity, that is, to do more with as few resources as possible; is that; EFFICACY would consist of the act of “doing the right things”, of what to do for certain, of deciding which way to go, because it is related to the choice and, after choosing what to do; perform this thing productively, which is leading to EFFICIENCY.

55


Francisco Bedê Thus, EFFECTIVENESS would be the degree to which the results of an organization match the needs and wants of the external environment. For purposes of analogy and exemplification, we can say that EFFICIENCY is to dig, with technical perfection, an artesian well; and; EFFECTIVENESS is finding the water. When it comes to business decision levels, EFFEVENESS is related to the tactical (managerial, just below strategic) level, and operational-level EFFICIENCY - (how to do operations with fewer resources, less time, smaller budget, fewer people, less raw material, etc.). In this case, on a commercial airline between the tactical and strategic levels, since the maximum takeoff weight (MTOW) allowed, the operator would relocate the “executive seats” to a higher number of “economic seats” without compromising safety. for greater productivity. The airline operator would thus be "finding more water with perfect use of space". Bringing the issue to aircraft operability, the understanding of the two terms is directly linked to fuel consumption, especially during the run-off of the aircraft due to the maximum take-off weight, since it is the instant of flight. during the takeoff phase that uses the most fuel. For then follow: the ascent, the cruise flight and finally the descent and landing flight (with the application of reverse force). FUEL CONSUMPTED BY THE AIRCRAFT IS THE ITEM THAT MAKES FLIGHT FINANCIALLY EXPENSIVE, CURRENTLY CHARGING OPERATING COSTS BY 40%

Another conclusive and timely understanding concerns the PRACTICAL MODE of the Father of Aviation using a simple equation involving dimensionally mtow and powerplant values ​to obtain a numerical result, (CAL), capable of indicating to airplane industries, turbine manufacturers. and to civil, executive, commercial, military, etc. operators, a new concept of “profitable” consumer aircraft compared to the small fuel tank installed in the aircraft of its time (14 Bis, Demoiselle, etc.), provide short flight range. Modernly, this initial view of Santos Dumont concerns EFFICIENCY. On the other hand, we deduce that EFFICACY would be the “other tip of economic profitability”; better to say, that the plane would in this case have an excessively powerful engine and consequently consuming more fuel. To end this topic, we quote Peter Drucker: “EFFICIENT” is doing things right; “EFFECTIVE” is the right thing. The result depends on doing the right things, "that is, in the case of the use of airplanes, what mission will be accomplished to have an air operation performed EFFICIENCY and / or EFFECTINESS. In aircraft operations, as a general rule, with a view to the construction of the aeronautical project, the quality with which this project was prepared in terms of efficiency and / or effectiveness - ( CAL= range 6.00 to 1.33). 56


Francisco Bedê

“Efficiency & Effectiveness” refers to “OPERATING COSTS”;

“Flight safety” refers to “BENEFITS”. Among other conclusions emerges another logical and “parallel” consequence provided by our study, in the final urgent action regarding the sustainability of the planet, when it makes “JET AVIATION START DECLARATION, THE WORLD'S MAIN AIR NAVIGATION MEDIA IN THE DECADE” 2040 ”, (IEA - International Energy Agency), if certain geopolitical steps regarding oil extraction are not taken by the world's major governments regarding world aviation fuel consumption, (mainly AVIATION KEROSENE), because otherwise, its production will not keep up with jet aviation's worldwide consumption needs. Thus, much is said about the sustainability of the planet, since “the world's oil consumption, today at 89 million barrels / day, may be close to its peak production” - (IEA). One barrel of oil averages 159 liters of crude oil. Of all derivatives during the fractional atmospheric distillation process, only 11 liters of AVIATION KEROSENE can be produced. See breakdown in “Concluding Topic” at the end of this study.

OPERATING COSTS versus BENEFITS Air operations should take place according to a desirable technical and financial adequacy, ie: “OPERATING COSTS” by “BENEFITS” Better understand the previous paragraph as follows: “Efficiency & Effectiveness” refers to “OPERATING COSTS” “Flight Safety” refers to “BENEFITS” Generally speaking, it is well known that the concepts of “efficiency” and “effectiveness” are widely used in characterizing the results of any activity and / or employing various operational means. 57


Francisco Bedê

Finally: “Efficiency” refers to the normal level of air activity performed at lower costs. It is a lucrative pursuit, for example, by Commercial Aviation and, of course, with lower fuel consumption for its passengers and their payload to be transported profitably within flight safety, since no maneuvering is required. radicals (mainly during passenger transport). Therefore, it relates to the means and ways in which the operator should arrive at economic results. “Efficiency” refers, yet, to the air activity performed at higher costs: a result pursued, for example, by Military Aviation at any price, without concern if there will be higher fuel consumption, using radical aerial maneuvers (looping, bolt, tuning, inverted flight). , chopped flight, air combat, supersonic flight, etc.), and of course never neglecting the flight safety item. Therefore, “effectiveness” is the level of significant results obtained with a higher operating cost. “Effectiveness” measures the degree of highest satisfaction obtained from the aircraft's maximum performance and / or performance. However, in both airplanes, whether with regard to the take-off run or the great maneuverability in the air, the CAL ANGULAR LIFT COEFFICIENT is a “new” and very important data to be considered preliminarily in airfoils developed as “aircraft designs using pure liquid fuels.” Note: Efficiency and Effectiveness entail “operating costs” for accident prevention. “Flight Safety” depends on general rules that provide air and passenger users around the world, in addition to proper safety, and also the regularity of the actions and means employed. Hence, standards and recommendations emerge that provide safe and orderly development of international aviation. For these purposes there is a regulatory institution, the ICAO (International Civil Aviation Organization, ICAO), which establishes documents called “annexes” to achieve minimum aviation safety levels, both for the operation of flight into international airspace as well as to the aeronautical infrastructure of the place concerned. “Flight Safety” implies in 8 assumptions, especially regarding aircraft operationality: 1- All accidents can and should be avoided. 2- All accidents result from a sequence of events and never from an isolated "cause". 3- Every accident has a precedent. 4- Accident prevention is a task that requires mobilization. 5- The purpose of accident prevention is not to restrict air activity but to stimulate its development. with safety. 6- Commanders, directors and chiefs are primarily responsible for security measures. 7- In accident prevention there are no secrets or flags. 8- Accusations and punishments act directly against accident prevention interests. 58


Francisco Bedê EXAMPLES OF CHARACTERISTICS IN THE AIRCRAFT PURCHASE AND SELLING MARKET: (EFFICIENCY AND / OR EFFETIVENESS) v

As a fundamental requirement in the TRADE OF PLANES =, the fact sheet is a set of information brought to the target audience so that they can learn about the most important technical characteristics, but plus CAL information, in order to identify the degree of efficiency and / or effectiveness of the aircraft considered. Exemplifying with the seven main titles of this data: (1) Nomenclature / Country of origin: (United States, Canada, United Kingdom, Brazil, France, Russia, Sweden, etc.); (2) Type: (civil, military transport aircraft, etc.); (3) Propulsion/Motorization: (push-pull propeller, turboprop, turbojet, turbofan, with respective manufacturer / power, etc.); (4) Performance: (maximum speed, range, service ceiling, mission combat radius, load weight, etc.); (5) Weight: (maximum takeoff & CAL = “angular” lift coefficient (efficiency and / or effectiveness identifier) (6) Dimensions: (wingspan, length, height, alar area, etc.); (7) Cargo / Weapon Type: (payload / machine guns, cannons, bomb pylons, missiles, etc.). For the purposes of the present study, only items (1), (3) and (5) are required to appear in the STANDARD profitability range” agreed in this study, the CAL CALIBRATION APPLICATION - (chart containing Cartesian Coordinates X and Y), considering that: (3) is Propulsion: X-axis (COSSENES), referring to the engine, or power (POT); English is powerplant to convert the values ​given in N, kN, kgf, lbf, kW, etc., to hp, with the numeric value being marked on the X axis; and (5) is Weight: Y Axis (SENOS) - referring to the maximum takeoff weight (PMD); maximum takeoff weight (mtow), converting the values ​given in pounds, tons, etc., to kg, with the numerical value shown on the Y axis. m

(1) EMBRAER E195-E2; Brazil (3) Powerplant = 2 x 22,000 lbf = 44,000 lbf (5) Maximum takeoff weight = 59.400 kg & CAL CAL = 3.57 - (plane identifier of lift coefficient) https://pt.wikipedia.org/wiki/Embraer_E-Jets_E2

Δy

Obs.: In accordance with the economic “profitability range” agreed in this study, the CAL value identifies whether the aircraft is efficient and/or effective equipment.

Δx

59

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)


Francisco Bedê A “TRIP” TO THE CAL AND GENETICSDNA OF SANTOS DUMONT: MAIN LEGACIES LEFT TO BRAZIL AND TO HUMANITY

(AEROVISÃO 251)

AUDIO IN PORTUGUESE

Source: FAB TV

60


Francisco Bedê

SHOWING TITLES OF THIS TREATY AND RECALLING AERODYNAMIC CONCEPTS

61


Francisco Bedê

AERONAUTICAL TERMS EVIDENCE FROM OF THE ALGORITHM INTUTED BY ALBERTO SANTOS DUMONT This author fundamentally considered his study to be applied take-off only (VLOF ) - especially jet aircraft. Comparatively, it can be applied to turboprop and conventional aircraft. (*) “ANGULAR” LIFT COEFFICIENT = CAL = dimensionless value; It is the “novelty” brought by this study; CAL = MTOW (kg) ÷ POWERPLANT (hp) ≤ 6.00 ROTATION SPEED = VR (velocity of rotation in kt); e.g. VR = 162 kt Speed ​at which the rider begins to apply “inputs” to the stick to make the nose of the plane goes up, after which it comes off the ground within seconds. ground plane exit speed (velocity of lift-off / lift-off speed – VLOF in kt) VLOF ≈ VR + (1% de VR) .:. Ex.: se VR = 162 kt Whence: VLOF ≈ 164 kt (valor arredondado a maior) MTOW: maximum take-off weight (kg)

MOTORIZATION (powerplant) (tração/traction em hp; empuxo/thrust em lbf) ; Obs.: “thrust” in lbf must be converted for “power” in hp; The Author allows himself to call “hybrid engine” the powerplant of airplanes which has: conventional engines (hp) + turbojets / turbofans (lbf) engines + turboprop engines (shp) + electric engines (shp) mass (*)

MTOW (kg) =

energy

weight ≤ 6

= POTENCY (hp)

powerplant 62

(CAL)


Francisco Bedê CONVENTIONAL TAKE-OFF PARAMETERS (HORIZONTAL) - ACCELERATION ON THE RUNWAY Take-off is the initial phase of flight of an airplane where the equipment acquires the necessary speed to gain lift and to be able to take off. Takeoff is the phase in which the highest engine power is used. Takeoff and landing are considered the most critical moments of the flight. In these procedures, additional care of the crew is necessary to avoid accidents. two procedures, it can be said that the takeoff stands out in importance because it is necessary that the engines develop sufficient power (hp) or force (lbf) to overcome four variables: (1) inertia VZERO; (2) tire friction with the track; (3) force of gravity (W - weight); (4) air resistance (D - drag ). To reiterate, takeoff is the moment when maximum power is applied to the engines, with the aircraft at the end of the runway with its maximum weight (mtow - maximum take-off weight). This maximum weight limit for takeoff is established by the manufacturer and certified by the competent aeronautical authority for each model of aircraft. This study deals mainly with conventional or horizontal takeoff with emphasis on VLOF speed - the starting point of this study. Also register here, that at the landing - (at the end of the flight) - there is the reference speed VREF - (CTOL = conventional take-off and landing). When performing CTOL the aircraft leaves its inertia - V0 starting to run normally on the ground until it reaches the rotational speed - VR - and then reaching the “lift speed or ground speed” - VLOF - (lift-off speed or speed of lift-off); fly on VCRUZ cruise flight; and; At the end of the flight, on the final approach to landing, the speed to be practiced is the “reference speed”: VREF In the takeoff phase, due to the fact that the plane is heavier, that is, with passengers and cargo, and full of fuel, the aircraft is applied maximum power (hp traction) and / or maximum force (lbf thrust), to gain speed , achieve sustainability and continue the climb regime. The take-off phase characterizes the moment when the aircraft's performance can be assessed in terms of the “cost x benefit” ratio, that is, if the aircraft will operate in the other regimes, (uphill, cruise, descent), with efficiency and / or effectiveness, therefore, whether or not you are going to spend a lot of fuel. SPEEDS TO ACHIEVE AFTER VELOCITY ZERO: Vmcs V1 VR Vmu VLOF V2 “CONVENTIONAL OR HORIZONTAL TAKING OFF” – CTOL https://www.google.com/search?biw=1366&bih=625&tbm=isch&sa=1&ei=7R79XJ22HMbU5gLr8IX4Bg &q=avi%C3%A3o+decolando&oq=avi%C3%A3o+&gs_l=img.1.1.0i67l2j0l3j0i67j0l3j0i67.27043.33509..3 7613...0.0..0.246.3061.2-14......0....1..gws-wiz-img.....0.Vg5KXtAUmtg#imgrc=tyJFyeIJAx0S_M:

CTOL (VLOF)

In the graphs forward the seven main speeds or parameters can be identified: (Far Part 25 Take-off) 63


Francisco Bedê OTHER TYPES OF TAKEOFF, BEYOND "CONVENTIONAL OR HORIZONTAL" (CTOL) IDENTIFIED BY THEIR RESPECTIVE ACRONYMS - (acronyms)

CATOBAR

JATO

STOBAR

VTOL

ZLTO

- takeoff assisted by catapult and recovery by arrest - CATOBAR; - takeoff with the aid of retroflight - JATO; - short takeoff and recovery by arrest - STOBAR; - vertical takeoff - VTOL; - launch of planes “attached” to rockets - ZLTO. Obs.: In the takeoff phase, the aircraft operates at maximum power capacity and suffers major structural “pressure”. CONSUMED FUEL In the takeoff phase, due to the fact that the plane is heavier, that is, with passengers and cargo, and full of fuel, the maximum power is applied to the equipment to gain speed, achieve lift and continue in the climb regime. The takeoff phase characterizes the moment when the aircraft performance can be assessed in terms of the ratio: "cost X benefit" that is, if the aircraft operates efficiently and / or effectively, therefore, it uses a lot or consumes less fuel. Note: An effective aircraft is said to be one that has more than enough powerplant in hp and / or lbf for the considered mtow. CATOBAR: https://www.google.com/search?q=CATOBAR&source=lnms&tbm=isch&sa=X&ved=0ahUKEwjcvrevtziAhVGnFkKHdsRAmAQ_AUIESgC&biw=1366&bih=625#imgrc=aiVFOwVql2i8HM: JATO: http://blog.hangar33.com.br/ymc-130h-o-incrivel-hercules-adaptado-com-foguetes STOBAR: https://www.google.com/search?biw=1366&bih=625&tbm=isch&sa=1&ei=wwr9XKypIIy15gLtjZKYCQ&q=decolagem+curta+e+recup era%C3%A7%C3%A3o+por+arresto+-+STOBAR&oq=decolagem+curta+e+recupera%C3%A7%C3%A3o+por+arresto++STOBAR&gs_l=img.12...420805.426106..429163...0.0..0.238.681.2-3......0....2j1..gws-wizimg.V8_PGLQJsYg#imgrc=eHPXgD3wwBVTFM: VTOL https://www.google.com/search?biw=1366&bih=625&tbm=isch&sa=1&ei=6Q39XL7eJYSp_QbdurhI&q=decolagem+vertical++VTOL&oq=decolagem+vertical+-+VTOL&gs_l=img.12...162889.166244..170710...0.0..0.163.478.0j3......0....2j1..gws-wizimg.suIIETdJzkQ#imgdii=uZcxz0pgcVKyaM:&imgrc=JUBDE2IeMoQ3yM: ZLTO: https://www.google.com/search?biw=1366&bih=625&tbm=isch&sa=1&ei=lg79XKj2BaKv5wLcpqFY&q=lan%C3%A7amento+de+avi %C3%B5es+anexados+a+foguetes+-+ZLTO&oq=lan%C3%A7amento+de+avi%C3%B5es+anexados+a+foguetes++ZLTO&gs_l=img.12...306264.308855..313367...0.0..0.269.490.2-2......0....2j1..gws-wiz-img.-ORvOAukGJs#imgrc=59uB8ZYYRr-3jM:

64


Francisco Bedê THE SEVEN MAIN SPEEDS PREDICTED ON THE CONVENTIONAL TAKEOFF STAGE BY FAR PART 25 TAKEOFF – 1st. Presentation (in English) (Source: FAR Federal Aviation Regulations - Aerodynamics, Aeronautics and Flight Mechanics - Copyright 1979) http://www.engineerstoolkit.com/Airworthiness%20Standards%20%20FAA%20FAR%20Part%2025.pdf

V0

Vmcs

V1

VR

Vmu VLOF

V2

V0 = velocidade “zero” (“initial” velocity; inertia ); Vmcs = minimum velocity of control on the ground, with 1 engine inoperative; V1 = velocity “of decison”; VR = velocity “of rotation” (velocity to lift the nose wheel); Vmu = minimum take-off velocity for safe flight; indicative velocity for continued takeoff; VLOF = “ground clearance” velocity - first time of effective “lift” speed; = velocity of lift-off= VLOF = VR + (1% out of VR) in kt V2 = safety velocity up to 35 feet high. Therefore, in the case of jet aircraft, with respect to the thrust force listed in the manufacturer's technical characteristics or specifications - (tnf; kN; N, kgf; etc.) - we must convert it to lbf in order to be able to then turn it to hp POWER (at the corresponding value). And, given that the result is to meet the didactic development of this study, it is necessary to consider, in principle, a certain average VLOF “ground clearance” speed (in kt = knot = nautical mile per hour). Didactically, this author didactically considered the following examples of average VLOF values ​in the case of thrusts given by the aeronautical industry to be converted to lbf in order to be applied in the power formula presented below: a) the value 107 kt ( ≈ 198 km / h); 140 kt (≈ 260 km / h); as examples of average VLOF values ​for jet planes of different PMD ranges. THIS WILL BE TAKEN INTO ACCOUNT BY THE ALPHA AND BRAVO TABLES, (HEREIN PRESENTED), IF THE MANUFACTURER OF THE PLANE HAS NOT SPECIFIED THE VALUE OF THE VLOF

65


Francisco Bedê The seven main speeds expected in the conventional take-off phase by FAR PART 25 TAKE-OFF - 2nd presentation – (in Portuguese)

V2

http://www.engineerstoolkit.com/Airworthiness%20Standards%20%20FAA%20FAR%20Part%2025.pdf

V

35 ft θ1 V0

Vmcs

VR

V1

(CD) CAL = “angular” lift coefficient on

θ1

Vmu

θ3

θ2 VLOF

(V2)

(CL)

the horizontal runway of aircraft.

IN PORTUGUESE V0

V0 (Velocidade “zero”): Instante em que o piloto, com seu avião alinhado na cabeceira da pista, libera os freios e aplica potência de decolagem.

Vmcs

Vmcs (Velocidade mínima de controle no solo): Velocidade na qual a “controlabilidade” do avião por meios exclusivamente aerodinâmicos demonstra-se adequadamente segura para prosseguir a decolagem, quando o motor crítico se tornar inoperante.

V1

V1 (Velocidade de decisão): Momento em que o piloto decide se prossegue ou não com o procedimento de “corrida de decolagem”. Também, é conhecida como “velocidade crítica de falha de motor”, numa eventual falha do motor crítico. O ponto onde ocorre a V1 é chamado de “ponto crítico de decolagem”.

VR

VR (Velocidade de Rotação): Velocidade na qual o piloto levanta a roda do nariz para um determinado ângulo de ataque, fazendo permanecer sobre a pista as rodas do trem de pouso principal. No caso da roda do nariz ser levantada prematuramente a decolagem será atrasada devido ao aumento do arrasto induzido. No caso do nariz ser levantado num ângulo de ataque a mais, o avião terá percorrido desnecessariamente uma distância maior. Na Vr o ângulo de ataque θ1 varia para os aviões a jato entre 10º e 13º e, para os aviões a hélice, entre 7º e 10º - (variações médias).

Vmu

Vmu Velocidade mínima de descolagem para um voo seguro;

VLOF

VLOF (Velocidade de saída do solo - Lift-off Speed) - É a velocidade do exato momento em que o avião deixa de tocar o solo com o trem de pouso principal - (ângulo θ3); primeira vez de efetiva velocidade de “sustentação” VLOF ≈ VR + (1% de VR)

V2

V2 Velocidade de segurança – Velocidade para início da subida, mesmo com uma eventual pane no motor crítico

V R)

66


Francisco Bedê FAR PART 25 TAKE-OFF SEVEN MAIN SPEEDS PREDICTED BY CONVENTIONAL TAKEOFF(3RD. DYNAMICS PRESENTATION – CLICK ON WHITE HEAD DOTTED ARROW – 3rd presentation (in Portuguese) O avião é “regido” por quatro forças, (L, W, T, D), e conforme o tipo de propulsão/tração e outros dispositivos hiper sustentadores, altitude densidade, tipo de pista de decolagem, etc. O ALGORITMO DE SANTOS DUMONT deverá ser considerado na decolagem através do novo tipo de coeficiente, o Coeficiente “Angular” de Sustentação CAL resultante da relação peso(kg)/potência(hp), já que o piloto deverá acelerar de “V0” até alcançar a velocidade “V2” , (antes passando pela VLof), de modo que utilize no máximo 2/3 do piso disponível para decolagem - (TORA = takeoff run available) – e assim, almejar um custo operacional variando de “máxima eficiência” até “máxima eficácia”, a demonstrar determinada rentabilidade na relação “custo x benefício”, em função de um CAL variando de 6,89 a 1,33

CAL

IN PORTUGUESE

(CD) Velocidade inicial - V0

(CL)

CAL = COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO - (Que estaria inserido atipicamente na corrida de decolagem horizontal de aviões, onde ocorrem 7 diferentes velocidades emblemáticas entre o CD e o CL)

(Obs,: Quando em apresentação de powerpoint PPSX, faça click em

Velocidade de sustentação - VLOF

para ver avião decolando)

Fazendo-se a “animação” das 7 velocidades emblemáticas (principais) durante a corrida de decolagem:

V0

Vmcs V1

VR Vmu VLOF V2

θ3 Vmcs

VR

35 ft

Vmu VLOF VLOF ≈ VR + (1% de VR)

CLIQUE EM

PARA VER O VÍDEO DO AVIÃO DECOLANDO EM FUNÇÃO DAS 7 VELOCIDADES http://www.engineerstoolkit.com/Airworthiness%20Standards%20%20FAA%20FAR%20Part%2025.pdf

“CARGA ALAR” - (relembrando) http://pt.wikipedia.org/wiki/Carga_alar Em aerodinâmica, carga alar é o índice resultante da divisão do peso da aeronave pela área da asa. A carga alar reflete diretamente a capacidade de sustentação que, por seu turno, afeta de forma direta a velocidade ascensional, a capacidade de carregamento e a performance de uma aeronave. Quanto menor for a carga alar, maior será a eficiência de uma asa em relação ao peso que ela deve sustentar. 67


Francisco Bedê VIDEO ON “HORIZONTAL RUNNING SPEEDS” EXPLAINED DURINGLY IN ENGLISH BY CAPTAIN JOE: V1, VR, VLOF, V2 V0 = velocidade “zero” (velocidade “inicial”, velocidade “de inércia”); Vmcs = velocidade mínima “de controle” sobre o solo, com um motor inoperante; V1 = velocidade “de decisão”); VR = velocidade “de rotação” (velocidade para se levantar a roda do nariz); Vmu = velocidade mínima de descolagem para um voo seguro; VLOF = velocidade “de saída do solo” - primeira velocidade de efetiva “sustentação”; (velocity of lift-off / lift-off speed / take-off speed) V2 = velocidade “de segurança até atingir 35 pés de altura”.

V0

Vmu VLOF

(nível de voo de cruzeiro)

Vmcs (solo)

Captain Joe (crédito)

AUDIO IN ENGLISH

Click on the white dotted triangle

68


Francisco Bedê THE FOUR TRADITIONAL AERODYNAMIC FORCES (notações em inglês): L (lift) = sustentação; W (weight) = peso; T (traction/thrust) = tração/empuxo; D (drag) = arrasto = resistência L (lift) = W (weight) T (traction/thrust) = D (drag)

this is. LIFT equal to = WEIGHT this is, TRACTION, THRUST equal to = DRAG

LIFT

TRACTION or THRUST =

DRAG

(“traction”; e/ou; “thrust”) Obs.: traction (propeller) - (*) and / or thrust (turbine) is understood to be the “effort” of the engine.

WEIGHT, (gravity)

L

(W) = WEIGHT: mass of the airplane under the effect of gravity. (L) = LIFT: force perpendicular to the velocity of airflow around the body (= the airplane) – (It supports the weight of the plane).

RA D

(D) = DRAG: force imposed by air resistance– (resulting aerodynamic T component, RA, parallel to the relative wind direction). (T) = TRACTION (propeller) and/or THRUST(turbine): it results from the engine power or engine power applied to achieve a given velocidade.

W

L = força de sustentação D = força de arrasto RA = resultante aerodinâmica

(*) the purpose of the propeller - (be in function tracker and/or be in function pusher) – is convert to linear motion the available horsepower in the form of conventional motor torque. In turbojets and turbofans, the forces are usually at: N, tnf, kgf e lbf.

69


Francisco Bedê RECALLING THE SANTOS DUMONT ALGORITHM: MTOW (kg) ÷ POWER (hp) ≤ 6.00 (CAL) A certified aircraft, with CAL “Angular” Lift Coefficient ranging from 1.33 to 6.00 (or 6.89 by extension of “super” efficiency) - will be fully capable of safely taking off at the seven speeds provided by the FAR Part 25 Takeoff during the ground race, at which time the most “critical” moments of the flight can be seen - (lower speed, higher starting weight, higher drag to win, maximum power applied to obtain VLof, etc.). When a customer buys a plane, whether it is a private individual, airline, military institution, etc., the buyer looking at their data sheet wants to have answers to “immediate” questions, that is, wants to know what the plane might do. For example: if the plane is going to fly fast on a cruise flight, if it has long range, if its flight range meets its objectives, what minimum runway length will be required to take off, if it rises rapidly on the climb, if it takes too long to reach cruising altitude, etc. All these “subsequent” questions are answered according to the aerodynamic forces acting on the aircraft considered. However, we understand that before the “subsequent” questions, a “first” question should be asked, namely “how do all flights begin”. The answer is: for the efficient and / or effective performance of the airplane during the “horizontal takeoff roll” phase.

The “ANGULAR” LIFT COEFFICIENT (CAL) - located atypically between the DRAG COEFFICIENT (CD) and the LIFT COEFFICIENT (CL) - will be deduced mathematically as an “extraordinary” coefficient as shown below, depending on the general equation of the line and the simplified equation of the line.

mass (kg) ÷ energy (power hp) ≤ 6

= CAL

Santos Dumont's intuition, considering in practice the relation “mass (kg) / energy (hp)”, makes us accept beyond the existence of two “normal” coefficients defined by the modern Aeronautical Engineering - ex. because another coefficient should be deducted “dimensionally” in the phase of the horizontal take-off run, which is referred to as this study of “ANGULAR” LIFT COEFFICIENT - CAL and “locating” the CAL atypically between the CD and CL. The following page lists, for educational purposes only, the main COEFFICIENTS obtained by Aeronautical Engineering in wind tunnels and / or through computational calculations with empirical approximations:

70


Francisco Bedê AERODYNAMIC COEFFICIENTS - (FROM AERODYNAMIC FORCES: L, D, X, Y) These are dimensionless numbers used for the aeronautical or aerodynamic study of the forces a body undergoes. moving within atmospheric air. Here are some of these coefficients formulated for aerodynamic forces: coeficiente de sustentação drag coefficient

lift coefficient

L CL =

½ρ.

D CD =

V2 .

penetration coefficient

S

½ρ.

X CX =

V2 .

side force coefficient

S

½ρ.

Y CY = V2 .

S

½ ρ . V2 . S

AERODYNAMIC COEFFICIENTS - (FROM MOMENTS: M, N) They are dimensionless numbers used for the aeronautical or aerodynamic study of the moments that a body suffers in movement within the atmospheric air. If we call the notations below: M for the moment of flight “chopped or pitched or pitched”; and N for the "yaw" flight moment, here are the formulated coefficients of these aerodynamic moments: moment coefficient M

moment coefficient N

M CM =

N CN =

½ ρ . V2 . Sc

Obs.: c = aerodynamic middle rope

½ ρ . V2 . Sb

Obs.: b = alar wingspan

The “dimensionlessness” of the quantities is performed in order to take advantage of the simplifications that dimensional analysis brings to the experimental and theoretical study of physical phenomena.

To “dimensionless” forces and moments, Aeronautical Engineering employs the following quantities: Forces (L, D, X, Y)

Moments (M, N)

1

1 ρ . V2 . Sref

ρ . V2 . Sref . lref

2

2

Where: Sref = reference surface; lref = reference length 71


Francisco Bedê INTERNATIONAL CONSECRATED NOTES D = force of drag L = force of lift CD = drag coefficient CL = lift coefficient CX = force of penetration coefficient CY = side force coefficient MTOW = maximum takeoff weight (in kg) POWERPLANT = motorization (installed horsepower = hp) A = “ANGULAR” C = Coefficient CAL = “ANGULAR” LIFT COEFFICIENT m (in TRIGONOMETRY) = slope Note: In this study we mean a diagrammatic “graph” as a diagrammatic “application”. Hence, a little more detail below about “lift” and “drag” - (forces according to Aerodynamic dictates). FORCE OF LIFT ”L”

It is the component of Aerodynamic Resultant (RA) perpendicular to relative wind. In turn, Aerodynamic Resultant is a force that arises due to the pressure differential between the inside of the wing and the inside of the wing and tends to push it upwards, aided by the reaction. of air (Newton's 3rd Law) at the bottom of it. It is represented as a vector that, when decomposed, gives rise to two component forces, namely: lift force (L = lift) and drag force (D = drag). Thanks to the L force the airfoil is able to rise. If this is, for example, the wing of an aircraft, it will take off. Support L is a function of air density (density divided by two), lift coefficient, wing area and squared flight speed. Therefore, the following formulation follows: Where:

ρ . S . V2

L = CL . 2

CL ρ V S L

= lift coeficient = (rho) air density (1.225 kg/m³ at see level) = flight speed = wing area = lift force produced

72


Francisco Bedê FORCE OF DRAG ”D”

Looking to next the figure of an F-18 rising steeply upward: As the airplane moves through atmospheric air, there is another aerodynamic force that is present. Air resists movement of the airplane, and this resistance force is called drag force (or friction, or resistance). Like lift force, there are many factors that affect the magnitude of the drag force, such as the shape of the airplane, the viscosity of the air and its speed. And as with lift, all individual components are usually considered to be aggregated into a single drag value of the airplane as a whole.

The direction of the drag force is always opposite to the direction of flight, and the drag acts through the center of pressure. When an airplane increases the angle of attack, so does the lift; but, there is a generation of adverse pressure gradients. From a certain angle of attack, these adverse pressure gradients result in detachment of the boundary layer, whose von Kárman vortex generation characterizes the phenomenon known as stall), loss of lift, and drag increases significantly. This is why, in the takeoff phase of a model aircraft, it should not be made to climb at a very sharp angle. Some aircraft, especially those with a T-tail design, are at risk of deep stall, as the wing generated during the stall covers the horizontal stabilizer, causing it to lose control and prevent the aircraft returns to its initial altitude. For this reason, in addition, aerobatic aircraft must have a warping design that ensures stall and bolt output. Aircraft with more complex control systems, such as military fighter jets and commercial jets, often have automatic system to protect againstl, as: "shaker", "giardino", "pusher", "winglets", etc.

ρ

Where: . S . V2

D = CD . 2

CD ρ V S D

= drag coefficient = (rho) air density (1.225 kg/m³ at sea level) = flight speed = wing area = drag force

73


Francisco Bedê Other formats (equations) of the LIFT FORCE and the DRAG FORCE: Equation of FORCE OF DRAGING - (“DRAG”): FD (= FDRAG)

Equation of FORCE OF LIFTING - (“LIFT”): FL (= FLIFT)

1

1 ρ . V² . S . CL

LIFTING = L (lift) =

ρ . V² . S . CD

DRAGING = D (drag) = 2

2

(*) http://pt.wikipedia.org/wiki/Coeficiente_de_sustenta%C3%A7%C3%A3o http://ciencia.hsw.uol.com.br/avioes9.htm

It should be noted that a similar support process can be developed for locating different equipment in fluids other than “air” (the airfoils): they are the hydrofoils in the “water” fluid. Since L is the main force that allows a winged aircraft to stay in flight, this force must be greater than the total weight of the aircraft, W, allowing it to take off at VLof) For the support is used internationally the notation L, (from term LIFT); and; CL for the lift coefficient, which is always sought and is as large as possible. As a result, both, (L and CL), depend directly on the angle of attack, increasing it to a maximum point, after which the airflow passing over the upper wing cannot flow. in its entirety and remain adhered to the aerodynamic profile, giving way to the "loss entry" or "stall". Therefore, it is known that to make a plane fly, a force must be generated to offset the weight. As we have seen, this force is called lift and is produced by the movement of the plane through atmospheric air. The lift is an aerodynamic force - (of "aero" meaning air, and "dynamic" meaning movement) - and is perpendicular (at right angles) to the direction of the incident flow (wind), incident flow and direction of flight are not necessarily the same, especially in maneuvers. As “with weight”, each part of the airplane contributes to a single lift force, but most of the airplane lift is generated by the wings. The airplane's lift functions as if it were acting at a single point, called the center of pressure, which is defined as the center of gravity, but using the pressure distribution around the entire aircraft instead of the weight distribution. In the center of pressure only forces act. 74


Francisco Bedê The force and momentum resulting from the interaction between the "plane" body and the "air" fluid are vector quantities, which results more simply from studying its components along the axes of some suitable reference trihedron. Aerodynamic coefficients usually refer to such components and adopt particular definitions and names under which the choice of such a trihedron is chosen. The most common is the so-called wind axis. The aerodynamic coefficients can be obtained by two fundamental ways: experimental and theoretical. (A) In the use of the “experimental measurement” route, wind tunnels and scale models are used, using the techniques of dimensional analysis; or yet; measuring this route directly in flight - (which is not possible during the design phase). (B) When using the “theoretical” pathway, computational fluid dynamics, also known as CFD, is applied, which deals with solving the fluid mechanics equations applied to the study body by numerical analysis with the help of computers.

PHYSICAL-MATHEMATICAL RELATIONS: THRUST / WEIGHT WEIGHT / POWER

T / W = thrust / weight W / HP = weight / hp

The “Thrust / Weight” (T / W) ratio is usually associated with jet engines. For propeller-powered airplanes, the equivalent term historically used since the time of Santos Dumont - (1906-1907), is the “Weight-Power” (W / HP) ratio, which refers to the ratio of the weight of the aircraft (in kg) and the power (hp) delivered by the engine. Like this: the W / HP ratio has a different meaning from the T / W ratio. While the high T / W ratio indicates a stronger, generally higher engine with much higher fuel consumption, the low W / HP ratio indicates a smaller engine with less horsepower compared to the weight of the aircraft. The power in a propeller plane depends on the propeller efficiency (ηp) that expresses how much power the engine delivers when converting to traction and / or propulsion: pull and / or push. With other words about the difference between the two relationships:- the “thrust lbf / weight kg ratio - (ENERGY/MASS) – it is done in modern times by associating it with airplanes

75


Francisco Bedê

with turbojet engines and turbofans, as they are more powerful and high-consumption driving forces; The ratio “weight (kg) / power (hp)” - (MASS / ENERGY) - has been used historically from the invention of the airplane, with conventional engines and, modernly, with turboprop engine. Therefore, according to the CAL graph, the ratio refers to the Cartesian ratio between the maximum takeoff weight (Δy = kg) and the engine delivered power (Δx = hp), resulting from the following “angular” lift coefficient formula:

CAL = Δy ÷ Δx = m (ADIMENSIONAL VALUE) Note that the “weight / power” ratio historically refers to less powerful traction-type (hp / shp) engines. Thus, traction (“pull” and / or “push”) propulsion on a propeller aircraft depends on the propeller efficiency (ηp) which expresses “how much power the engine delivers” to be converted into "Propulsive force". Although in Santos Dumont's time one did not dream of “thrust (lbf)” jet “power” - because the Father-ofAviation and his contemporaries only looked at the “kg / energy” relationship of “kg / hp ”- in no way does the CAL = Δy ÷ Δx = m ratio compromise any calculation when used for the purpose of obtaining a CAL “angular” coefficient identifying efficiency and / or effectiveness for ALL aircraft types in the world, whether jet, whether the propeller, consume liquid fuels, because it has nothing to do with the lift coefficient CL Recall that Santos Dumont's “mistakes and successes” in the construction of airplanes caused the Aviation Father to “enter” a “Quotient 6” - (tending to another “quotient” of a different value CL) - thus determining a “angular” coefficient of lift = CAL = in the mathematical relationship “MASS / ENERGY”, which is understood as the result of: maximum takeoff weight (kg) ÷ powerplant (hp) ≤ 6 So, that the plane could take off, that is, gain "lift", depending on the speed considered VLOF or, would say technically and scientifically about the "intuition" or practical side of Santos Dumont, that: "the plane after overcoming inertia, VZERO and during the take-off race overcoming DRAG (= RESISTANCE), would be able to achieve desirable SUSTAINABILITY, with VLOF if there is equal to “6” or less than 6), as a result for “ANGULAR” LIFT COEFFICIENT of equation: mtow (kg) ÷ power (hp) ≤ 6 (CAL)

76


Francisco Bedê THE MODERN AIRCRAFTS AND THEIR MAIN CONSTITUENT EXTERNAL PARTS The image below is reproduced to visually identify the main constituent parts of a conventional engine (hp) aircraft:

(JATOS) Glenn Research Center - Lewis Field - NASA CENTER

Comparing the first image with that of modern aircraft, (2), see how many “external” technological improvements were introduced in current aeronautical projects, especially jet aircraft, more than a century after the invention of the aircraft by Santos Dumont. And, despite all the technical-scientific knowledge in terms of Aerodynamic Science, the relationship intuited by Santos Dumont: “PMD (KG) / POT (HP)” remains valid without conflicting with existing methodologies. a CAL dimensionless value of “6” or less for an airplane to take off. And, it will be much truer as current aeronautical projects have a maximum of modern integral parts designed for a particular aeronautical project. For this author, the CAL - a “coefficient” lift coefficient - still exists atypically between the drag coefficient (CD) and the lift coefficient (lift coefficient) CL. In the geometry of a modern airplane we can highlight two parts: aerodynamic surfaces and airfoils. -as aerodynamic surfaces we can say that they are the parts that offer little resistance to the advance, however, they do not produce any useful force to the flight. Ex .: spinner (propeller hub), wheel fairing (gaiters), etc. As airfoils, (taken by the term in general), we can say that they are the parts that produce forces useful for flight. Eg propeller, wing, stabilizer, fuselage, cockpit, rudder, elevator, etc. 77


Francisco Bedê

POWER CONCEPT IN AIRPLANE PHYSICS JET AND HYBRID ENGINE AIRCRAFT

78


Francisco Bedê POWER AS ONE OF THE MOST IMPORTANT AIRCRAFT FEATURES AND / OR SPECIFICATIONS

Observing the GENERAL DATA SHEET published by the aeronautical industries on their websites containing general characteristics and / or technical specifications of the aeronautical equipment coming from their production lines, it appears that such characteristics and / or specifications reflect performance data and / or performance in line with international ISA standards, namely: ISA – (INTERNATIONAL STANDARD ATMOSPHERE) for normal takeoff, conditions by ICAO Average Latitude (Lat. 45°N/S) for airplane performance:: Pressure = 29,92 pol. Hg. ou 1013,25 mb ou hPa., (pressure altitude at sea level) Temperature = 59°F ou 15°C (decay with altitude 0,65°C /100m or 2°C / 1000 ft) Gravity = 9,806401351782 m/s² (rounding to 4 decimal places = 9,8064 m/s² ) Thermal gradient = – 0,65°C / 100m or – 2°C / 1000 ft Separated Isobars of = 2 in 2 mb Air density = 1,225 kg / m3 ar Dry asphalt runway of critical length required for takeoff; Powerplant: traction in hp, kW, W, cv; an/or thrust em kN; N, kgf, tnf, lbf. Headwind, calm at 10 kt, for normal takeoff, flaps I, with maximum takeoff).

We have the following from: <https://www.quora.com/At-what-speed-do-planes-usually-take-off> 1- In the case of jet airplanes (provided with turbojet engines and / or turbofans): this study is of interest because of the international standards already highlighted above that, in addition to ISA Standards such as outdoor air temperature and density, pressure environment, wind speed, subtended flap adjustment, etc., are emphasized as the main factors directly influencing takeoff velocity in kt, traditionally known as “ground speed,” VLOF, of value to be employed in the formula. (XX), the following two items in view of the decimal factor sought to obtain the final power P (hp): (1.a) powerplant = thrust kN; N, kgf, tnf, etc., to be converted to lbf; (1.b) mtow = maximum takeoff weight to be converted to kg. These, (1.a) e (1.b), are the two factors that most affect an aircraft with respect to its takeoff speed, traditionally known as “ground clearance”, VLOF given in lbf for the jets. 2- In the case of other aircraft, provided with conventional engines and / or turboprop engines, there is no need to use decimal factors because the installed power is already given by the manufacturer in hp; shp; cv; w; kW; these values ​are directly converted to hp, as shown below: shp (= is the power “hp” on the turbine shaft W (where: W ÷ 745,7 = hp)

cv (where: cv ÷ 1,014 = hp) kW (where: kW x 1,341 = hp)

79

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)


Francisco Bedê POTENCY – (power) We have the following three definitions for POWER (P) by referring to the link: (henceforth sites identified by numbered links) Link (1): https://www.google.com/search?q=f%C3%B3rmula+de+pot%C3%AAncia+envolvendo+for%C3%A7a+e+velocidade&oq=f%C3%B3rmula+de+pot%C3 %AAncia+envolvendo+for%C3%A7a+e+velocidade&aqs=chrome..69i57j33.27832j0j8&sourceid=chrome&ie=UTF-8

(a) – potency P is how quickly a certain amount of energy (E) is transformed; (b) – potency (P) is how quickly a work (T) is done; (c) – potency (P) is the force (F) multiplied by velocity (V), or, ie, the formula (I) below: Note: Henceforth, for didactic reasons, the formulas will be numbered by (romans); the links by (arabics) and the tables by (alphas).

P = F x V

(I)

Note: in (I) we have the particular case P = F x V considering the force parallel to the velocity, that is, angle Ө = 0° and being cos 0º = 1, the power being calculated as such - (See below 3 figures of “blocks” in a didactic view):

(e não considerar)

P=F.V

(I)

P = F . V . cos Ө

(II)

Giving another connotation with the figure “airplane” We usually approach the concept of work done by a force without regard to the time taken to do that work. In everyday life, often knowing the time spent doing a certain job can be of paramount importance, because knowing how much time is spent, we can try to get the job done faster. That way, if we have two machines doing the same job with the same perfection, we can choose the machine that gets the job done faster, or better, faster. In this sense, we can conceptualize power as the scalar quantity that measures the temporal rate at which a work is performed. Mathematically we can determine the power through the following equation (III):

(III)

(d)

(d) P=F.V

(I)

A 80

P=F.V

(I)

B


Francisco Bedê In the four immediately preceding figures we have: (1) - a block that we will consider to be a material point, which moves on a straight surface between positions A and B, under the action of a constant force of intensity F and parallel to the displacement d; -(2) similarly, we have a plane traveling in cruise flight (= keeping altitude and at constant speed in the fluid medium "atmospheric air"), flying between cities A and B, traveling the distance (d) between them. Stopping at the block figures, (previous page), we have that the average power of the force F in the time interval Δt is given by Pméd in following relation:

Pméd

(IV)

Pméd

(V)

Pméd

(VI)

Where is called Vméd the average velocity of material point– “block” – in the time interval Δt. Similarly it is said with respect to the airplane. Conclusion of this topic: In equation (I), considering “airplane” we have that: P is average potency ; (considered in hp); F is thr force (thrust lbf); and;; V is the average velocity (kt) OBS.: As

P (hp) = F (lbf) x V (kt) (VII)

"average velocity" is taken, in this case, the : VLOF NOTE: When the time taken to perform a job is too small, the instantaneous power is characterized, ie: Pi In this case and likewise Vi is the instantaneous velocity of the material point. Therefore:

Pi

(VIII)

HORSEPOWER – (hp) The horsepower, whose symbol is hp, consists of an Anglo-Saxon unit of physical greatness entitled "power," (review the previous 3 definitions), which Scottish Engineer JAMES WATT (1736-1819) in time defined as "power" required to raise vertically at a velocity of “1 ft per minute (min) a mass equivalent to 33,000 lbs”. Thus, we have the following hp value given as site in the Link (2): http://en.wikipedia.org/wiki/Horsepower

1 hp = 33.000 lbf x Or to five decimal places:

ft/min

=

745,69987158227022 (aproximação mais exata para “watts”) (IX)

1 hp = 33.000 lbf x

ft/min

= 745,69987

(X)

SYMBOLS: hp (horsepower); ft (foot, feet); min (min); m (meter); km (kilometer); s (sec); h (hour); lbf (pound force); MTOW (maximum takeoff weight in kg = MTOW - maximum takeoff weight); POT (installed power = powerplant); nm =(nautical mile); nm / h (nautical mile per hour or node or kt); km / h (kilometer per hour) NOTE: In SNTERNATIONAL SYSTEM the potency unit is the joule per second, formerly called watt (W), named after James Watt

81


Francisco Bedê OBTAINING POWER IN (hp) THROUGH DECIMAL FACTORS APPLIED FROM FORMULA (X)

1 hp = 33.000 lbf x

ft/min

= 745,69987 W

(X)

Highlighting ft/min from (X) we have the following development from the site below when we convert ft/min to kt:: Link (3): https://www.convertunits.com/from/ft/min/to/kt Therefore, one has to:

ft ft/min

=

ft = 0,0098747300215983 kt

min

Or with five decimal places:

ft/min =

= 0,00987 kt

(XI)

min

Hence formula (X) can be rewritten thus, resulting (XIV), that is, to have lbf.kt and not power in W (watts):

1 hp = 33.000 lbf x 0,00987 kt (XII)

Or:

1 hp = 33.000 x 0,00987 lbf.kt (XIII)

Or: 1 hp = 325,71 lbf. kt (XIV)

The value 325.71 lbf.kt of (XIV) must be recomposed and / or reapplied in formula (VII), so that the value corresponding to lbf of powerplant (power plant installed on the jet plane) can always be determined in hp. considered), this buoyancy value which is normally provided by the manufacturer aeronautical industry. Therefore, we have (XV): VLOF P (hp) = F (lbf) x 325,71

(XV) Or in the following linear arrangement:

P (hp) = [ F (lbf) ] x [ VLOF (kt) ÷ 325,71]

(XVI)

Simplifying (XVI) for dimensionless model, we have (XVII): P (hp) = [ F ] x [ VLOF ÷ 325,71]

(XVII) NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

82


Francisco Bedê

From (XVII): we have that the velocity to be considered is the “ground velocity in kt”, ie: VLOF (kt). Hence, because of different PMD values ​(mtow), the following two values ​of “ground velocity” (by “hp”) are given as random examples: 107 kt and 140 kt in order to obtain their respective decimal factors: 1st. Example: with 107 kt

VLOF P (hp) = F (lbf) x V (kt) = F (lbf) x

107 kt = F (lbf) x

hp

=

F x 0,3285

(hp)

325,71 lbf. kt

(XVIII)

2nd Example: with 140 kt

VLOF

140 kt = F (lbf) x

P (hp) = F (lbf) x V (kt) = F (lbf) x hp

=

F x 0,4298

(hp)

(XIX)

325,71 lbf. kt

So here's the POTENCY P formula (in hp) ending in (XX):

P (hp) = [ F ] x [ VLOF ÷ 325,71 ]

(XX)

(Observed ISA Standard, as shown on previous page) NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

83


Francisco Bedê LINKS OF SITES CONTAINING FORCE CONVERTERS TO EASY IMMEDIATE CALCULATIONS OF CORRESPONDING VALUES AND SCIENTIFIC VALUES USED BY THIS STUDY

Link (4): Scientific calculators– (senos, cossenos, tangentes, etc., and other key operations) http://www.calculadoraonline.com.br/cientifica Link (5): Convert kN (Quilonewton) to N (Newton) Simplified formula: kN x 1.000 = N https://convertlive.com/pt/u/converter/quilonewtons/em/newtons

Link (6): Convert N (Newton) to kN (Quilonewton) Simplified formula: N ÷ 1.000 = kN http://www.endmemo.com/sconvert/nkn.php

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Link (7): Convert N (Newton) to kgf (Quilogram-force) Simplified formula: N ÷ 9,807 = kgf https://convertlive.com/pt/u/converter/newtons/em/quilograma-for%C3%A7a

Link (8): Convert kN (Quilonewton) to kgf (Quilogram-force): Simplified formula: kN x 101,972 = kgf https://convertlive.com/pt/u/converter/quilonewtons/em/quilograma-for%C3%A7a Link (9): Convert kgf (Quilogram-force) to kN (Quilonewton): Simplified formula: kgf ÷ 101,972 = kN https://convertlive.com/pt/u/converter/quilograma-for%C3%A7a/em/quilonewtons Link (10): Convert kgf (Quilogram-force) to N (Newton): Simplified formula: kgf x 9,807 = N https://convertlive.com/pt/u/converter/quilograma-for%C3%A7a/em/newtons Link (11): Convert kN (Quilonewton) to lbf (pound force): Simplified formula: kN x 224,809 = lbf https://convertlive.com/pt/u/converter/quilonewtons/em/libra-for%C3%A7a 84


Francisco BedĂŞ Link (17): Convert MW (Megawatt) to hp (horsepower); or in shp for electric powered aircraft http://www.kylesconverter.com/power/megawatts-to-horsepower

TABELA: http://www.kylesconverter.com/power/megawatts-to-horsepower

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

1 Megawatts

=

1,341.0221 hp

70 Megawatts

=

93,871.5463 hp

2 Megawatts

=

2,682,0442 hp

80 Megawatts

=

107,281,7672 hp

3 Megawatts

=

4,023.0663 hp

90 Megawatts

=

120,691.9881 hp

4 Megawatts

=

5,364.0884 hp

100 Megawatts

=

134,102.209 hp

5 Megawatts

=

6,705.1104 hp

200 Megawatts

=

268,204.4179 hp

6 Megawatts

=

8,046.1325 hp

300 Megawatts

=

402,306.6269 hp

7 Megawatts

=

9,387.1546 hp

400 Megawatts

=

536,408.8358 hp

8 Megawatts

=

10,728.1767 hp

500 Megawatts

=

670,511.0448 hp

9 Megawatts

=

12,069.1988 hp

600 Megawatts

=

804,613.2538 hp

10 Megawatts

=

13,410.2209 hp

700 Megawatts

=

938,715.4600 hp

20 Megawatts

=

26,820.4418 hp

800 Megawatts

=

1,072,817.6717 hp

30 Megawatts

=

40,230.6627 hp

900 Megawatts

=

1,206,919.8806 hp

40 Megawatts

=

53,648.836 hp

1,000 Megawatts

=

1,341,022,0896 hp

50 Megawatts

=

67,051.1045 hp

10,000 Megawatts

=

13,410,220.896 hp

60 Megawatts

=

80,461.3254 hp

100,000 Megawatts

= 134,102,208.959 hp

85


Francisco Bedê

Link (18): Convert hp (horsepower) to MW (Megawatt) http://www.kylesconverter.com/power/horsepower-to-megawatts Link (19): Convert lbf (pound-force per second - (ft lbf/s) to horsepower (hp) http://www.kylesconverter.com/power/foot--pounds--force-per-second-to-horsepower

Highlighting links (20) and (21) - (idem, for hybrid power planes): NOTE: In the numbers of graphs and Link (20-A): Converter of Velocity. Example: from kt to foot/second calculations, understand COMMA (,) as POINT http://www.endmemo.com/convert/velocity.php (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,) Select: VELOCITY CONVERSION ONLINE – ENDMEMO Select topic “35” in converter of link (20) and enter (kt) velocity value read result foot/second in topic “31” Example: 155 kt will match to 261,610528 ft/s

Link (21-A): Converter of Pound-foot/second ↔ Horsepower Conversion http://www.endmemo.com/sconvert/lbfft_shp.php Select: LBF.FT/S TO HP CONVERTER, CHART -- ENDMEMO For example: search the calculator for the result of lbf (eg 28,800 lbf) multiplied by ft/s For example:

261,610528 ft/s) . Whence: 28.800 x 261,610528 = 7.534.383,2064 (result) Therefore, the link converter (21) is output result “7.534.383,2064”, obtaining the following value to horsepower: 13.698,877644 hp Links (20-B; 21-B): Calculating "manually", (at the tip of the pencil and using a simple calculator).

Multiply VLOF in kt per 1,6878098581 to get Velocity in fps (foot/second) Ex.: VLOF = 155 kt Donde: 155 x 1,6878098581 = 261,6105280055 fps (Velocidade foot/second) Multiplicar Velocidade fps por libra-força lbf, (ex.: 28,800 lbf), para obter-se o resultado (1); Ex.: 261,6105280055 x 28,800 = 7,534,383.2065584 that, rounded to integers, será 7,534,383 (1) Multiply result (1) by index 0.00181817 to get result (2), quyhat will be the sought horsepower; Ex.: 7,534,383 x 0.00181817 = 13,698.78913911 that, rounded, will be horsepower: 13,699 hp (2) 86


Francisco Bedê Link (12): Convert kgf (Quilogram-force) to lbf (pound-force): Simpliflied formula: kgf x 2,205 = lbf https://convertlive.com/pt/u/converter/libra-for%C3%A7a/em/quilograma-for%C3%A7a

Link (13): Convert N (Newton) to pound-forcr (lbf): Simplified formula: N ÷ 4,448 = lbf https://convertlive.com/pt/u/converter/newtons/em/libra-for%C3%A7a

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Link (14): Convert tnf (tonne-force) to pound-force (lbf): https://convertlive.com/pt/u/converter/tonelada-for%C3%A7a/em/libra-for%C3%A7a Link (15): Convert Velocity kt (nautical mile per hour) to ft/s (foot per second): https://conversor-de-medidas.com/velocidade/n%C3%B3s-para-p%C3%A9s-por-segundo----n%C3%B3--p%C3%A9-por-segundo https://www.google.com/search?hl=ptBR&authuser=0&ei=DIXHXIn9M8mcmwXpl5zoBw&q=converter+nó+em+ft%2Fs&oq=converter+nó+em+ft%2Fs&gs_l=psyab.12..33i22i29i30l2.46216.85124..90028...0.0..0.307.6389.0j32j3j1......0....1..gwswiz.....0..0i71j0i67j0j0i22i30j0i131.NI9ToO1RT5s

Link (16): Have to 1 kt = 1,68781 ft/s: https://www.google.com/search?ei=3JEDXdHEDMzy5gK1gL6YBQ&q=convert+kt+to+ft%2Fs&oq=converter+kt+em+ft%2Fs& gs_l=psy-ab.1.1.0i22i30l7.3540.32964..39497...0.0..0.530.5026.0j9j5j4j1j1......0....1..gwswiz.....0..0i67j0i131j0j0i131i67j0i10i67j0i22i10i30j33i160.ruQEO7OML1g (Obs.: comprimento = extensão: 1 milha marítima = 1.852 km; velocidade: 1.852 km/h = 1 kt ou nó)

87


Francisco Bedê AIRCRAFT CATEGORIES FOR ALLOWED SPEEDS AND MAXIMUM TAKE-OFF WEIGHT Text developed from two sources: https://en.wikipedia.org/wiki/List_of_airliners_by_maximum_takeoff_weight https://www.google.com/search?ei=NGH-XIreH6LX5gLy_6m4Cw&q=list+of+airliner+by+lift-off+speed&oq=list+of+airliner+by+liftoff+speed&gs_l=psy-ab.12..33i22i29i30.13060.21465..25182...0.0..0.247.2054.0j10j1......0....1..gws-wiz.......33i160.zfY4SD-fBOE

INTRODUCTION

High-speed jet Airliners (commercial or not)

As for the high speeds at which they fly, aviation kerosene-consuming airliners (QAV-1) are classified by the following typology: HYPERSONICS - reaction planes flying above Mach 5; e.g. X-43A SUPERSONICS - reaction planes flying above Mach 1; eg Concorde, Tupolev TU-144 SUBSÔNICOS – aviões a reação que voam imediatamente abaixo de Mach 1; exs.: B-747, A-380 Airliners (commercial or non-commercial), turboprop aircraft / conventional, lower-speed aircraft Regarding intermediate speeds and slower speeds with which they fly, there are propeller airplanes consuming both kerosene and aviation gasoline (QAV-1 / AVGAS), classified according to the following typology:

TURBOPROPELLER AIRCRAFT: A propeller-driven jet engine consuming air-jet fuel (QAV-1), propelling a turbine connected to the propeller shaft. CONVENTIONAL AIRCRAFT: propeller driven by internal combustion engine consuming aviation gasoline (AVGAS); “Airliners” (comerciais), de qualquer tipo, quanto ao peso máximo de decolagem (mtow) & motorização (powerplant) HEAVY SUPER AIRCRAFT: from 447,701 kg up to 640,000 kg HEAVY AIRCRAFT: from 125,001 kg to 447,700 kg AVERAGE WEIGHT AIRCRAFT: from 5,000 kg to 125,000 kg LIGHT WEIGHT AIRCRAFT: up to 4,999 kg Above, according to the various aeronautical industries around the world, is the general classification of airliners and other aircraft, based on mtow - (maximum takeoff weight) and powerplant - [engine: (a) thrust / traction ; (b) number of engines] - observing the categories listed by the ICAO / FAA and according to the terminology: “super; heavy / medium; medium / small; light ”. Therefore, the present study will then contemplate jet aircraft with SPECIFIC TABLES the types: single-engine, twin-engine, trimotor, fourengine, hexamotor, octomotor and decamotor. The tables will be based on take-off speeds (VLOF), since from this type of speed considered everything will come to FAVOR OF THE AIRPLANE'S EXPECTED PERFORMANCE, such as: train landing, flaps collected in stages, aircraft weight decreasing as fuel is consumed, etc.

88


Francisco Bedê NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

TWO CURIOSITIES IN CALCULATIONS OF CERTAIN AIRPLANE SPEEDS - (CESTIMATES OF ALCULATION FROM ROTATION SPEED - VR)

1st.) VLOF or “ground clearance speed ”can be estimated according to: (approximate value formula) VLOF ≈ VR + (1% out of VR) Example: If VR = 162 kt

then:

VLOF = 162 + (1% de 162) = = 162 + 1,62 = 163,62 ≈ 164 kt

2nd.) VREF or “minimum velocity to be maintained during approach to landing”, or “minimum velocity on the final straight”, or “reference velocity”, can be estimated, as: VREF ≈ VLOF – (6% de VLOF) Example: If VLOF = 160 kt Then:

VREF = 160 – (6% out of 160) = = 160 – 9,6 = 150,4 ≈ 150 kt

Note: The larger the flap configuration, ie, all flaps “lowered”, the velocity VREF will be minor.. VREF - On jet aircraft of “heavy / overweight” categories, if immediate return of the aircraft is required, the landing pilot will have to reduce the speed of the aircraft considered to an operating limit based on how heavy the aircraft is at that moment, so that the airplane does not overweight, as such landing may cause wrinkling of plates and panels, improper flexing movements of fuel-filled wings, damage to turbine pylons, excessive tire pressure during the touch on the track, etc. The following two formulas will substantiate the framing of jet airplanes in the preparation of the DIAGRAM APPLICATION OR GRAPH: P (hp) = [ F ] x [ VLOF ÷ 325,71 ]

CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ]

(XX)

89

(XXI)


Francisco Bedê (1) TABLE α: table of velocities VLOF (kt) = VR (kt) + (1% de VR); (2) TABLE β: “decimals” NOTE: In the numbers of graphs and Ground crearance velocity calculation VLOF of subsonic calculations, understand COMMA (,) as POINT and supersonic jet airplanes – (table alpha for jet aircrafts). (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,) Example of calculation: jet KC-390 KC-390: VR = 121 kt .:. Where: VLOF=121+(1% out of 121)=121+1,21=122,21 kt = (round to upper integer) = 123kt Result must be rounded to the next higher integer. Note: The values ​shown in the alpha table below represent the approximate VLOF average of the most diverse subsonic and / or supersonic jet aircraft, depending on their MTOW and number of engines. Therefore, these values ​prevail as auxiliary indicators in the calculation of power when the manufacturer of these aircraft does not inform the velocities VR e VLOF

TABLE ALPHA (α) MTOW (range in kg)

TABLE BRAVO (β)

NUMBER OF PURE AND/OR HYBRID JETS (TURBOJETS AND/OR TURBOFANS - LBF; SHP; HP)

VLOF÷index=decimal

MONO (1)

BI (2)

TRI (3)

QUADRI (4)

HEXA (6)

OCTO (8) DECA (10)

VLOF kt

VLOF kt

VLOF kt

VLOF kt

VLOF kt

VLOF kt

VLOF kt

173 kt 160 kt 155 kt 153 kt 152 kt 151 kt 150 kt

173 kt 155 kt

155 kt

SUBSONICO JETS

640.000 – 379.001 379.000 – 275.001 275.000 – 115.161 115.660 – 81.001 81.000 – 77.000 76.999 – 50.001 50.000 – 5.000 4.999 – 1500

140 kt 100 kt

155 kt 150 kt 145 kt 123 kt 120 kt 110 kt 100 kt

155 kt 155 kt 150 kt 140 kt 130 kt 120 kt 110 kt

SUPERSONIC JETS

200.000 184.999 159.000 99.999

– 185.000 – 160.000 – 100.000 – 11.000

215 kt 195 kt 175 kt 150 kt

150 kt 90

215 ÷ 325,71 = 0,6601 195 ÷ 325,71 = 0,5987 175 ÷ 325,71 = 0,5373 173 ÷ 325,71 = 0,5311 160 ÷ 325,71 = 0,4912 155 ÷ 325,71 = 0,4758 153 ÷ 325,71 = 0,4697 152 ÷ 325,71 = 0,4667 151 ÷ 325,71 = 0,4636 150 ÷ 325,71 = 0,4605 145 ÷ 325,71 = 0,4451 140 ÷ 325,71 = 0,4298 130÷ 325,71 = 0,3991 123 ÷ 325,71 = 0,3776 120 ÷ 325,71 = 0,3684 110 ÷ 325,71 = 0,3377 108 ÷ 325,71 = 0,3315 100 ÷ 325,71 = 0,3070


Francisco Bedê THE FIRST CALCULATIONS OF SANTOS DUMONT TO SIGN OUT “ANGULAR” LIFT COEFFICIENTS The first “heavier-than-air” to take off on its own in the world was the 14Bis aircraft invented by Brazilian Alberto Santos Dumont in 1906. Thus, the construction of the first aircraft required several attempts to take off from its inventor. at the beginning of the second semester of 1906, and finally, on October 23 of that same year, to accurately estimate the calculation of the required power when the apparatus gained lift and covered 60 meters at approximately 2 meters in height for 7 seconds and before more than 1,000 viewers and large number of accredited journalists. It was the initial calculations with 14Bis (1906) and the following “beads” with the Demoiselle (1907) models, involving “weight” and “power” that resulted in dimensionless numbers noted by Santos Dumont, which supported the present study containing coefficients of “angular” nature “lift” indicators. Also, it is important for historical rescue purposes to record in this study something from the selfless point of view of Alberto Santos Dumont: The nobility of his spirit bequeathing his invention to humanity so that everyone would benefit. The Brazilian asked nothing in return from nationals around the world, nor did he apply for patent and / or trademark registration of his inventions to government agencies. He offered his knowledge for free to all the inhabitants of the planet, without making financial use of it. AUDIO IN PORTUGUESE

SANTOS DUMONT ESTIMATING POWER IN HP

TO MAKE A FLYING PLANE

91


Francisco Bedê

“DOWNLOADING” THE APPLICATION FROM SANTOS DUMONT ALGORITHM; (Obs.: "Lowering" to mean "developing“) “STEP-BY-STEP” IN THE GETTING MATH “ANGULAR” LIFT COEFFICIENTS.

92


Francisco Bedê DIMENSIONAL ANALYSIS Note that in Mathematics, considering only the Quadrant I of the Trigonometric Circle, as has the functions SEN, COS, TG, COTG, SEC and COSSEC to provide dimensionless positive signal results, the TG (tangent) function reveals a another important meaning, namely: THE TANGENT IS THE ANGLE ANGLE COEFFICIENT “a”, AND / OR “CA”, AND / OR INCLINATION “m” - (slope) - WITH RESPECT TO A NON-PERPENDICULAR STRAIGHT AND THEREFORE STRAIGHT IDENTIFIED BY THE EQUATION y = ax + b, WHERE: “a” (= CAL= m) = “ANGULAR” COEFFICIENT = DECLIVITY; and; “b” = “LINEAR” COEFFICIENT It was this idea of ​"angular" coefficient that guided this author to develop the present study through the trigonometric function "TANGENT", so that the mass / energy ratio, ie, MTOW (kg) / POWERPLANT (hp) that, technically (dimensional analysis) - must be “dimensional” according to the formula highlighted below. However, it is known that in mathematics there is a way to make the ratio MASS (weight) / ENERGY (power) have a result without “dimensionality” or “dimensionless”. So, the way to make the ratio MASS (weight) / ENERGY (power) have a result without “dimensionality”, ie “dimensionless”, is to use the CARTESIAN COORDINATE PLAN inserted in the TRIGONOMETRIC CIRCLE. can associate the values ​of: of MASS (= pmd in kg) to the axis of the ordinate, (= Y axis = kg); and; from ENERGY (= power in hp) to the “abscissa” axis, (= X axis = hp). However, “dimensionally” - (DIMENSIONAL ANALYSIS) - has the following formulation: IN PORTUGUESE

93


Francisco Bedê

GENERAL & REDUCED (= SIMPLIFIED) STRAIGHT EQUATIONS In order to reduce the GENERAL EQUATION OF LINE “S” to zero, the line must cut the Y axis at the origin of the system, that is, in the ordinate y = 0 as shown in figure II. To do so, one must do b = 0 (linear coefficient) Axis Y y=m.x+b

(Fig. I)

y=m.x

(Fig. II)

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

40

Axis Y

S

Pratical example: (graphic proof)

30

S 40

y = 10,03 mm 20

x = 5,8 mm m = 1,73

30

10

m

b

(m = declivity)

m

y

Axis X

20

y

x

10

10

20

40

30 Fig. II

Fig. I

Axis X

x

10

20

30

40

94

m = 1,73 = (“angular” lift coefficient CAL) – represents the declivity of the LINE S, and that refers to Tangent : tg 60º = 1,73205


Francisco Bedê

Para se ter o desenvolvimento deste estudo, na busca de um aplicativo diagramático contendo coeficientes “angulares” de sustentação (≤ 6) buscou-se na Geometria Analítica, (função do 1º. Grau), o seguinte: tg 60º = 1,73

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

tg 45º = 1,00

Y (ordenadas)

tg 30º = 0,57

S m=

Y X

Y tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg

82,51º 81,74º 80,55º 78,69º 76,01º 71,60º 67,55º 63,53º 60º 53,07º 45º 30º

= 7,60 = 6,89 = 6,00 = 5,00 = 4,00 = 3,00 = 2,42 = 2,00 = 1,73 = 1,33 = 1,00 = 0,57

m

Y

θ X (abcissas)

faixa de CAL indicativos de voos eficientes e/ou de voos eficazes

0 X

IN PORTUGUESE

EQUAÇÃO GERAL DA RETA – a EQUAÇÃO GERAL da Reta S cortando o Eixo Y num ponto acima da origem desse eixo no sistema cartesiano, é expressa por uma primeira forma de representação (forma fundamental): y – y0 = m (x – x0) EQUAÇÃO REDUZIDA DA RETA – a EQUAÇÃO REDUZIDA da Reta S cortando o Eixo Y na origem respeita a lei de formação dada por: y=m.x+b Ora, como b = 0 Y y m= Logo tem-se: y = m . x Donde: m = x X http://www.brasilescola.com/matematica/equacao-reduzida-reta.htm

95


Francisco Bedê RELACIONANDO-SE CRONOLOGICAMENTE OS NOTE: In the numbers of graphs and 7 “EVENTOS” referentes a sucessos e fracassos EVENTOS: calculations, understand COMMA (,) as POINT dos AVIÕES DE SANTOS DUMONT (SD), em a) Nome ou Nº. do Projeto; (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,) função da relação “PESO POR POTÊNCIA” b) Data; c) Dados Técnicos - Pesos: básico do avião IN PORTUGUESE e piloto (SD=50 kg); e potência do motor (hp) Motor Levavasseur que não 150 kg foi suficiente para decolar sem o a) Projeto 14 (dirigível) + Proj. 14Bis balão

b) Data: 21, 22 e 23/julho/1906

a) Projeto 19(b) Demoiselle 290 kg b) Data: 17/novembro/1907

c) PesoConj= 440 kg; PesoPil= 50 kg; Pot.= 24 cv= 23,67hp

Evento 2:

Motor Antoinette

c) PesoAnv = 106 kg; Peso Pil= 50 kg; Pot = 30 cv = 29,59 hp Motor Antoinette

a) Projeto 19 (c) Demoiselle

b) Data: 4, 7 e 13/setembro/1906;

180 kg

b) Data: (não anotado)

c) PesoAnv = 180 kg; Peso Pil= 50 kg; Pot = 50 cv = 49,31 hp

23/outubro/1906; 12/novembro/1906;

Evento 7:

c) PesoAnv= 290 kg; PesoPil= 50 kg; Pot. = 50 cv= 49,31 hp

Evento 3:

106 kg

Evento 6: 290 kg

a) Projeto 14 Bis

Motor Darracq

Evento 5:

Evento 1:

a) Projeto 20 Demoiselle

Motor ClementBayard

b) Data: 1º/março/1909

Motor Antoinette

115 kg

c) PesoAnv = 115 kg; Peso Pil= 50 kg; Pot = 40 cv = 39,45 hp

a) Projeto 15 b) Data: 21, 24 e 27/março/1907

325 kg LEGENDA:

c) PesoAnv = 325 kg; Peso Pil= 50 kg; Pot= 50 cv= 49,31 hp

decolou (sucesso)

não decolou (fracasso)

Observações:

Nos eventos de 1 a 7 foi considerado um “acréscimo” de 50 kg, que era o Motor Evento 4: peso do piloto Santos Dumont. Donde: Dutheil evento 1 = 440+50 = 490; evento 2 = a) Projeto 19(a) Demoiselle 106 kg 290+50 = 340; evento 3 =325+50=375; b) Data: 16/novembro/1907 evento 4 = 106+50 = 156; evento 5 = =106+50=156; evento 6 = 180+50=230; c) PesoAnv= 106 kg; Peso Pil= 50 kg; Pot= 20 cv = 19,73 hp evento 7 = 115+50 = 165

96


Francisco Bedê CHRONOLOGICALLY RELATING TO THE 7 “EVENTS” referring to successes and failures of SANTOS DUMONT (SD) AIRCRAFT, in function of the “WEIGHT BY POWER” relationship AND ITS SOURCES OF ORIGIN:

IN ENGLISH Event 1:

Motor Antoinette

DATA EXTRACTED FROM THE BOOK SANTOS = DUMONT E A INVENÇÃO DO DO VOO – PAGE 135 AUTOR: DR. HENRIQUE LINS DE BARROS

Event 3:

Motor Dutheil

DATA EXTRACTED FROM THE BOOK SANTOS = DUMONT E A INVENÇÃO DO DO VOO – PAGE 135 AUTOR: DR. HENRIQUE LINS DE BARROS

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

b) Date; c) Technical data – Basic weight of plane and pilot (SD=50 kg); and powerplant (hp) Motor Darracq

Event 5:

290 kg

DATA EXTRACTED FROM THE BOOK SANTOS = DUMONT E A INVENÇÃO DO DO VOO – PAGE 135 AUTOR: DR. HENRIQUE LINS DE BARROS

DATA EXTRACTED FROM THE BOOK SANTOS = DUMONT E A INVENÇÃO DO 290 kg DO VOO – PAGE 135 AUTOR: DR. HENRIQUE LINS DE BARROS Event 7: Motor ClementBayard

DATA EXTRACTED FROM THE BOOK SANTOS = DUMONT E A INVENÇÃO DO DO VOO – PAGE 135 AUTOR: DR. HENRIQUE LINS DE BARROS 325 kg SUBTITLE:

took-off (success)

180 kg

115 kg

didn´t takeoff (failure)

Observations: In the events from 1 to 7 it was considered an “addition” of 50 kg, which was the weight of the pilot Santos Dumont. Donde: event 1 = 106 kg 440+50 = 490; event 2 = 290+50 = 340; event 3 =325+50=375; event 4 = 106+50 = 156; event 5 = =106+50=156; event 6 = 180+50=230; event 7 = 115+50 = 165

97

106 kg

Motor Antoinette

Event 6:

Motor Antoinette

DATA EXTRACTED FROM THE BOOK SANTOS = DUMONT E A INVENÇÃO DO DO VOO – PAGE 135 AUTOR: DR. HENRIQUE LINS DE BARROS

Event 4:

a) Name or Nr. of Project;

Motor Levavasseur: 150 kg it was enough to take off without the balloon

DATA EXTRACTED FROM THE BOOK SANTOS = DUMONT E A INVENÇÃO DO DO VOO – PAGE 134 AUTOR: DR. HENRIQUE LINS DE BARROS

Event 2:

EVENTS:


Francisco Bedê STEP-BY-STEP IN DEVELOPING THE APPLICATION OR DIAGRAMATIC GRAPHIC NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE Evento 1

(1) (2) (3) (4)

PMD (kg) Y

490,00

1

CÍRCULO TRIGONOMÉTRICO, DE RAIO UNITÁRIO (R= 1) COORDENADAS CARTESIANAS - (Eixos X e Y) EQUAÇÃO GERAL DA RETA; EQUAÇÃO REDUZIDA DA RETA CAL = coeficiente “angular” de sustentação = PMD (kg) ÷ POTÊNCIA (hp) = nº. adimensional

Tendo-se “0” como CENTRO de um determinado sistema bidimensional de coordenadas cartesianas: Imaginando-se a existência de dois eixos de coordenadas cartesianas, (eixos imaginários X e Y, num espaço geométrico escolhido ao acaso). Em ambos os eixos imaginários aloca-se, aleatoriamente, dois “marcos” relativos a valor em kg (PMD) no Eixo Y, e a valor em hp (POTÊNCIA) no Eixo X. Com isso, tem-se os dados do primeiro evento: Evento de fracasso: não houve decolagem

1

Híbrido 14 + 14 Bis (1906)

POTÊNCIA (hp) X 23,67

Marcos numéricos “490” e “23,67”: 490 kg (PMD) no Eixo Y e 23,67 hp (POTÊNCIA) no Eixo X.

98


Francisco Bedê STEP-BY-STEP IN DEVELOPING THE APPLICATION OR DIAGRAMATIC GRAPHIC NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE Eventos 1 e 2

Dados do segundo evento:

PMD (kg) Y

490,00

2

De forma análoga, (no mesmo espaço geométrico), aloca-se aleatoriamente dois outros marcos relativos a valor em kg (PMD) no Eixo Y, e, a valor em hp (POTÊNCIA) no Eixo X, referentes ao segundo evento:

1

Evento de sucesso: houve decolagem Projeto 14 Bis (1906)

340,00

2

340 kg (PMD) no Eixo Y e 49,31 hp (POTÊNCIA) no Eixo X.

SIMBOLOGIA: Eventos de sucesso (houve decolagem): POTÊNCIA (hp) X

Eventos de fracasso (não houve decolagem)

49,31

23,67

99


Francisco Bedê STEP-BY-STEP IN DEVELOPING THE APPLICATION OR DIAGRAMATIC GRAPHIC IN PORTUGUESE Eventos 1 e 2

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Segmento A

PMD (kg) Y

490,00

Tanto no Eixo Y como no Eixo X, une-se os respectivos “marcos” por segmentos de reta: 1

segmento A (Eixo Y) segmento B (Eixo X)

340,00

2

Segmento B

POTÊNCIA (hp) X

49,31

23,67

100


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

STEP-BY-STEP IN DEVELOPING THE APPLICATION OR DIAGRAMATIC GRAPHIC

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,) Eventos 1 e 2

Segmento A (15 int)

PMD (kg) Y

490,00

1

440,00

Nesses dois segmentos de reta, (A e B), “assinala-se”, por COMPUTADOR, uma certa quantidade de intervalos (int): (*) Constatação – Tem-se em ambos os eixos: NO EIXO Y: 15 int (intervalos assinalados) NO EIXO X: 2,64 int (intervalos assinalados) Observe-se que entre cada 2 int (intervalos), em ambos os eixos, podese assinalar 6 mini-int (mini-intervalos) Verifica-se tanto no segmento A do Eixo Y como no segmento B do Eixo X, que a distância normal entre cada dois intervalos mede 2 milímetros (mm). (A comprovação pode ser feita, também, por leitura e medição da impressão “milimetrada” do desenho geométrico ao lado). (*) Programa de computador (Powerpoint) – Nesse programa, os intervalos são obtidos (por repetição) utilizando-se as teclas “Ctrl+C” e “Ctrl+V” e, entre cada 2 intervalos (int), podem ser assinalados 6 mini-intervalos (mini-int), com o auxílio das teclas de “Ctrl + Seta”.

390,00 340,00

CORRESPONDÊNCIA DE VALORES Eixo Y: 490 kg – 340 kg = 150 kg distribuidos por 15 int ou por 90 mini (= 6x15 int) 150 kg ÷15 int = 10 kg por int ou 1,667 kg por mini (= 150÷90 mini)

2

Segmento B Então: 1 intervalo (int) = 6 mini-intervalos(mini-int) =2 mm =10 kg (=6x1,667) Ou: (2,6461178 int) ½ intervalo = 3 mini-intervalos(mini-int) = 1 mm = 5 kg (=3x1,667 kg) Ou ainda: 1 mini-intervalo (mini-int) = 1,667 kg (= 10 kg ÷ 6 mini; ou; 5 kg ÷ 3 mini) Ou seja no Eixo Y: Cada 5 int = 5 x 10 kg = 50 kg (≈ 5 x 6 mini-int x 1,667 kg ≈ 50,01 kg)

POTÊNCIA (hp) X

49,31

23,67

(**) Obs.: nos eixos X e Y a distância entre cada dois int (= intervalos) é de 2 mm Por sua vez, essa distância de 2 mm entre cada dois intervalos nos dois eixos comporta seis mini-int (= mini-intervalos).

Eixo X: 49,31 hp–23,67 hp=25,64 hp distribuidos por 2,6461178 int (=15,876707 mini) 25,64 hp ÷ 15,876707 mini-int = 1,6149444 hp por mini-int Então: 1 intervalo (int)= 6 mini-intervalos(mini-int) = 2 mm = 9,6896666 hp (6x1,6149444) Se ½ int (intervalo) = 3 mini-int (mini-intervalos) = 1 mm Então, tem-se: ½ intervalo (int) = 3x1,6149444 hp = 4,8448333 hp Ou relembrando-se ainda: 1 mini-intervalo = 1,6149444 hp (≈ 9,6896666 hp ÷ 6 ou 4,8448333 hp ÷ 3) Ou seja no Eixo X: cada 1 intervalo =1x9,6896666 = 9,6896666 hp cada 2 intervalos = 2x9,6896666 = 19,379333 hp 2,6461178 int = 2,6461178x9,6896666 = 25,639 hp ≈ 25,64 hp ≈ (≈15,876707 mini-int x 1,6149444 hp)

cada 3 intervalos cada 4 intervalos cada 5 intervalos

101

=3x9,6896666 =4x9,6896666 =5x9,6896666

= 29,068999 hp = 38,758666 hp = 48,448333 hp


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NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,) Eventos 1 e 2

Segmento A (15 int)

BUSCANDO-SE O PONTO “0” NO EIXO Y Recapitulando-se parte dos valores da correspondência geral para o Eixo Y a fim de se determinar o valor “0” nesse eixo, conforme instituição da TARJETA DE VALORES abaixo:

PMD (kg) Y

No Eixo Y:

490,00

15 intervalos = 30 mm = 150 kg 1 intervalo = 2 mm = 10 kg ½ intervalo = 1 mm = 5 kg 1 mini-intervalo = 0,33 mm = 1,667 kg 5 intervalos = 10 mm = 50 kg 4 intervalos = 8 mm = 40 kg

1

440,00 390,00

NO EIXO Y:

340,00 290,00

2

Segmento C (30 int)

Segmento B (2,6461178 int)

240,00 190,00 140,00

Usa-se o seguinte artifício matemático (a), (b) e (c):

90,00

POTÊNCIA (hp) X

49,31

23,67

40,00

Faz-se 490 kg ÷ 10 kg = 49 intervalos para se compreender que “49” é a quantidade de intervalos a serem alocados no eixo Y. Obedecendo-se a condição de “raio unitário” para ambos os eixos, (X e Y), verifica-se que esse número “49” representa a mesma quantidade de intervalos que deve existir no Eixo X. Com relação ao Eixo Y, passa-se a definir nesse eixo, no sentido decrescente, a posição “40” no espaço geométrico desse eixo, em direção a posição “0 kg”.

(a) Primeiramente, acrescenta-se 30 int aos 15 int já existentes, que seria o segmento C assinalado no eixo Y, para se alcançar o valor “40 kg”. Portanto, passa-se a ter um valor correspondente a 45 intervalos (15 int + 30 int = 45 int)

102


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NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,) Eventos 1 e 2

DETERMINANDO-SE O PONTO “0” NO EIXO Y Recapitulando-se parte dos valores da correspondência geral para o Eixo Y a fim de se determinar o valor “0” nesse eixo, conforme instituição da TARJETA DE VALORES abaixo:

Segmento A (15 int)

PMD (kg) Y

No Eixo Y:

490,00

15 intervalos = 30 mm = 150 kg 1 intervalo = 2 mm = 10 kg ½ intervalo = 1 mm = 5 kg 1 mini-intervalo = 0,33 mm = 1,667 kg 5 intervalos = 10 mm = 50 kg 4 intervalos = 8 mm = 40 kg

1

440,00 NO EIXO Y:

390,00

340,00 290,00

2

Segmento C (30 int)

Segmento B (2,6461178 int)

240,00 190,00 140,00 POTÊNCIA (hp) X

90,00 49,31

0

23,67

40,00

Segmento D (4 int)

(b) Finalmente, ainda no sentido decrescente, acrescenta-se 4 int aos 45 int já existentes, (15 + 30 + 4 = 49), que seria o segmento D assinalado no eixo Y, para se ter o valor final de “0 kg”. Portanto, passa-se a ter um total correspondente a 49 intervalos: (= 15 int + 30 int + 4 int = 49 int) Constata-se após impressão milimetrada que os 49 intervalos, já referenciados, medem 98 mm - Isso quer dizer que os 49 intervalos, (medindo 98 mm), representam 490 kg Observe-se que o valor “490 kg” - (49 intervalos) - decorre de: 1) de “0” a “40”, onde estão assinalados 4 intervalos (= 40 kg); e; 2) de “40” a “340”, onde estão de assinalados 30 intervalos (=300 kg) 3) de “340” a “490”, onde estão de assinalados 15 intervalos (=150kg) Pela condição de raio unitário, passa-se em seguida para o eixo X, a fim de assinalar-se os outros 49 intervalos (com seus respectivos mini-intervalos), de modo que se tenha o valor inicial “0 hp” nesse eixo e, também, o valor final (maior) em “hp” correspondente ao “49º. intervalo”. Se em ambos os eixos cada intervalo possui 6 mini-intervalos, então, haverá em cada eixo um total de 294 mini-intervalos - (49 x 6).

103


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NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,) Eventos 1 e 2

Recapitulando-se parte dos valores da correspondência geral para o Eixo X a fim de se determinar o valor “0” nesse eixo, conforme instituição da TARJETA DE VALORES abaixo:

Segmento A (15 int)

PMD (kg) Y

EIXO X: 49,31 hp – 23,67 = 25,64 hp distribuidos por 2,6461178 int = = 15,876707mini-int 25,64 hp ÷ 15,876707 mini-int = 1,6149444 hp / mini-intervalo

490,00

1

No Eixo X : 1 intervalo = 6 mini-intervalos = 2 mm = 9,6896666 hp (6x1,6149444) ½ intervalo = 3 mini-intervalos = 1 mm = 4,8448333 hp (3x1,6149444) 1 mini-intervalo = 0,33 mm = 1,6149444 hp (9,6896666 ÷ 6 ou: 4,8448333 ÷ 3) cada 2 intervalos = 2x9,6896666 = 19,379333 hp cada 2,6461178 int = 2,6461178x9,6896666 = 25,639 hp ≈ 25,64 hp cada 3 intervalos = 3x9,6896666 = 29,068999 hp cada 4 intervalos = 4x9,6896666 = 38,758666 hp cada 5 intervalos = 5x9,6896666 = 48,448333 hp

440,00 390,00

340,00 290,00

2

Segmento C (30 int)

Segmento B (2,6461178 int) COMPROVAÇÃO: CONFORME IMPRESSÃO MILIMETRADA POR COMPU-

240,00 190,00 140,00

TADOR, O VALOR “2 mm” PARA 1 INTERVALO NO EIXO Y, por força da condição “r=1”, (raio unitário), TAMBÉM TEM O MESMO VALOR EM “mm” PARA 1 INTERVALO NO EIXO X. PORTANTO, TEM-SE NO EIXO X: 1 int = 2 mm

Segmento E (2,448084 int)

POTÊNCIA (hp) X

90,00 49,31

0

0

23,67

40,00

BUSCANDO-SE E DETERMINANDO-SE O PONTO “0” NO EIXO X

Segmento D (4 int)

Para obtenção do segmento E, no sentido decrescente define-se a posição “0 hp” no espaço geométrico desse eixo, a partir da citada posição “23,67 hp”; usa-se o seguinte artifício matemático em (a); (b); (c) conforme a seguir (pág.slides). Portanto: (a) Primeiramente, acrescenta-se 2,4428084 int (=2,4428082x9,6896666 = = 23,669997≈23,67 hp) aos 2,6461178 int (=25,64 hp) já existentes, que seria o segmento E assinalado no eixo X, para se ter o valor “0 hp” (=23,67 hp – 23,67 hp = 0 hp ) Portanto, passa-se a ter um valor de 5,0889262 intervalos: (= B+E) = (B=2,6461178 int) + (E=2,4428084 int) = (B= 25,64 hp ) + (E= 23,67 hp ) = 49,31 hp

104


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NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,) Eventos 1 e 2

BUSCANDO-SE O 49º. INTERVALO NO EIXO X Recapitulando-se parte dos valores da correspondência geral para o Eixo X a fim de se determinar o valor “0” nesse eixo, conforme instituição da TARJETA DE VALORES abaixo:

Segmento A (15 int)

PMD (kg) Y

EIXO X: 49,31 hp – 23,67 = 25,64 hp distribuidos por 2,6461178 int =

490,00

= 15,876707mini-int 25,64 hp ÷ 15,876707 mini-int = 1,6149444 hp / mini-intervalo

1

No Eixo X :

440,00 390,00 340,00 290,00

2

Segmento C (30 int)

Segmento B (2,6461178 int)

240,00 190,00 140,00

Segmento F (40 int)

Segmento E (2,448084 int)

1 intervalo = 6 mini-intervalos = 2 mm = 9,6896666 hp (6x1,6149444) ½ intervalo = 3 mini-intervalos = 1 mm = 4,8448333 hp (3x1,6149444) 1 mini-intervalo = 0,33 mm = 1,6149444 hp (9,6896666 ÷ 6 ou: 4,8448333 ÷ 3) cada 2 intervalos = 2x9,6896666 = 19,379333 hp cada 2,6461178 int = 2,6461178x9,6896666 = 25,639 hp ≈ 25,64 hp cada 3 intervalos = 3x9,6896666 = 29,068999 hp cada 4 intervalos = 4x9,6896666 = 38,758666 hp cada 5 intervalos = 5x9,6896666 = 48,448333 hp

(b) No sentido crescente, a partir da posição “49,31 hp”, acrescenta-se 40 int (= 387,586 hp) aos “49,31 hp” já existentes, totalizando em int o valor de 45,094201 int (= 436,896 hp)

POTÊNCiA (hp) X

90,00

105

436,896

(4 int)

388,448

Segmento D

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

0

0

23,67

40,00


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NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,) Eventos 1 e 2

DETERMINANDO-SE O 49º. INTERVALO NO EIXO X Recapitulando-se parte dos valores da correspondência geral para o Eixo X a fim de se determinar o valor “0” nesse eixo, conforme instituição da TARJETA DE VALORES abaixo:

Segmento A (15 int)

PMD (kg) Y

EIXO X: 49,31 hp – 23,67 = 25,64 hp distribuidos por 2,6461178 int = = 15,876707mini-int 25,64 hp ÷ 15,876707 mini-int = 1,6149444 hp / mini-intervalo

490,00

1

No Eixo X : 1 intervalo = 6 mini-intervalos = 2 mm = 9,6896666 hp (6x1,6149444) ½ intervalo = 3 mini-intervalos = 1 mm = 4,8448333 hp (3x1,6149444) 1 mini-intervalo = 0,33 mm = 1,6149444 hp (9,6896666 ÷ 6 ou: 4,8448333 ÷ 3) cada 2 intervalos = 2x9,6896666 = 19,379333 hp cada 2,6461178 int = 2,6461178x9,6896666 = 25,639 hp ≈ 25,64 hp cada 3 intervalos = 3x9,6896666 = 29,068999 hp cada 4 intervalos = 4x9,6896666 = 38,758666 hp cada 5 intervalos = 5x9,6896666 = 48,448333 hp

440,00 390,00 340,00 290,00

2

Segmento C (30 int)

Segmento B (2,6461178 int)

240,00 190,00 140,00

(c) Finalmente, no sentido crescente, o Segmento G é obtido quando se acresSegmento F centa 4 intervalos aos 45 intervalos (45,094201 int) já existentes, para se completar os 49 intervalos no Eixo X, totalizando em hp o valor de 475,655 hp

(40 int)

Segmento E (2,448084 int)

106

436,896

(4 int)

388,448

Segmento D

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

0

0

23,67

40,00

474,7936634

90,00

POTÊNCIA (hp) X

Segmento G (4 int)

Obs.: Este valor, por ser decimal, representa o valor aproximado de 49 intervalos multiplicados por “9,6896666” (= 474,7936634)


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STEP-BY-STEP IN DEVELOPING THE APPLICATION OR DIAGRAMATIC GRAPHIC SIMPLIFICANDO-SE OU REDUZINDO-SE A “ZERO” A EQUAÇÃO DA RETA

Eventos 1 e 2

Na EQUAÇÃO GERAL DA RETA “S”, expressa pela fórmula y = m.x + b (fig. 1), onde “m” (como valor adimensional) representa a inclinação da reta “S”, pode-se fazer a sua “simplificação” conforme (fig. 2), cuja nova fórmula decorre para “m”: Isso é o que se chama de: EQUAÇÃO REDUZIDA (OU SIMPLIFICADA) DA RETA - (fig. 2)

Segmento A (15 int)

PMD (kg) Y

Y (ordenadas) 490,00

S

b

m = inclinação da reta “S”

m

340,00

Fazendo-se b=0

2

(30 int)

0

(fig. 1)

Segmento B (2,6461178 int)

Segmento E (2,448084 int)

X (abcissas) (fig. 2) X

Segmento F (40 int)

474,7936634

436,896

388,448

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

23,67

0

0

Y

θ 0

X (abcissas)

90,00 40,00

Y

θ

Segmento C

240,00

140,00

S

Y (ordenadas)

390,00

190,00

X

1

440,00

290,00

Y

m=

POTÊNCIA (hp) X

Segmento G (4 int)

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Segmento D (4 int)

107


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STEP-BY-STEP IN DEVELOPING THE APPLICATION OR DIAGRAMATIC GRAPHIC REDUZINDO-SE (OU SIMPLIFICANDO-SE) A “ZERO” A EQUAÇÃO DA RETA

Eventos 1 e 2

PMD (kg) Y

490,00

1

440,00

A “REDUÇÃO” (OU “SIMPLIFICAÇÃO”) DA EQUAÇÃO GERAL DA RETA IMPLICA, GRAFICAMENTE, EM FAZER-SE A SUPERPOSIÇÃO DAS DUAS ORIGENS “0”

390,00 340,00

2

290,00 240,00 190,00 140,00

436,896

388,448

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

0

0

23,67

40,00

474,7936634

90,00

POTÊNCIA (hp) X

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

108


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STEP-BY-STEP IN DEVELOPING THE APPLICATION OR DIAGRAMATIC GRAPHIC REDUZINDO-SE (OU SIMPLIFICANDO-SE) A “ZERO” A EQUAÇÃO DA RETA

Eventos 1 e 2

PMD (kg) Y

490,00

OPÇÃO: Este autor para fazer a “redução ou simplificação” da equação geral da reta optou por “arrastar” o Eixo X com os seus intervalos e valores assinalados, isto é, valores de “0” a “474,7936634”, e coincidi-los desse modo com os “zeros” de ambos os eixos.

1

440,00 390,00 340,00

(ver superposição das duas origens na página-slide seguinte)

2

290,00 240,00 190,00 140,00

436,896

388,448

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

0

0

23,67

40,00

474,7936634

90,00

POTÊNCIA (hp) X

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

109


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Eventos 1 e 2 REDUZINDO-SE (OU SIMPLIFICANDO-SE) A “ZERO” A EQUAÇÃO DA RETA PMD (kg) Y

490,00

1

Como fica “finalizado” o desenho sobre a “redução” dos eixos imaginários X e Y, (cuja “simplificação” é a própria “superposição” dos dois “zeros”), formando um sistema de coordenadas cartesianas bidimensionais.

440,00 390,00 340,00

2

0

0

290,00 (redução/simplificação)

240,00

0 190,00 140,00 90,00 40,00

436,896

388,448

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

23,67

110

474,7936634

0

POTÊNCIA (hp) X NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)


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STEP-BY-STEP IN DEVELOPING THE APPLICATION OR DIAGRAMATIC GRAPHIC

Eventos 1 e 2

SIMPLIFICANDO-SE OU REDUZINDO-SE A “ZERO” A EQUAÇÃO GERAL DA RETA

PMD (kg) Y

490,00

1

440,00

“NASCENDO” OS DOIS

390,00

EIXOS CARTESIANOS

340,00

2

NA EQUAÇÃO

290,00

SIMPLIFICADA OU

240,00

REDUZIDA DA RETA ...

190,00 140,00 NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

90,00 40,00

436,896

388,448

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

23,67

111

474,7936634

0

POTÊNCIA (hp) X


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Eventos 1 e 2 NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,) PMD (kg) Y

490,00

1

Criando-se e atualizando-se as correspondentes TARJETAS DE VALORES PADRÕES

440,00 390,00 340,00

2

290,00 240,00 190,00

Tarjeta de valores para o Eixo Y Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 50,000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 10,000 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 5,000 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 1,667 kg 4 int = 8 mm = 40,000 kg

140,00 90,00 40,00

436,896

388,448

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

23,67

112

474,7936634

0

POTÊNCIA (hp) X

Tarjeta de valores para o Eixo X Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 48,44833 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 9,6896666 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 4,8448333 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 1,6149444 hp 4 int = 8 mm = 38,758666 hp


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STEP-BY-STEP IN DEVELOPING THE APPLICATION OR DIAGRAMATIC GRAPHIC Evento 1: tg 87,24º = r1 = CAL 20,70 = (490÷23,67)

Eventos 1 e 2

Com o auxílio de uma calculadora científica identifica-se as tangentes (coeficientes “angulares” = CAL = m)

PMD (kg) Y

490,00

1

Evento 2: tg 81,75º = r2 = CAL 6,89 = (340÷49,31)

440,00 390,00 340,00

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

2

290,00 240,00 190,00

Tarjeta de valores para o Eixo Y Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 50,000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 10,000 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 5,000 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 1,667 kg 4 int = 8 mm = 40,000 kg

140,00 90,00 40,00

436,896

388,448

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

23,67

113

474,7936634

0

POTÊNCIA (hp) X

Tarjeta de valores para o Eixo X Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 48,44833 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 9,6896666 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 4,8448333 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 1,6149444 hp 4 int = 8 mm = 38,758666 hp


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

STEP-BY-STEP IN DEVELOPING THE APPLICATION OR DIAGRAMATIC GRAPHIC identificando-se “separação” entre os eventos de fracassos e de sucessos:

Eventos 1 e 2

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

PMD (kg) Y

Y (ordenadas) 490,00

S

1

440,00

m=

Y

X 390,00

Y 340,00

m

2

Y

θ

290,00

X (abcissas)

0

240,00

X (dois vídeoclipes do evento 2 na página-slide seguinte)

190,00

Tarjeta de valores para o Eixo Y Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 50,000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 10,000 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 5,000 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 1,667 kg 4 int = 8 mm = 40,000 kg

140,00 90,00 40,00

436,896

388,448

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

23,67

114

474,7936634

0

POTÊNCIA (hp) X

Tarjeta de valores para o Eixo X Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 48,44833 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 9,6896666 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 4,8448333 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 1,6149444 hp 4 int = 8 mm = 38,758666 hp


Francisco Bedê 14 bis - COMPROVAÇÃO DO 1º VOO DE AVIÃO POR SANTOS DUMONT

Evento 2 (Colocar alternadamente o mouse na parte inferior de cada quadro e clicar no triângulo para iniciar o filme)

AUDIO IN PORTUGUESE

WITHOUT AUDIO

Vídeo do voo da réplica do 14 BIS, na Base Aérea de Fortaleza, em 23 de outubro de 2006. AUDIO IN PORTUGUESE

115


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

STEP-BY-STEP IN DEVELOPING THE APPLICATION OR DIAGRAMATIC GRAPHIC Evento 1: tg 87,24º = r1 = CAL 20,70 = (490÷23,67) Evento 2: tg 81,74º = r2 = CAL 6,89 = (340÷49,31)

Evento 3

Evento 3: tg 82,51º = r3 = CAL 7,61 = (375÷49,31) NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

PMD (kg) Y

Y (ordenadas) 490,00

S

1

440,00

m= 390,00

X

3

340,00

Y

2

m

Y

θ

290,00 240,00

Y

X (abcissas)

0 X

190,00

Tarjeta de valores para o Eixo Y Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 50,000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 10,000 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 5,000 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 1,667 kg 4 int = 8 mm = 40,000 kg

140,00 90,00 40,00

436,896

388,448

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

23,67

116

474,7936634

0

POTÊNCIA (hp) X

Tarjeta de valores para o Eixo X Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 48,44833 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 9,6896666 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 4,8448333 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 1,6149444 hp 4 int = 8 mm = 38,758666 hp


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

STEP-BY-STEP IN DEVELOPING THE APPLICATION OR DIAGRAMATIC GRAPHIC Evento 1: tg 87,24º = r1 = CAL 20,70 = (490÷23,67) Evento 2: tg 81,75º = r2 = CAL 6,89 = (340÷49,31)

Evento 3

Evento 3: tg 82,51º = r3 = CAL 7,61 = (375÷49,31) NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

PMD (kg) Y

Y (ordenadas) 490,00

S

1

440,00

m= 390,00

X

3

340,00

Y

2

m

Y

θ

290,00 240,00

Y

X (abcissas)

0 X

190,00

Tarjeta de valores para o Eixo Y Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 50,000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 10,000 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 5,000 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 1,667 kg 4 int = 8 mm = 40,000 kg

140,00 90,00 40,00

436,896

388,448

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

23,67

117

474,7936634

0

POTÊNCIA (hp) X

Tarjeta de valores para o Eixo X Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 48,44833 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 9,6896666 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 4,8448333 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 1,6149444 hp 4 int = 8 mm = 38,758666 hp


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

STEP-BY-STEP IN DEVELOPING THE APPLICATION OR DIAGRAMATIC GRAPHIC Evento 1: tg 87,24º = r1 = CAL 20,70 = (490÷23,67) Evento 2: tg 81,75º = r2 = CAL 6,89 = (340÷49,31)

Evento 4

Evento 3: tg 82,51º = r3 = CAL 7,61 = (375÷49,31) Evento 4: tg 82,79º = r4 = CAL 7,91 = (156÷19,73) NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

PMD (kg) Y

490,00

Y (ordenadas)

1

S

440,00

m=

390,00

3

340,00

Y X

2

m

Y

θ

290,00 240,00

Y

X (abcissas)

0

190,00

X 4

140,00

Tarjeta de valores para o Eixo Y Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 50,000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 10,000 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 5,000 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 1,667 kg 4 int = 8 mm = 40,000 kg

90,00 40,00

436,896

388,448

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

23,67 19,73

118

474,7936634

0

POTÊNCIA (hp) X

Tarjeta de valores para o Eixo X Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 48,44833 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 9,6896666 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 4,8448333 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 1,6149444 hp 4 int = 8 mm = 38,758666 hp


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

STEP-BY-STEP IN DEVELOPING THE APPLICATION OR DIAGRAMATIC GRAPHIC Evento 1: tg 87,24º = r1 = CAL 20,70 = (490÷23,67) Evento 2: tg 81,75º = r2 = CAL 6,89 = (340÷49,31)

Evento 4

Evento 3: tg 82,51º = r3 = CAL 7,61 = (375÷49,31) Evento 4: tg 82,79º = r4 = CAL 7,91 = (156÷19,73) PMD (kg) Y

Y (ordenadas) 490,00

S

1

440,00

m= 390,00

X

3

340,00

2

m

Y

240,00

Y

θ

290,00

X (abcissas)

0 X

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

190,00 4

140,00

Y

Tarjeta de valores para o Eixo Y Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 50,000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 10,000 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 5,000 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 1,667 kg 4 int = 8 mm = 40,000 kg

90,00 40,00

436,896

388,448

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

23,67 19,73

119

474,7936634

0

POTÊNCIA (hp) X

Tarjeta de valores para o Eixo X Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 48,44833 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 9,6896666 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 4,8448333 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 1,6149444 hp 4 int = 8 mm = 38,758666 hp


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

STEP-BY-STEP IN DEVELOPING THE APPLICATION OR DIAGRAMATIC GRAPHIC Evento 1: tg 87,24º = r1 = CAL 20,70 = (490÷23,67) Evento 2: tg 81,75º = r2 = CAL 6,89 = (340÷49,31)

Evento 5

Evento 3: tg 82,51º = r3 = CAL 7,61 = (375÷49,31) Evento 4: tg 82,79º = r4 = CAL 7,91 = (156÷19,73) Evento 5: tg 79,26º = r5 = CAL 5,27 = (156÷29,59)

PMD (kg) Y

490,00

Y (ordenadas)

1

S

440,00

m=

390,00

3

340,00

Y X

2

m

Y

θ

290,00 240,00

Y

X (abcissas)

0

190,00

X 45

140,00

Tarjeta de valores para o Eixo Y Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 50,000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 10,000 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 5,000 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 1,667 kg 4 int = 8 mm = 40,000 kg

90,00 40,00

436,896

388,448

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

29,59 23,67 19,73

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

120

474,7936634

0

POTÊNCIA (hp) X

Tarjeta de valores para o Eixo X Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 48,44833 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 9,6896666 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 4,8448333 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 1,6149444 hp 4 int = 8 mm = 38,758666 hp


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

STEP-BY-STEP IN DEVELOPING THE APPLICATION OR DIAGRAMATIC GRAPHIC Evento 1: tg 87,24º = r1 = CAL 20,70 = (490÷23,67) Evento 2: tg 81,75º = r2 = CAL 6,89 = (340÷49,31)

Evento 5

Evento 3: tg 82,51º = r3 = CAL 7,61 = (375÷49,31) Evento 4: tg 82,79º = r4 = CAL 7,91 = (156÷19,73) Evento 5: tg 79,26º = r5 = CAL 5,27 = (156÷29,59)

PMD (kg) Y

Y (ordenadas) 490,00

S

1

440,00

m=

Y X

390,00

3

340,00

2

m

Y

Y

θ

290,00

X (abcissas)

0

240,00

X

190,00 45

140,00 90,00

(vídeoclipe do evento 5 na página-slide seguinte)

40,00

121

436,896

388,448

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

29,59 23,67 19,73

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

474,7936634

0

POTÊNCIA (hp) X

Tarjeta de valores para o Eixo Y Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 50,000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 10,000 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 5,000 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 1,667 kg 4 int = 8 mm = 40,000 kg Tarjeta de valores para o Eixo X Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 48,44833 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 9,6896666 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 4,8448333 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 1,6149444 hp 4 int = 8 mm = 38,758666 hp


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

Evento 5

COMPROVAÇÃO DO VOO DO DEMOISELLE POR SANTOS DUMONT 16 e 17/novembro/1907: Dois primeiros voos do modelo Demoiselle https://pt.wikipedia.org/wiki/Santos-Dumont_Demoiselle

(Colocar alternadamente o mouse na parte inferior de cada quadro e clicar no triângulo para iniciar o filme)

Sendo o Demoiselle o primeiro modelo de avião configurando uma libélula, (a consagrar o formato dos modernos aerofólios), certamente faltava a Santos Dumont outros recursos técnicos, como por exemplo: FREIOS.

WITHOUT AUDIO

Veja-se no videoclipe ao lado que Santos Dumont se utilizava de seus auxiliares, (próximos aos lemes de cauda), para manter o avião “freado” enquanto não iniciava a decolagem. Em reportagem intitulada “A Dama de Dumont”, de autoria de Giovanna Fontenelle, (*), essa jornalista destaca outra curiosidade: “... Santos Dumont para frear o Demoiselle ao pousar, então, só conseguia parar a aeronave com as mãos, pressionando os pneus com as mesmas – e, para proteger as mãos, usava grossas luvas de beisebol...”

WITHOUT AUDIO

(*) Revista “TAM NAS NUVENS” Ano-edição 08, nr. 88, Ano-secular 2015.

Notas: Após os dois primeiros voos em novembro de 1907, novas experiências seguiram-se no decorrer tanto desse ano como do ano seguinte.

122

AUDIO IN PORTUGUESE


Francisco Bedê STEP-BY-STEP IN DEVELOPING THE APPLICATION OR DIAGRAMATIC GRAPHIC Evento 1: tg 87,24º = r1 = CAL 20,70 = (490÷23,67) Evento 2: tg 81,75º = r2 = CAL 6,89 = (340÷49,31)

Evento 6

Evento 3: tg 82,51º = r3 = CAL 7,61 = (375÷49,31)

IN PORTUGUESE

Evento 4: tg 82,79º = r4 = CAL 7,91 = (156÷19,73) Evento 5: tg 79,26º = r5 = CAL 5,27 = (156÷29,59) Evento 6: tg 77,90º = r6 = CAL 4,66 = (230÷49,31)

PMD (kg) Y

490,00

Y (ordenadas)

1

S

440,00

m=

390,00

3

340,00

X

2

m

Y

290,00 240,00

Y

6

Y

θ X (abcissas)

0

190,00

X 45

140,00

Tarjeta de valores para o Eixo Y Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 50,000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 10,000 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 5,000 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 1,667 kg 4 int = 8 mm = 40,000 kg

90,00 40,00

123

436,896

388,448

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

29,59 23,67 19,73

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

474,7936634

0

POTÊNCIA (hp) X

Tarjeta de valores para o Eixo X Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 48,44833 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 9,6896666 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 4,8448333 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 1,6149444 hp 4 int = 8 mm = 38,758666 hp


Francisco Bedê STEP-BY-STEP IN DEVELOPING THE APPLICATION OR DIAGRAMATIC GRAPHIC Evento 1: tg 87,24º = r1 = CAL 20,70 = (490÷23,67) Evento 2: tg 81,75º = r2 = CAL 6,89 = (340÷49,31)

Evento 6

Evento 3: tg 82,51º = r3 = CAL 7,61 = (375÷49,31)

IN PORTUGUESE

Evento 4: tg 82,79º = r4 = CAL 7,91 = (156÷19,73) Evento 5: tg 79,26º = r5 = CAL 5,27 = (156÷29,59) Evento 6: tg 77,90º = r6 = CAL 4,66 = (230÷49,31)

PMD (kg) Y

490,00

Y (ordenadas)

1

S

440,00

m=

390,00

X

3

340,00

2

m

Y

6

Y

θ

290,00 240,00

Y

X (abcissas)

0

190,00

X 45

140,00

Tarjeta de valores para o Eixo Y Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 50,000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 10,000 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 5,000 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 1,667 kg 4 int = 8 mm = 40,000 kg

90,00 40,00

436,896

388,448

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

29,59 23,67 19,73

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

124

474,7936634

0

POTÊNCIA (hp) X

Tarjeta de valores para o Eixo X Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 48,44833 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 9,6896666 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 4,8448333 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 1,6149444 hp 4 int = 8 mm = 38,758666 hp


Francisco Bedê STEP-BY-STEP IN DEVELOPING THE APPLICATION OR DIAGRAMATIC GRAPHIC Evento 1: tg 87,24º = r1 = CAL 20,70 = (490÷23,67) Evento 2: tg 81,75º = r2 = CAL 6,89 = (340÷49,31)

Evento 7

Evento 3: tg 82,51º = r3 = CAL 7,61 = (375÷49,31)

IN PORTUGUESE

Evento 4: tg 82,79º = r4 = CAL Evento 5: tg 79,26º = r5 = CAL Evento 6: tg 77,90º = r6 = CAL Evento 7: tg 76,55º = r7 = CAL

PMD (kg) Y

490,00

7,91 = (156÷19,73) 5,27 = (156÷29,59) 4,66 = (230÷49,31) 4,18 = (165÷39,45)

Y (ordenadas)

1

S

440,00

m=

390,00

3

340,00

X

2

m

Y

290,00 240,00

Y

6

Y

θ X (abcissas)

0

190,00

X 7 45

140,00

Tarjeta de valores para o Eixo Y Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 50,000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 10,000 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 5,000 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 1,667 kg 4 int = 8 mm = 40,000 kg

90,00 40,00

125

436,896

388,448

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

29,59 23,67 19,73

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

474,7936634

0

POTÊNCIA (hp) X

Tarjeta de valores para o Eixo X Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 48,44833 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 9,6896666 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 4,8448333 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 1,6149444 hp 4 int = 8 mm = 38,758666 hp


Francisco Bedê STEP-BY-STEP IN DEVELOPING THE APPLICATION OR DIAGRAMATIC GRAPHIC Evento 1: tg 87,24º = r1 = CAL 20,70 = (490÷23,67) Evento 2: tg 81,75º = r2 = CAL 6,89 = (340÷49,31)

Evento 7

Evento 3: tg 82,51º = r3 = CAL 7,61 = (375÷49,31)

IN PORTUGUESE

Evento 4: tg 82,79º = r4 = CAL Evento 5: tg 79,26º = r5 = CAL Evento 6: tg 77,90º = r6 = CAL Evento 7: tg 76,55º = r7 = CAL

PMD (kg) Y

490,00

7,91 = (156÷19,73) 5,27 = (156÷29,59) 4,66 = (230÷49,31) 4,18 = (165÷39,45)

Y (ordenadas)

1

S

440,00

m=

390,00

3

340,00

X

2

m

Y

290,00 240,00

Y

6

Y

θ X (abcissas)

0

190,00

X 7 45

140,00

Tarjeta de valores para o Eixo Y Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 50,000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 10,000 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 5,000 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 1,667 kg 4 int = 8 mm = 40,000 kg

90,00 40,00

436,896

388,448

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

29,59 23,67 19,73

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

126

474,7936634

0

POTÊNCIA (hp) X

Tarjeta de valores para o Eixo X Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 48,44833 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 9,6896666 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 4,8448333 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 1,6149444 hp 4 int = 8 mm = 38,758666 hp


Francisco Bedê STEP-BY-STEP IN DEVELOPING THE APPLICATION OR DIAGRAMATIC GRAPHIC Projeto 14 Bis (1906) Híbrido 14 + 14 Bis (1906)

Os 7 eventos

2

1

IN PORTUGUESE

EVENTO DE SUCESSO (CAL 6,89)

EVENTO DE FRACASSO (CAL 20,70)

PMD (kg) Y

Demoiselle (1907)

Proj. 15 (1907)

490,00

1

5

3

UMA QUESTÃO A ELUCIDAR: EVENTO DE SUCESSO (CAL 5,27)

440,00

Demoiselle (1907)

EVENTO DE FRACASSO (CAL 7,60)

390,00

Qual seria o 8º. evento de “sucesso”?

3

340,00

6

Demoiselle (1907)

2

EVENTO DE SUCESSO (CAL 4,66)

4

290,00

Demoiselle (1907)

240,00

EVENTO DE FRACASSO (CAL 7,90)

6

7

190,00

EVENTO DE SUCESSO (CAL 4,18)

7

“Setor” imaginário (cor amarela) a separar os

45

140,00 90,00

eventos de sucessos

2 , 5 , 6 e 7 dos

40,00

eventos de fracassos

1

,

127

436,896

388,448

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

29,59 23,67 19,73

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

474,7936634

0

e

3

4 POTÊNCIA (hp) X

PARA CONCLUIR A GEOMETRIA DO GRÁFICO CARTESIANO DE CAL PERGUNTA-SE:

COMO CONSIDERAR NESTE ESTUDO O EVENTO DECOLAGEM TIPO “SUCESSO” E DE “MENOR COEFICIENTE ANGULAR DE SUSTENTAÇÃO” - CAL de modo a representar “máxima” eficácia, JÁ QUE ALBERTO SANTOS DUMONT NÃO “FOI ADIANTE” PARA FAZER AVIÕES COM OUTRO MENOR “QUOCIENTE” INTUÍDO? (resposta encontrada nas páginas-slides seguintes, para se ter o 8º. evento)


Francisco Bedê HOMEM FOGUETE: A OPÇÃO FEITA POR ESTE AUTOR PARA SER O 8º. EVENTO “En” (enésimo) DE SUCESSO Obs.: o gráfico cartesiano ao lado contendo os pontos En estão sem rigidez de escala.

PMD 490,00

Onde buscar um “evento” de SUCESSO? Buscou-se nos “projetos oficiais aeronáuticos” e/ou nos “pequenos equipamentos de voo da modernidade” aqueles que tinham menores valores de CAL ao permitirem “descolagem”, possuindo os seguintes tipos de empuxo: “normal, vetorado, elevador, ventilador, jato dágua, propelente, etc.” Três exemplos a seguir:

(kg) 1 E1

IN PORTUGUESE

1º. Exemplo: FLYBOARD Plataforma portátil a partir de um jetski, para “decolagem” de operador surfista, na vertical, “sustentado” por jato d’água vetorado. Equipamento = mangueira + par de botas + roupa com salva-vidas) ≈ 95 kg; mais surfista com 75 kg estimado) “PMD” = 170 kg (máximo permitido pelo fabricante) Potência (mínima) = 100 hp ÁUDIO IN PORTUGUESE CAL = 1,70 (170 ÷ 100)

428,75

375,00 367.50

3

340,00

2

E3

2º. Exemplo: MARTIN JET PACK PMD (mtow) = 320 kg POT (powerplant) = 200 hp (= 1 motor pistão V-4 MAC a gasolina, com 2 ventiladores para fornecer sustentação) CAL = 1,60 (320 ÷ 200)

ÁUDIO IN PORTUGUESE

E2

306,25

245,00

6 E6

230,00

“En” = Evento 8 183,75 165,00 156,00 127,00 122,50

7 E7

4 5

E4

E5 E8

8

61,25

POTÊNCIA (hp) 0 19,73

49,31 23,67

29,59

95,42

98,62

39,45

147,93

3º. exemplo: o Autor inscreve o tipo de decolagem HOMEM-FOGUETE como 3º. evento de sucesso tendo em vista a oportunidade de relembrar que a sua SUSTENTAÇÃO, já que o modelo não possui asas fixas, se deve a uma POTÊNCIA superior à massa do “conjunto voador”, denotando o menor CAL encontrado durante nossas pesquisas: HOMEM FOGUETE (Bell Rocket Belt – RB 2000 Rocket) HOMEM FOGUETE Características gerais Tripulação = 1 Peso do equipamento: 57 kg - (Obs.: sem piloto) Peso máximo estimado para “decolagem” = = 127 kg (= 57 + 70 kg do piloto = 127 kg) Potência atribuída = 95,42 hp = potência de projeto “prevista” para iniciar o descolamento do equipamento do solo na vertical, já que o mesmo não faz corrida de decolagem na horizontal – (dados incompletos na fonte) VLOF = atribuída ÁUDIO IN PORTUGUESE Velocidade máxima em voo cruzeiro = 52 kt Alcance = 120 m NOTE: In the numbers of graphs and Autonomia de voo = 20 a 30 seg calculations, understand COMMA (,) as POINT CAL = 1,33 (= 127÷95,42) (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

128


Francisco Bedê STEP-BY-STEP IN DEVELOPING THE APPLICATION OR DIAGRAMATIC GRAPHIC Evento 1: tg 87,24º = r1 = CAL 20,70 = (490÷23,67) Evento 2: tg 81,75º = r2 = CAL 6,89 = (340÷49,31)

Evento 8

Evento 3: tg 82,51º = r3 = CAL 7,61 = (375÷49,31)

IN PORTUGUESE

Evento 4: tg 82,79º = r4 = CAL Evento 5: tg 79,26º = r5 = CAL Evento 6: tg 77,90º = r6 = CAL Evento 7: tg 76,55º = r7 = CAL Evento 8: tg 53,07º = r8 = CAL

PMD (kg) Y

490,00

7,91 = (156÷19,73) 5,27 = (156÷29,59) 4,66 = (230÷49,31) 4,18 = (165÷39,45) 1,33 = (127÷95,42)

1

Y (ordenadas)

S

440,00 390,00

3

340,00

2

m=

X

290,00

m

Y

240,00

Y

Y

θ

6

X (abcissas)

0

190,00 7

X

45

140,00

8

90,00 40,00

129

436,896

388,448

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

95,42

97,758

49,31

29,59 23,67 19,73

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

474,7936634

0

POTÊNCIA (hp) X

Tarjeta de valores para o Eixo Y Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 50,000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 10,000 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 5,000 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 1,667 kg 4 int = 8 mm = 40,000 kg Tarjeta de valores para o Eixo X Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 48,44833 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 9,6896666 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 4,8448333 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 1,6149444 hp 4 int = 8 mm = 38,758666 hp


Francisco Bedê IN PORTUGUESE Evento 1: tg 87,24º = r1 = CAL 20,70 = (490÷23,67) Evento 2: tg 81,75º = r2 = CAL 6,89 = (340÷49,31)

8

Evento

Evento 3: tg 82,51º = r3 = CAL 7,61 = (375÷49,31) Evento 4: tg 82,79º = r4 = CAL Evento 5: tg 79,26º = r5 = CAL Evento 6: tg 77,90º = r6 = CAL Evento 7: tg 76,55º = r7 = CAL Evento 8: tg 53,07º = r8 = CAL

PMD (kg) Y

490,00

1

7,91 = (156÷19,73) 5,27 = (156÷29,59) 4,66 = (230÷49,31) 4,18 = (165÷39,45) 1,33 = (127÷95,42)

Y (ordenadas)

S

440,00 390,00

3

340,00

2

m=

X m

Y

290,00 240,00

Y

Y

θ X (abcissas)

6

0

190,00

X

7 45

140,00

Tarjeta de valores para o Eixo Y Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 50,000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 10,000 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 5,000 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 1,667 kg 4 int = 8 mm = 40,000 kg

8

90,00 40,00

436,896

388,448

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

95,42

97,758

49,31

29,59 23,67 19,73

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

130

474,7936634

0

POTÊNCIA (hp) X

Tarjeta de valores para o Eixo X Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 48,44833 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 9,6896666 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 4,8448333 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 1,6149444 hp 4 int = 8 mm = 38,758666 hp


Francisco Bedê

1st Format: DEFINING THE “APP” FOR THE CARTESIAN DAY GRAMMAR GRAPHIC AND / OR APPLICATION STANDARD CAL IN THE TRIGONOMETRIC CIRCLE, WITH UNIT RADIUS CONTAINING 49 INTERVALS ON BOTH AXES, RUNNING A RECTANGULAR GRAPHIC CONTAINING “REGIATING” AND “REGIING 5” THEREFORE, BEING COLORED AND IDENTIFIED BY THE TONES: RED, BLUE, GREEN, YELLOW AND CARROT (PINK), FOR A BETTER VISUALIZATION OF THE “ANGULAR” LIFT COEFFICIENTS. 2nd Format: DEFINING THE “APP” AND THE CORRESPONDING COLORFUL SPECTRUM “REVELATOR” - (“DIAGNOSIS”) MULTIPLICATOR FACTOR USED IN THE “APP”

131


Francisco Bedê CÍRCULO TRIGONOMÉTRICO Gráfico ou Aplicativo Diagramático Cartesiano de CAL

EIXO

DAS TANGENTES

440,00

CONSTRUINDO-SE O CÍRCULO TRIGONOMÉTRICO COM DEFINIÇÃO DE CORES

390,00 340,00 (49 intervalos)

IN PORTUGUESE

EIXO DOS SENOS

490,00

290,00

QUADRANTE I

240,00 190,00 140,00 90,00 40,00

EIXO DOS COSENOS

0

≈ 474,7936634

436,896

388,448

132

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

(49 intervalos)

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)


Francisco Bedê CÍRCULO TRIGONOMÉTRICO Gráfico ou Aplicativo Diagramático Cartesiano de CAL

EIXO DOS SENOS NHD 440,00

CONSTRUINDO-SE O CÍRCULO TRIGONOMÉTRICO COM DEFINIÇÃO DE CORES

DAS TANGENTES

390,00 340,00 (49 intervalos)

IN PORTUGUESE

EIXO

490,00

290,00

QUADRANTE I

240,00 190,00 140,00 90,00 NHD = Não há decolagens 40,00

EIXO DOS COSENOS

0

133

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

≈ 474,7936634

436,896

388,448

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

(49 intervalos)


Francisco Bedê CÍRCULO TRIGONOMÉTRICO – Gráfico ou Aplicativo Diagramático Cartesiano 490,00 de CAL CONSTRUINDO-SE O CÍRCULO TRIGONOMÉTRICO COM DEFINIÇÃO DE CORES

EIXO DOS SENOS

EIXO

NHD

DAS TANGENTES

440,00 390,00

IN PORTUGUESE

(49 intervalos)

340,00 290,00

QUADRANTE I

240,00 190,00 140,00

QUADRANTE II

90,00 NHD = Não há decolagens

Não há decolagens 40,00

EIXO DOS COSENOS

0

≈ 474,7936634

436,896

388,448

134

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

(49 intervalos)

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)


Francisco Bedê CÍRCULO TRIGONOMÉTRICO – Gráfico ou Aplicativo Diagramático Cartesiano 490,00 de CAL CONSTRUINDO-SE O CÍRCULO TRIGONOMÉTRICO COM DEFINIÇÃO DE CORES

EIXO DOS SENOS

EIXO

NHD

DAS TANGENTES

440,00 390,00

(49 intervalos)

340,00

IN PORTUGUESE

290,00

QUADRANTE I

240,00 190,00 140,00

QUADRANTE II

90,00 NHD = Não há decolagens

Não há decolagens 40,00

EIXO DOS COSENOS

0

≈ 474,7936634

436,896

388,448

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

(49 intervalos)

QUADRANTE III Não há decolagens

135

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)


Francisco Bedê CÍRCULO TRIGONOMÉTRICO – Gráfico ou Aplicativo Diagramático Cartesiano 490,00 de CAL

EIXO DOS SENOS

EIXO

NHD

CONSTRUINDO-SE O CÍRCULO TRIGONOMÉTRICO COM DEFINIÇÃO DE CORES

DAS TANGENTES

440,00 390,00

(49 intervalos)

340,00

IN PORTUGUESE

290,00

QUADRANTE I

240,00 190,00 140,00

QUADRANTE II

90,00 NHD = Não há decolagens

Não há decolagens 40,00

EIXO DOS COSENOS

0

Não há decolagens

136

≈ 474,7936634

Não há decolagens

436,896

QUADRANTE IV

388,448

QUADRANTE III

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

(49 intervalos)

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)


Francisco Bedê CÍRCULO TRIGONOMÉTRICO Gráfico ou Aplicativo Diagramático Cartesiano de CAL

EIXO DOS

SENOS (49 intervalos ) m m

490,00

m

m

EIXO

NHD

DAS TANGENTES

440,00

IN PORTUGUESE

PARA Ɵ = 45,00º

Observação:

340,00 (49 intervalos)

FINALIZA-SE O GRÁFICO OU APLICATIVO DIAGRAMÁTICO CARTESIANO (PADRÃO) DE CAL (de 49 intervalos), NO QUADRANTE I

390,00

m = CAL = coeficiente “angular” de sustentação – (número adimensional) – que identifica a inclinação das Retas “S” que passam pela origem dos dois eixos X e Y, relativos aos eventos (fracassos e sucessos) de Santos Dumont.

290,00 240,00

QUADRANTE I

190,00 140,00 90,00 NHD = Não há decolagens 40,00 0

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

137

50,000 kg 10,000 kg 5,000 kg 1,667 kg 40,000 kg

≈ 474,7936634

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

436,896

Tarjeta de valores para o Eixo Y

388,448

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

(49 intervalos)

340,000

= (156÷19,73) = (156÷29,59) = (230÷49,31) = (165÷39,45) = (127÷95,42)

291,552

Evento 4: tg 82,79º = r4 = CAL 7,91 Evento 5: tg 79,26º = r5 = CAL 5,27 Evento 6: tg 77,90º = r6 = CAL 4,66 Evento 7: tg 76,55º = r7 = CAL 4,18 Evento 8: tg 53,07º = r8 = CA 1,33

243,103

Evento 3: tg 82,51º = r3 = CAL 7,61 = (375÷49,31)

194,654

146,206

Evento 1: tg 87,24º = r1 = CAL 20,70 = (490÷23,67) Evento 2: tg 81,75º = r2 = CAL 6,89 = (340÷49,31)

97,758

49,31

m = CAL

EIXO DOS COSENOS (49 intervalos)

Tarjeta de valores para o Eixo X Segmento de reta contendo 49 intervalos: 5 int = 10 mm = 48,44833 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 9,6896666 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 4,8448333 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 1,6149444 hp 4 int = 8 mm = 38,758666 hp


Francisco Bedê EIXO DOS

GRÁFICO OU APLICATIVO DIAGRAMÁTICO CARTESIANO PADRÃO DE CAL (PADRONIZADO)

490,00

(49 intervalos)

340,00

290,00 240,00

QUADRANTE I

190,00 140,00 90,00

40,00 0

368,42

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

368,42 ÷ 9,6896666 ≈ 38,02 intervalos (valor por aproximação)

EIXO DOS COSENOS (38,02 intervalos)

NHD = Não há decolagens

O CAL RESULTANTE, DE VALOR IGUAL A 1,33 REFERE-SE AO ÂNGULO Ɵ = 53,07º

490 hp ÷ 1,33 = 368,42 hp

DAS

m TANGENTES

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

390,00

Para Ɵ = 53,07º -

Decorrente de 490 kg ÷ 368,42 hp = 1,33

EIXO

NHD 440,00

IN PORTUGUESE o Gráfico Padrão Cartesiano de CAL, (visto na figura da pág.slide anterior), dá lugar a um APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRONIZADO DE CAL (Quadrante I), já que a “eficácia” de potência é alcançada. E, tendo em vista que neste estudo 1,33 é o número de CAL definido como valor de “máxima eficácia”. então, o gráfico padrão cartesiano finalizado de CAL é “redesenhado” e passa a se chamar APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRONIZADO DE CAL conforme figura ao lado:

SENOS (49 intervalos ) m m m

(38,02 intervalos) Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

138

50,000 kg 10,000 kg 5,000 kg 1,667 kg 40,000 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

48,44833 hp 9,6896666 hp 4,8448333 hp 1,6149444 hp 38,758666 hp


Francisco Bedê CONVENÇÃO DE “TIPOS DE DECOLAGENS” x “CUSTOS ESPECÍFICOS” - (1º. formato = gráfico) EIXO DOS

SENOS (49 intervalos ) m m m

490,00

EIXO

DAS

m TANGENTES

NHD

IN PORTUGUESE

440,00 390,00

GRÁFICO OU APLICATIVO DIAGRAMÁTICO CARTESIANO PADRÃO DE CAL (PADRONIZADO)

(49 intervalos)

340,00 290,00 240,00

QUADRANTE I

190,00 140,00 90,00 40,00

NHD = Não há decolagens 0 368,42

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

EIXO DOS COSENOS (38,02 intervalos)

(38,02 intervalos) Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

139

50,000 kg 10,000 kg 5,000 kg 1,667 kg 40,000 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

48,44833 hp 9,6896666 hp 4,8448333 hp 1,6149444 hp 38,758666 hp


Francisco Bedê (2º. Formato = com tarjeta) Eixo Y – PMD (kg)

tg 53,07º = = m = 1,33

490,00

RD Setores de decolagens

440,00

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,) OBS.: CAL calculado para padrões ISA – (International Standard Atmosphere), conforme já anotado anteriormente.

NHD 390,00

TABELA PROPOSTA PELO AUTOR – (convenção)

340,00

Operacionalidade (custos “qualitativos”)

290,00

1) CUSTO DE “MÁXIMA” EFICÁCIA (SETOR AZUL) 2) CUSTO DE EFICÁCIA “ESPERADA”

240,00 190,00

90,00 NHD = Não há decolagens 40,00

Eixo X – POT (hp)

0 368,42

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

50,000 kg 10,000 kg 5,000 kg 1,667 kg 40,000 kg

1,33 a 1,74 1,75 a 2,41

3) CUSTO DE EFICIÊNCIA “comprovada” 2,42 a 3,63 (SETOR VERDE) 4) CUSTO DE “súper” EFICIÊNCIA 3,64 a 6,88 setor amarelo (*) 5) CUSTO DE “inesperada” eficiência 6,89 a 7,60

140,00

IN PORTUGUESE

CAL

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

48,44833 hp 9,6896666 hp 4,8448333 hp 1,6149444 hp 38,758666 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

140

m = Coeficiente “Angular” de Sustentação (CAL)

(*) SETOR DE INCERTEZAS OU SETOR DE “MEIO” SUCESSO (decolagens raríssimas, estimando-se em menos de 0,1% de todos os aviões construidos desde o ano de 1906)


Francisco Bedê

CONVENTION OF “TYPES OF TAKEOFFS” versus “SPECIFIC COSTS” (3rd. Format = of informative character)

CAL = 7,60

Unexpected takeoffs (of “remarkable” efficiency) CAL = 6,89

Efficient takeoffs: Note: in the cost (operationality) x benefit (flight safety) ratio, the result is sought with the lowest possible financial expense.

Effective takeoffs Note: in the cost (operationality) x benefit (flight safety) ratio, the result is sought without concern that it is with greater financial expenditure.

CAL = 6,88

CAL = 6,00

CAL = 2,42 CAL = 2,41

CAL = 1,33

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

141

YELLOW SECTOR: uncertainty sector and / or “Middle” success takeoff

SECTORS: GREEN AND BLUE normal takeoff sector (takeoff “certainty” sectors)


Francisco Bedê 1º. Formato: “aplicativo”

IN PORTUGUESE tg 53,07º = = m = 1,33

Eixo Y – PMD (kg)

490,00

RD

440,00

Codificação numérica do espectro colorido que retrata na horizontal, (de forma planificada), a variação “angular” do Aplicativo Padrão Diagramático: NHD = não há decolagens; RD = raríssimas decolagens; FND = faixa normal de decolagens, “eficientes” e/ou “eficazes”, para o avião considerado.

Setores de decolagens NHD FND

390,00

FND

340,00

190,00

NHD

RD

v

v

FND (aviões eficientes)

140,00 INDÚSTRIAS

90,00

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

APLICATIVO PADRÃO DIAGRAMÁTICO DE CAL

240,00

“DIAGNÓSTICO”

5729,57 20,74

290,00

FND (aviões eficazes)

NHD v

AERONÁUTICAS

NHD = Não há decolagens 40,00 Eixo X – POT (hp)

0 368,42

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

“TIPOS DE DECOLAGEM” versus “CUSTOS ESPECÍFICOS”

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

50,000 kg 10,000 kg 5,000 kg 1,667 kg 40,000 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

CONVENÇÃO:

48,44833 hp 9,6896666 hp 4,8448333 hp 1,6149444 hp 38,758666 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

142

2º. Formato: tipo “lâmina” (auto-identificadora de valores na horizontal referentes a coeficientes “angulares”)


Francisco Bedê FATOR “MULTIPLICADOR” EMPREGADO NO APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRONIZADO DE CA Eixo Y – PMD (kg)

(Número multiplicador = ?

490,00

IN PORTUGUESE

RD

440,00

Setores de decolagens NHD FND

390,00

QUANDO SE EMPREGA NÚMERO MULTIPLICADOR NO APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRONIZADO:

FND

340,00

PARA ENQUADRAR AVIÕES CUJAS ESPECIFICAÇÕES TÉCNICAS DE “PMD” E DE “POTÊNCIA” SEJAM MAIORES QUE OS VALORES RELACIONADOS NO APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRONIZADO, DEVE-SE EMPREGAR UM NÚMERO MULTIPLICADOR TAL, DE PREFERÊNCIA TERMINADO EM “0” (zero), (pro-porcionalmente nos dois eixos), DE MODO QUE OS VALORES RESULTANTES SEJAM LEVEMENTE SUPE-RIORES AOS VALORES DO AVIÃO CONSIDERADO, TANTO EM kg COMO EM hp.

290,00 240,00 190,00 140,00

NHD

90,00

APLICATIVO PADRÃO DIAGRAMÁTICO DE CAL

40,00

Eixo X – POT (hp)

0

368,42

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

Na

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

50,000 kg 10,000 kg 5,000 kg 1,667 kg 40,000 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

POR EXEMPLO, CONSIDERANDO-SE O “MAIS-PESADO-QUE-O-AR” DOS AVIÕES CARGUEIROS EM ATIVIDADE – ANTONOV AN-225 MRIYA – ENTÃO, O NÚMERO MULTIPLICADOR A SER ESCOLHIDO PODERIA SER “1.400”, JÁ QUE O AN-225 TEM UM PMD DE 640.000 kg E UMA POTÊNCIA NOMINAL DOS 6 MOTORES = 6 X 51.600 lbf = 309.600 lbf

48,44833 hp 9,6896666 hp 4,8448333 hp 1,6149444 hp 38,758666 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

143

página-slide

seguinte

teríamos,

portanto,

o

APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRÃO correspondente ao hexamotor AN-225, pois que:: 1.400 x 490 kg = 686.000 kg (EIXO Y) (porque 686.000 kg ˃ 640.000 kg) OBS.: o número multiplicador escolhido servirá para comprovar os parâmetros do EIXO X)


Francisco Bedê

JET AVIATION: thrust = force F (N, kN, tnf, kgf, etc., converted to “lbf”). USE THE FORMULAS BELOW Main examples of airplanes equipped with engines turbofans and / or turbojets (lbf), using aviation kerosene.

P (hp) = [ F (lbf) ] x [ VLOF (kt)

÷

325,71 ]

CAL = [MTOW (kg) ]

Formula (XX)

÷

Formula (XXI)

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

144

[ POEWR (hp) ]


Francisco Bedê NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

0,00017

1,33

1,75

ANTONOV AN-225 MRIYA

2,42

686.000

“DIAGNÓSTICO” 3,64

(Número multiplicador = 1.400

IN PORTUGUESE 6,00

Eixo Y – PMD (kg)

5729,57 20,74

ANTONOV AN-225

616.000 NHD

NHD

RD

v

v

546.000

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

NHD v

476.000 ANTONOV

406.000 336.000 CAL =

266.000 196.000

https://www.quora.com/What-is-the-take-off-distance-and-speed-of-an-Antonov-225 https://pt.wikipedia.org/wiki/Antonov_An-225_Mriya#Especifica%C3%A7%C3%B5es

NHD

126.000

APLICATIVO PADRÃO DIAGRAMÁTICO DE CAL

56.000

P (hp) = [ 6 x 51.600 ] x [ 173 ÷ 325,71 ] = = 309.600 x 0,5311 = 164.428 hp

0

515.789,4

476.000,0

408.172,8

340.340,0

272.515,6

204.688,4

69.034,0

136.861,2

Eixo X – POT (hp)

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

CAL = m = PMD ÷ POT = = 640.000 ÷ 164.428 = = 3,89 É o maior avião do mundo, (avião cargueiro). Só foram fabricados dois.

Tarjeta de valores para o Eixo Y 5 int = 10 mm = 70.000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 14.000 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 7.000 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 2.333,8 kg 4 int = 8 mm = 56.000 kg

MTOW = 640.000 kg POWER = 6 x 51.600 lbf = 309.600 lbf VLOF = 173 kt (tabela α)

3,89 (m= CAL = tg 75,59º)

67.827,66 hp 13.565,53 hp 6.782,76 hp 2.260,92 hp 54.262,13 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

145

AN-225 AN-225 transportando o ônibus espacial BURAN.

Possui 28 rodas no trem de pouso principal e 4 rodas embaixo do nariz.


Francisco Bedê

88.000

NHD

RD

v

v

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

1,33

0,00017

“DIAGNÓSTICO”

1,75

2,42

3,64

(Número multiplicador = 200)

98.000

6,00

Eixo Y (kg) PMD

APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRONIZADO IDENTIFICANDO EMBRAER KC-390 5729,57 20,74

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

NHD v

78.000 E M B R AER

68.000 58.000 CAL =

48.000

https://en.wikipedia.org/wiki/Embra er_KC-390#Specifications

3,67

P (hp) = [ 2 x 31.330 ] x [ 123 ÷ 325,71 ] = = 62.660 x 0,3776 = 23.660 hp

38.000 28.000

CAL = m = MTOW÷ POT = = 86.999 ÷ 23.660 = = 3,67

18.000

(Crédito)

MTOW = 86.999 kg POWER = 2 x 31.330 lbf = = 62.660 lbf VLOF = 123 kt (tabela α) ÁUDIO IN PORTUGUESE

8.000 Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

73.684,0

68.000,0

58.310,4

48.620,6

38.930,8

29.241,2

19.551,6

9.862,0

IN PORTUGUESE

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

10.000 kg 2.000 kg 1.000 kg 333,4 kg 8.000 kg

5 int = 10 mm = 9.689,666 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 1.937,9332 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 968,96666 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 322,98888 hp 4 int = 8 mm = 7.751,7332 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

146

Presid. Repúb. JAIR BOLSONARO, Min. da Defesa FERNANDO AZEVEDO E SILVA e o Cmte. Aeronáutica Ten. Brig. CARLOS MORETTI BERMUDEZ na recepção e “batismo” do primeiro KC-390 entregue pela EMBRAER à FAB - Base Aérea de Anápolis, ALA 2, em 4/set/2019, 4ª. feira.


Francisco Bedê

0,00017

“DIAGNÓSTICO”

1,75

2,42

3,64

6,00

5729,57 20,74

AxisY (kg) MTOW

IDENTIFICANDO EMBRAER E195-E2

1,33

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE

(Número multiplicador = 150)

73.500

NHD

RD

v

v

66.000

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

NHD v

58.500 E M B R AER

51.000

43.500 CAL =

36.000

3,57

28.500

https://pt.wikipedia.org/wiki/Embraer_E-Jets_E2

21.000

P (hp) = [ 2 x 22.000 lbf ] x [ 123 kt ÷ 325,71 ] = = 44.000 x 0,3776 = 16.614 hp CAL = m = PMD ÷ POT = = 59.400 ÷ 16.614 = = 3,57

13.500 6.000

AxisX (hp)

0 55.263,1

51.000,0

43.732.8

36.465,45

29.198,1

21.930,9

14.663,7

7.396,5

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

7.500 kg 1.500 kg 750 kg 250,05 kg 6.000 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

7.267,2495 hp 1.453,4499 hp 726,72499 hp 242,24166 hp 5.813,7999 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

147

MTOW = 59.400 kg POWER = 2 x 22.000 lbf = = 44.000 lbf VLOF = 123 kt (tabela α)


Francisco Bedê

(Número multiplicador = 200)

98.000

NHD

RD

v

v

88.000

FND (aviões eficientes)

0,00017

1,33

1,75

3,64

6,00

5729,57 20,74

Eixo Y (kg) PMD

“DIAGNÓSTICO”

BOEING 737 MAX 8

2,42

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

FND (aviões eficazes)

NHD v

78.000 BOEING

68.000 58.000

CAL = 3,15 BOEING 737 MAX 8

48.000

https://pt.wikipedia.org/wiki/Boeing _737_MAX#Especificações

38.000

P (hp) = [ 2 x 29.317 ] x [ 145 ÷ 325,71 ] = = 58.634 x 0,4452 = 26.104 hp

28.000

18.000 8.000 Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

73.684,0

68.000,0

58.310,4

48.620,6

38.930,8

29.241,2

19.551,6

9.862,0

IN PORTUGUESE

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

10.000 kg 2.000 kg 1.000 kg 333,4 kg 8.000 kg

5 int = 10 mm = 9.689,666 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 1.937,9333 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 968,96666 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 322,98888 hp 4 int = 8 mm = 7.751,7332 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

148

PMD = 82.191 kg POT = 2 x 29.317 lbf = = 58.634 lbf VLOF = 145 kt (tabela α) CAL = m = PMD ÷ POT = = 82.191 ÷ 26.104 = = 3,15

NOTA: caso o fabricante não tenha previsto dificuldades operacionais durante a corrida de decolagem e subida imediata a esta fase, então, qualquer que seja o sistema automático existente num avião para garantir sua “sustentação em voo”, (sistema de estabilidade em voo de cruzeiro), jamais o software conectado à leitura do "ângulo de ataque" poderá desconhecer o ALGORITMO DE DUMONT, ou seja, a faixa de coeficientes “angulares” de sustentação para qualquer avião na fase de decolagem e subsequente subida: CAL = 6,00 a 1,33 – faixa baseada na relação massa(kg) / potência(hp). Deve-se entender que um sistema automático de sustentação é uma atuação tecnológica que entra em modo ativo nas fases “duvidosas” do voo, principalmente na decolagem, a fim de ajudar os pilotos a manter a velocidade de segurança com relação ao correto ângulo de inclinação do nariz do avião, seja para cima ou seja para baixo nas condições operacionais “não normais”.


Francisco Bedê 0,00017

1,75

2,42

3,64

6,00

5729,57 20,74

Eixo Y (kg) PMD

“DIAGNÓSTICO”

BOEING 787-9 DREAMLINER

1,33

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

(Número multiplicador = 550)

269.500

NHD

RD

v

v

FND (aviões eficientes)

242.000

FND (aviões eficazes)

NHD v

214.500 BOEING

187.000 159.500 132.000

CAL = 3,87

IN PORTUGUESE 104.500 77.000

P (hp) = [ 2 x 71.000 ] x [ 150 ÷ 325,71 ] = = 142.000 x 0,4605 = 65.391 hp

49.500

CAL = m = PMD ÷ POT = = 253.000 ÷ 65.391 = = 3,87

22.000 Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

202.631,0

187.000,0

160.353,6

133.706,65

107.059,7

80.413,3

53.766,9

27.120,5

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

27.500 kg 5.500 kg 2.750 kg 916,85 kg 22.000 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

26.646,58 hp 5.329,37 hp 2.664,66 hp 888,22 hp 21.317,27 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

149

BOEING 787-9 DREAMLINER http://en.wikipedia.org/wiki/Boeing _787_Dreamliner#Specifications PMD = 253.000 kg POT = 2 x 71.000 lbf VLOF = 150 kt (tabela α)

BOEING 787-9 DREAMLINER (2º. avião decolando vazio)


Francisco Bedê 0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

“DIAGNÓSTICO” 6,00

Eixo Y (kg) PMD

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

5729,57 20,74

IN PORTUGUESE

(Número multiplicador = 550)

269.500

NHD

RD

v

v

FND (aviões eficientes)

242.000

FND (aviões eficazes)

NHD v

214.500 XIAN AIRCRAFT CORPORATION

187.000 159.500 CAL = 4,37

132.000 P (hp) = [ 4 x 26.455 lbf ] x [ 155 ÷ 325,71 ] = = 105.820 x 0,4758 = 50.349 hp

104.500

CAL = m = PMD ÷ POT = = 220.000 ÷ 50.349 = = 4.37

77.000 49.500

22.000 Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

202.631,0

187.000,0

160.353,6

133.706,65

107.059,7

80.413,3

53.766,9

27.120,5

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

27.500 kg 5.500 kg 2.750 kg 916,85 kg 22.000 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

26.646,58 hp 5.329,37 hp 2.664,66 hp 888,22 hp 21.317,27 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

150

XI´AN-20; VLOF = 155 kt https://en.wikipedia.o rg/wiki/Xi%27an_Y20#Specifications_(e stimated) PMD = 220.000 kg POT = 4 x 12 tnf = = 4 x 26.455 lbf = = 105.820 lbf CAL = 4,37


Francisco Bedê NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

0,00017

1,33

1,75

AIRBUS A380-800

2,42

588.000

“DIAGNÓSTICO” 3,64

(Número multiplicador = 1.200

IDENTIFICANDO O AIRBUS A-380-800

6,00

Eixo Y – PMD (kg)

5729,57 20,74

IN PORTUGUESE

528.000 468.000

NHD

RD

v

v

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

NHD v

408.000 AI R B U S

348.000 288.000 228.000

CAL = 3,76

168.000

https://pt.wikipedia.org/wiki/Airbus_A380#Espe cifica%C3%A7%C3%B5es

P (hp) = [ 4 x 72.000 ] x [ 173 ÷ 325,71 ] = = 288.000 x 0,5311 = 152.957 hp

108.000 CAL = m = PMD ÷ POT = = 575.000 ÷ 152.957 = = 3,76

48.000

Eixo X – POT (hp)

0

442.104

408.000

349.862,4

291.723,6

233.584,8

175.447,2

117.309,6

59.172

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 60.000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 12.000 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 7.200 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 2.000,4 kg 4 int = 8 mm = 48.000 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

58.128 hp 11.626,8 hp 5.808 hp 1.936,8 hp 46.509,6 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

151

PMD = 575.000 kg POT = 4 x 72.000 lbf = = 288.000 lbf VLOF = 173 kt (tabela α)


Francisco Bedê 0,00017

1,75

2,42

3,64

6,00

5729,57 20,74

Eixo Y – PMD (kg)

“DIAGNÓSTICO”

AIRBUS A-350-1000 & A-340-600

1,33

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE

(Número multiplicador = 1.200

563.500

NHD

RD

v

v

FND (aviões eficientes)

506.000

FND (aviões eficazes)

NHD v

448.500 AIRBUS

391.000 333.500 276.000 CAL = 3,37

218.500

CAL = 2,89

AIRBUS A-350-1000 XWB

161.000 P hp = [ 2 x 97.000 ] x [ 155 ÷ 325,71 ] = = 194.000 x 0,4759 = 92.325 hp

103.500

Eixo X – POT (hp)

46.000

CAL = m = PMD ÷ POT = = 308.000 ÷ 92.325 = = 3,37

PMD = 308.000 kg POT = 2 x 97.000 lbf = = 194.000 lbf VLOF = 155 kt (tabela alpha) https://pt.wikipedia.org/wiki/Airbus_A3 50#Especifica%C3%A7%C3%B5es

AIRBUS A-340-600

0

423.683,0

391.000,0

335.284,8

279.568,45

223.852,1

168.136,9

112.421,7

56.706,5

P hp = [ 4 x 61.902 ] x [ 173 ÷ 325,71 ] = = 247.608 x 0,5311 = 131.505 hp CAL = m = PMD ÷ POT = = 380.000 ÷ 131.505 = = 2,89

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 57.500 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 11.500 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 5.750 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 1.917,05 kg 4 int = 8 mm = 46.000 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

55.715,579 hp 11.143,116 hp 5.571,5582 hp 1.857,186 hp 44.572,465 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

152

PMD = 380.000 kg POT = 4 x 61.902 lbf = 247.608 lbf VLOF = 173 kt (tabela alpha) https://en.wikipedia.org/wiki/Airbu s_A340#Specifications


Francisco Bedê

1,33

1,75

0,00017

“DIAGNÓSTICO”

2,42

6,00

5729,57 20,74

Eixo Y – PMD (kg)

3,64

AIRBUS A-330-300 & A-320-200

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE

(Número multiplicador = 1.200

563.500

NHD

RD

v

v

506.000

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

NHD v

448.500 AIRBUS

391.000 333.500 276.000 CAL = 3,51

218.500

CAL = 3,00

AIRBUS A-330-300

161.000 P hp = [ 2 x 71.100 ] x [ 150 ÷ 325,71 ] = = 142.200 x 0,4605 = 65.483 hp

103.500

Eixo X – POT (hp)

46.000

CAL = m = PMD ÷ POT = = 230.000 ÷ 65.483 = = 3,51

PMD = 230.000 kg POT = 2 x 71.100 lbf = = 142.200 lbf VLOF = 150 kt (tabela alpha) https://pt.wikipedia.org/wiki/Airbus_A3 30#Especifica%C3%A7%C3%B5es

AIRBUS A-320-200

0 423.683,0

391.000,0

335.284,8

279.568,45

223.852,1

168.136,9

112.421,7

56.706,5

P hp = [ 2 x 34.000 ] x [ 123 ÷ 325,71 ] = = 68.000 x 0,3776 = 25.678 hp

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 57.500 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 11.500 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 5.750 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 1.917,05 kg 4 int = 8 mm = 46.000 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

55.715,579 hp 11.143,116 hp 5.571,5582 hp 1.857,186 hp 44.572,465 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

153

CAL = m = PMD ÷ POT = = 77.000 ÷ 25.678 = = 3,00

PMD EM KG = 77.000 kg POT = 2 x 34.000 lbf = 68.000 lbf VLOF = 123 kt (tabela alpha) https://en.wikipedia.org/wiki/CFM_Int ernational_CFM56#Specifications


Francisco Bedê

Especificações previstas em projeto: MD-12 (para 511 pax) VLOF = 173 kt PMD = 430.500 kg POT= 4 x 61.500 lbf = = 246.000 lbf

RD

v

v

FND (aviões eficazes)

FND (aviões eficientes)

0,00017

1,33

1,75

3,64

6,00

NHD

2,42

“DIAGNÓSTICO”

5729,57 20,74

IN PORTUGUESE

NHD

MD-12: abril/1992 Projeto cancelado

Especificações: MD-11 (de 293 a 410 pax) VLOF = 155 kt PMD = 273.294 kg POT= 3 x 62.000 lbf = = 186.000 lbf

v

McDONNELL DOUGLAS

https://en.wikipedia.org/wiki/ McDonnell_Douglas_MD-12

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

https://en.wikipedia.org/wiki/McDonnell_ Douglas_MD-11#Specifications

“O AVIÃO QUE NUNCA FOI CONSTRUIDO POR RAZÕES ECONÔMICOFINANCEIRAS”

MD-11: 1990

P (hp) = [4 x 61.500]x[173÷325,71] = = 246.000 x 0,5311 = 130.651 hp CAL = m = PMD ÷ POT = 430.500 ÷ 130.651 = = 3,29 (só existiu no projeto)

P (hp) = [3 x 62.000]x[155÷325,71] = = 186.000 x 0,4758 = 88.499 hp CAL = m = PMD ÷ POT = = 273.294 ÷ 88.499 = = 3,09

154


Francisco Bedê 0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

5729,57 20,74

Eixo Y (kg) PMD

“DIAGNÓSTICO”

BAE AVRO RJ85

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

6,00

IN PORTUGUESE

(Número multiplicador = 150)

73.500

v

NHD

RD

v

v

66.000

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

NHD v

58.500 BRITISH AEROSPACE

51.000 43.500 https://pt.wikipedia.org/wiki/British_ Aerospace_146#Especifica%C3% A7%C3%B5es_(BAe_146-200)

36.000 CAL = 3,25

28.500 21.000

P hp = [ 2 x 6.970 ] x [ 150 ÷ 325,71 ] = = 27.880 x 0,4605 = 12.964 hp

13.500

CAL = m = PMD ÷ POT = = 42.184 ÷ 12.964 = = 3,25

6.000 Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

55.263,1

51.000,0

43.732,8

36.465,4

29.198,1

21.930,9

14.663,7

7.396,5

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

7.500 kg 1.500 kg 750 kg 250,05 kg 6.000 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

7.267,2495 hp 1.453,4499 hp 726,72499 hp 242,24166 hp 5.813,7999 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

155

PMD = 42.184 kg POT = 4 x 6.970 lbf = = 27.880 lbf VLOF = 150 kt (tabela alpha)


Francisco Bedê SUKHOI SU-27 SK

0,00017

1,33

1,75

2,42

“DIAGNÓSTICO” 3,64

6,00

Eixo Y (kg) PMD

5729,57 20,74

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE

(Número multiplicador = 80)

39.200

NHD

RD

v

v

35.200

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

NHD v

31.200 SUKHOI

27.200 23.200 19.200

CAL = 1,95

15.200

SUKHOI SU-27 SK PMD = 30.450 kg POT = 2 x 16.910 lbf VLOF = 150 kt (tabela α)

P (hp) = [ 2 x 16.910 ] x [150 ÷ 325,71] = = 33.820 x 0,4605 = 15.574 hp

11.200

CAL = m = PMD ÷ POT = 30.450 ÷ 15.574 = = 1,95

7.200

3.200 Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

29.473,60

27.200,00

23.324,16

19.448,24

15.572,32

11.696,48

7.820,64

3.944,8

PMD (mtow) = 30.450 kg Potência (powerplant) = 2 x 16.910 lbf = = 33.820 lbf =

http://en.wikipedia.org/wiki/Sukhoi_Su-27#Specifications_.28Su-27SK.29

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

Sukhoi Su-27 SK

CAL ≈ 1,95

Tarjeta de valores para o Eixo Y 5 int = 10 mm = 4.000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 800 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 400 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 133,36 kg 4 int = 8 mm = 3.200 kg

https://en.wikipedia.org/wiki /Sukhoi_Su27#Specifications_(Su27SK)

3.875,86 hp 775,173 hp 387,586 hp 129,195 hp 3.100,69 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

156


Francisco Bedê NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

Eixo Y (kg) PMD

SUPERSÔNICOS:F-22;RAPTOR;T-50;PAK FA;&; SU-35 S

5729,57 20,74

IN PORTUGUESE

(Número multiplicador = 80)

39.200

NHD

RD

v

v

35.200

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

NHD v

31.200 EUA & RÚSSIA

27.200 23.200 19.200 CAL = 1,96 CAL = 1,86

15.200

CAL = 1,75

Su-35 S

11.200 P (hp) = [ 2 x 23.500 ] x [ 150 ÷ 325,71 ] = = 47.000 x 0,4605 = 21.643 hp

7.200 3.200 Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

29.473,60

27.200,00

23.324,16

19.448,24

15.572,32

11.696,48

7.820,64

3.944,8

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

P (hp) = [ 2 x 21.605 ] x [ 150 ÷ 325,71 ] = = 43.210 x 0,4605 = 19.898 hp CAL = m = PMD ÷ POT = = 37.000 ÷ 19.898 = = 1,86

Tarjeta de valores para o Eixo Y 5 int = 10 mm = 4.000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 800 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 400 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 133,36 kg 4 int = 8 mm = 3.200 kg

CAL = m = PMD ÷ POT = = 38.000 ÷ 21.643 = = 1,75

3.875,86 hp 775,173 hp 387,586 hp 129,195 hp 3.100,69 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

157

P (hp) = [ 2 x 19.400 ] x [ 150 ÷ 325,71 ] = = 38.800 x 0,4605 = 17.867 hp CAL = m = PMD ÷ POT = = 35.000 ÷ 17.867 = = 1,96

F-22A Raptor (EUA) PMD = 38.000 kg POT = 2 x 23.500 lbf = = 52.000 lbf VLOF = 150 kt (tabela α) T-50 PAK FA (RÚSSIA) PMD = 37.000 kg POT = 2 x 21.605 lbf = = 43.210 lbf VLOF = 150 kt (tabela α)

Su-35 S (RÚSSIA) PMD = 35.000 kg POT = 2 x 19.400 lbf = = 38.800 lbf VLOF = 150 kt (tabela α)


Francisco Bedê NOTE: In the numbers of graphs and COMPARAÇÃO ENTRE OS DOIS MAIORES CAÇAS xxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxx calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); DE EFICÁCIA COMPROVADA and understand POINT (.) to be COMMA (,)

SUPERSÔNICOS

IN PORTUGUESE F-22 RAPTOR da USAF (Força Aérea dos Estados Unidos)

X

T-50 PAK FA da FAR (Força Aérea da Rússia)

Vídeos comparativos: (clicar em para ver o vídeo) créditos para Raul Cotrim de Mattos; e; DEFESA.NET.BR

F-22 Raptor: aeronave de combate aéreo fabricada pela Lockheed Martin - BOEING, com missão principal de manter a superioridade aérea no campo de batalha e, também, com capacidade secundária de ataque ao solo. Sua arma principal = dois mísseis ar-ar; sua arma secundária = metralhadora de 20 mm com 480 projéteis.

T-50 PAK FA: caça fabricado pela Sukhoi – HAL FGFA, de 5ª. geração, com tecnologia stealth, radar inteligente altamente sensível, armas de alta precisão, excelente manobrabilidade, com os mais modernos aviônicos, etc., e capaz de alcançar velocidades supersônicas sem precisar de “pós-combustão”. T-50 PAK FA Peso vazio = 18.500 kg Peso carregado = 26.000 kg PMD = 37.000 kg POT (seco)=2x21.605 lbf= = 43.210 lbf VLOF = 150 kt (estimado)

F-22 RAPTOR Peso vazio = 19.700 kg Peso carregado = 29.300 kg PMD = 38.000 kg POT (seco) = 2x23.500 lbf = = 47.000 lbf VLOF = 150 kt (estimado)

(CAL = PMD ÷ hp)

(CAL = PMD ÷ hp)

CAL = 1,75

CAL= 1,86 Relação empuxo/peso: 1,4

Relação empuxo/peso: 1,08 http://www.lockheedmartin.com/us/products

http://pt.wikipedia.org/wiki/Sukhoi_PAK_FA #Caracter.C3.ADsticas_gerais_.28estimativ a.29 http://pt.wikipedia.org/wiki/Sukhoi_PAK_FA

/f22/f-22-specifications.html http://en.wikipedia.org/wiki/Lockheed_Marti n_F-22_Raptor#Specifications

P (hp) = [ F (lbf) ] x [ VLOF (kt)

÷

325,71 ]

CAL = [ PMD (kg) ] 158

÷

[ POT (hp) ]


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

CAÇA DE MÁXIMA EFICÁCIA

T-50: CAÇA RUSSO DE 5ª. GERAÇÃO, DE EXCEPCIONAL MANOBRABILIDADE, EXIBINDO-SE EM 13/1/2014 EM PARIS, TENDO EFICAZ COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO (crédito para Mighty Mole)

:

Coeficiente “Angular” de Sustentação CAL = 1,86

159


Francisco Bedê OS 9 CAÇAS-BOMBARDEIOS SUPERSÔNICOS MAIS IMPORTANTES

IN PORTUGUESE Eixo Y (kg) PMD

XB-70 VALKYRIE: PMD = 250.000 kg; POT = 6 x 80 tnf; CAL = 6,56

Aviões que voam acima da velocidade do som

(Número Multiplicador: 550)

269.500

SR-71A BLACKBIRD: PMD = 78.000 kg; POT = 65.000 lbf; CAL = 2,60

242.000

MIG-31 FOXHOUND: PMD = 46.200 kg; POT = 42.000 lbf; CAL = 2,39

214.500

F-111F: PMD = 45.300 kg; POT = 35.800 lbf; CAL = 2,75

187.000

F-22 RAPTOR: PMD = 38.000 kg; POT = 47.000 lbf; CAL = 1,75

159.500 CHENGDU J-20: PMD = 37.013 kg; POT = 66.000 lbf; CAL = 2,17

132.000 104.500

MIG-25P FOXBAT: PMD = 36.720 kg; POT = 10.545 hp; CAL = 2,17

77.000

F-15C EAGLE: PMD = 30.845 kg; POT = 104.800 lbf; CAL = 2,29

49.500

SU-27SK: PMD = 30.450 kg; POT = 33.820 lbf; CAL = 1,95

22.000 Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

202.631,0

187.000,0

160.353,6

133.706,65

107.059,7

80.413,3

53.766,9

27.120,5

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

27.500 kg 5.500 kg 2.750 kg 916,85 kg 22.000 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

ÁUDIO IN PORTUGUESE

26.646,58 hp 5.329,37 hp 2.664,66 hp 888,22 hp 21.317,27 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

160

(Crédito: Herkullys Sousa)


Francisco Bedê ENCARTE Nº. 5: AVIÃO SUPERSÔNICO DA NASA, (Projeto “Quiet Supersonic Transport”): Lockheed Martin X-59 QueSST, CAPAZ DE VOAR A MAIS DE 1.225 km/h (velocidade do som), AO NÍVEL DO MAR COM MENOS ESTRONDO SÔNICO, (COM 66 dB) (Número multiplicador = 50)

RD

v

v

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

1,33

6,00

NHD 19.500

3,64

22.000

0,00017

“DIAGNÓSTICO”

5729,57 20,74

24.500

1,75

Eixo Y (kg) PMD

2,42

IN PORTUGUESE

NHD v

17.000 LOCKHEED MARTIN 14.700 kg

14.500 CAL = 1,45

12.000 X-59 QueSST VLOF = 150 kt P (hp) = [ 1 x 22.000 lbf ] x [150 ÷ 325,71] = 22.000 x 0,4605 = 10.131 hp

9.500 7.000

CAL = PMD ÷ POT = = 14.700 ÷ 10.131 = 1,45

4.500

https://en.wikipedia.org/wiki/Lockheed_Martin_X59_QueSST

2.000

Eixo X (hp)

0

POTÊNCIA

18.421,0

17.000,0

14.577,6

12.155,1

9.732,7

7.310,3

4.887,9

2.465,5

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

2.500 kg 500 kg 250 kg 83,35 kg 2.000 kg

5 int = 10 mm = 2.422,165 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 484,48333 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 242,24166 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 80,74722 hp 4 int = 8 mm = 1.937,9333 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

161

X-59 QueSST PMD = 14.700 kg POT (empuxo) = 1 x GE-F414 = =22.000 lbf (98 kN) VELOCIDADE MÁXIMA = = Mach 1,5 = 1.590 km/h VELOCIDADE CRUZEIRO = Mach 1,42 = 1,510 km/h

PELA APLICAÇÃO DO ALGORITMO DE SANTOS DUMONT PODEREMOS TER UM PRÉVIO “DIAGNÓSTICO” DE VIABILIDADE ECONÔMICA – (EMPREGO COMERCIAL??? DOS AVIÕES DO PROJETO QueSST, QUANDO ATENTAMOS PARA OS GRANDES SUPERSÔNICOS DA DÉCADA DE 1970.). POR EXEMPLO: RECORDANDO-SE O CONCORDE, (110 dB), O CUSTO DE UMA PASSAGEM ENTRE NOVA YORK E PARIS CUSTAVA US$ 9.000 – (nove mil dólares, equivalente a 25% mais caro do que o preço de uma passagem de primeira classe em voos regulares dos jatos subsônicos). SIGNIFICA DIZER QUE O SEU USO EM ESCALA GLOBAL FICOU IMPEDITIVO DEVIDO O ELEVADO CUSTO OPERACIONAL, ISTO É, GASTAVA MUITO COMBUSTÍVEL PARA TRANSPORTAR APENAS 100 pax. COMPARANDO-SE À ÉPOCA, O CONCORDE TRANSPORTANDO 100 pax, QUEIMAVA 20 ton DE COMBUSTÍVEL POR HORA CONTRA 11,5 ton CONSUMIDAS POR UM BOEING TRANSPORTANDO 400 pax. A PAR, AINDA, DOS CONCORDES GERANDO MUITA POLUIÇÃO. JÁ COM RELAÇÃO AO SEGREDO “TECNOLÓGICO” DO X-59, OS TRÊS DIFERENCIAIS RESIDEM NO SEU FORMATO: 1) NARIZ LONGO; 2) ASAS ESTICADAS PARA TRÁS; 3) “MINI ASAS” (CANARDS) DIRECIONADAS À FRENTE. CONCLUSÃO: O X-59, COM CAL = 1,45 REVELA-SE UM PROJETO EFICAZ, CONQUANTO SÓ TENHA 1 (UM) TRIPULANTE E “ZERO” PASSAGEIRO.


Francisco Bedê 0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

Eixo Y (kg) PMD

6,00

ANTONOV An-124-100 BOEING 747-100 JUMBO

5729,57 20,74

“DIAGNÓSTICO”

IN PORTUGUESE

(Número multiplicador = 900)

441.000

NHD

RD

v

v

An-124-100

396.000

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

NHD v

351.000 ANTONOV E BOEING

B-747-100 306.000 261.000 CAL = 3,99

216.000

CAL = 3,39

171.000

P (hp) = [ 4 x 51.706 ] x [173 ÷ 325,71] = = 206.400 x 0,5311 = 101.384 hp

126.000

CAL = m = PMD ÷ POT = 405.000 ÷ 101.384 = = 3,99

81.000 36.000

P (hp) = [ 4 x 50.132 ] x [160 ÷ 325,71] =

Eixo X = 200.528 x 0,4912 = 98.499 hp (hp) CAL = m = PMD ÷ POT POTÊNCIA

0

331,578,0

306.000,0

262.396,8

218.792,7

175.188,6

131.585,4

87.982,2

44.379

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

= 334.000 ÷ 98.499 = = 3,39

http://www.flugzeuginfo.net/acdat a_php/acdata_an124_en.php

BOEING 747-100 JUMBO PMD = 334.000 kg POT = 4 x 223 kN = (RR)= 4 x 50.132 lbf VLOF = 160 kt (tabela α) http://en.wikipedia.org/wiki/Bo eing_747#Specifications

ANTONOV An-124-100

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 45.000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 9.000 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 4.500 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 1.500,3 kg 4 int = 8 mm = 36.000 kg

ANTONOV An-124-100 PMD = 405.000 kg POT = 4 x 51.706 lbf VLOF = 173 kt (tabela α)

5 int = 10 mm = 43.603,497 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 8.720,6999 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 4.360,3499 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 1.453,4499 hp 4 int = 8 mm = 34.882,799 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

162

B-747 JUMBO


RD

v

v

FND (aviões eficientes)

0,00017

1,33

1,75

3,64

6,00

NHD

2,42

“DIAGNÓSTICO” 20,74

IN PORTUGUESE

5729,57

Francisco Bedê

FND (aviões eficazes)

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

NHD v

C-17 DECOLANDO

3,34

McDONNELL DOUGLAS

C-17 POUSANDO

https://en.wikipedia.org/wiki/Boeing_C-17_Globemaster_III#Specifications_(C-17) P (hp) = [ F (lbf) ] x [ VLOF (kt) ÷ 325,71 ]

CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ]

P (hp) = [ 4 x 40.440 (lbf) ] x [ 160 (kt) ÷ 325,71 ]

CAL = [ 265.352 (kg) ] ÷ [ 79.456 (hp) ]

P (hp) = [ 161.760 ] x [ 0.4912 ] = 79.456 hp

CAL = 3,34

C-17 GLOBEMASTER III POUSANDO INCRIVELMENTE EM PISTA DE TERRA BATIDA

163

163


Francisco Bedê

490,00

NHD

RD

v

v

440,00

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

MC-15J CRI CRI TWIN TURBO JET MC-15J (menor avião bi-reator)

Eixo Y (kg) PMD

“DIAGNÓSTICO”

5729,57 20,74

IN PORTUGUESE

NHD v

DOMINIQUE BONNAIRE

390,00 340,00 CAL = 4,03

290,00 240,00 190,00

140,00

P (hp) = [ 2 x 50 lbf ] x [100 ÷ 325,71] = = 100 x 0,3071 = 31 hp

90,00

CAL = m = PMD ÷ POT = = 125 ÷ 31 = 4,03

Não há decolagens

40,00

Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

368,421

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

50,000 kg 10,000 kg 5,000 kg 1,667 kg 40,000 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

48,44833 hp 9,6896666 hp 4,8448333 hp 1,6149444 hp 38,758666 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

164

MC-15J (prefixo F-PZPR) Dominique Bonnaire PMD = 125 kg POT = 2 x 50 lbf VLOF = 100 kt https://minijets.org/en/0-100/jetcatp200/colomban-mc-15j-cricri-jet


Francisco Bedê

(Número multiplicador = 150)

73.500

NHD

RD

v

v

v

66.000

0,00017

1,33

1,75

FND (aviões eficazes)

FND (aviões eficientes)

NHD v

SUKHOI

58.500 51.000

CAL = 4,75 CAL = 4,64

43.500

CAL = 4,41 CAL = 4,26

36.000

28.500

SSJ 100-95LR; VLOF = 110 kt P (hp) = [ 2 x 15.400 lbf ] x [110 ÷ 325,71] = = 30.800 x 0,3377 = 10.401 hp

21.000

CAL = PMD ÷ POT = 49.450 ÷ 10.401 = 4,75

=

13.500 Eixo X (hp) POTÊNCIA

6.000

0

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

7.500 kg 1.500 kg 750 kg 250,05 kg 6.000 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

CAL = PMD ÷ POT = 45.880 ÷ 10.401 = 4,41

CAL = PMD ÷ POT = 42.280 ÷ 9.118 = 4,64

Tarjeta de valores para o Eixo Y 5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

SSJ 100-95; VLOF = 110 kt P (hp) = [ 2 x 15.400 lbf ] x [110 ÷ 325,71] = = 30.800 x 0,3377 = 10.401 hp =

SSJ 100-75LR; VLOF = 110 kt P (hp) = [ 2 x 13.500 lbf ] x [110 ÷ 325,71] = = 27.000 x 0,3377 = 9.118 hp

55.263,1

51.000,0

43.732,8

36.465,4

29.198,1

21.930,9

14.663,7

7.396,5

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

2,42

3,64

Eixo Y (kg) PMD

“DIAGNÓSTICO”

5729,57 20,74

IDENTIFICANDO AVIÕES DA SÉRIE SUKHOI SUPERJET 100

6,00

IN PORTUGUESE

7.267,2495 hp 1.453,4499 hp 726,72499 hp 242,24166 hp 5.813,7999 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

165

=

SSJ 100-75L; VLOF = 110 kt P (hp) = [ 2 x 13.500 lbf ] x [110 ÷ 325,71] = = 27.000 x 0,3377 = 9.118 hp CAL = PMD ÷ POT = 38.820 ÷ 9.118 = 4,26

=


(Número multiplicador = 50)

24.500

NHD

RD

v

v

22.000

1,75

“DIAGNÓSTICO”

2,42

3,64

6,00

5729,57 20,74

Eixo Y (kg) PMD

IDENTIFICANDO GRIPEN NG

1,33

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE

FND (aviões eficazes)

FND (aviões eficientes)

0,00017

Francisco Bedê

NHD v

SAAB

19.500 17.000

CAL = 2,17

14.500

GRIPEN NG (Gripen Nova Geração – Brasil)

12.000 9.500 GRIPEN NG; VLOF = 150 kt P (hp) = [ 1 x 22.000 lbf ] x [150 ÷ 325,71] = = 22.000 x 0,4605 = 10.131 hp

7.000 4.500

CAL = PMD ÷ POT = = 22.000 ÷ 10.131 = 2,17

Cap Fórneas

2.000 Eixo X (hp) POTÊNCIA

0 18.421,0

17.000,0

14.577,6

12.155,15

9.732,7

7.310,3

4.887,9

2.465,5

(Crédito para PIG)

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

2.500 kg 500 kg 250 kg 83,35 kg 2.000 kg

5 int = 10 mm = 2.422,165 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 484,48333 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 242,24166 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 80,74722 hp 4 int = 8 mm = 1.937,9333 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

166

Cap Pascotto

Pilotos brasileiros selecionados: Capitão GUSTAVO DE OLIVEIRA PASCOTTO; e; Capitão RAMON PRINCIPE SANTOS FÓRNEAS foram escolhidos pela FAB dentre mais de 100 pilotos de caça brasileiros para servirem de instrutores no Brasil, após seis meses de treinamento na Suécia.


Francisco Bedê

(Número multiplicador = 80)

39.200

RD

v

v

35.200

FND (aviões eficientes)

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

NHD

“DIAGNÓSTICO” 0,00017

Eixo Y (kg) PMD

IDENTIFICANDO: HORNET & RAFALE 5729,57 20,74

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

FND (aviões eficazes)

NHD v

BOEING & DASSAULT

31.200 27.200 CAL = 3,41 CAL = 3,22

23.200

IN PORTUGUESE

19.200 RAFALE HORNET

15.200 11.200 7.200 3.200 Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

29.473,60

27.200,00

23.324,16

19.448,24

15.572,32

11.696,48

7.820,64

3.944,8

CAL = PMD ÷ POT = = 29.937 ÷ 8.780 = 3,41

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 4.000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 800 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 400 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 133,36 kg 4 int = 8 mm = 3.200 kg

BOEING SUPER HORNET; VLOF = 110 kt P (hp) = [ 2 X 13.000 lbf ] x [110 ÷ 325,71] = = 26.000 x 0,3377 = 8.780 hp

5 int = 10 mm = 3.875,86 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 775,173 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 387,586 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 129,195 hp 4 int = 8 mm = 3.100,69 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

167

DASSAULT RAFALE; VLOF = 110 kt P (hp) = [ 2 x 11.250 lbf ] x [110 ÷ 325,71] = = 22.500 x 0,3377 = 7.598 hp CAL = PMD ÷ POT = = 24.500 ÷ 7.598 = 3,22


Francisco Bedê

(Número multiplicador = 200)

98.000

NHD

RD

v

v

88.000

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

CHENGDU AIR CORPORATION

78.000 68.000 CAL = 1,44

58.000 48.000

J-20 STEALTH FIGHTER; VLOF = 110 kt P (hp) = [ 2 x 36.000 lbf ] x [110 ÷ 325,71] = = 72.000 x 0,3377 = 24.314 hp

38.000

CAL = PMD ÷ POT = = 35.000 ÷ 24.314 = 1,44

28.000 18.000

http://forum.keypublishing.com/showthread.php?11061 2-J-20-Black-Eagle-Part-6/page3 http://en.wikipedia.org/wiki/Chengdu_J-20#Engines

Não há decolagens

8.000

Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

73.684,0

68.000,0

58.310,4

48.620,6

38.930,8

29.241,2

19.551,6

9.862,0

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

10.000 kg 2.000 kg 1.000 kg 333,4 kg 8.000 kg

5 int = 10 mm = 9.689,666 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 1.937,9332 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 968,96666 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 322,98888 hp 4 int = 8 mm = 7.751,7332 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

168

0,00017

1,75

2,42

3,64

6,00

5729,57 20,74

Eixo Y (kg) PMD

“DIAGNÓSTICO”

IDENTIFICANDO CHENGDU J-20

1,33

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE

NHD v


Francisco Bedê

(Número multiplicador = 80)

39.200

NHD

RD

v

v

35.200

FND (aviões eficientes)

0,00017

1,75

2,42

3,64

6,00

5729,57 20,74

Eixo Y (kg) PMD

“DIAGNÓSTICO”

IDENTIFICANDO: MIG - 35

1,33

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE

FND (aviões eficazes)

NHD v

MIKOYAN

31.200 27.200 CAL = 3,66 CAL = 3,22

23.200

19.200 15.200

MIG-35; VLOF = 110 kt P (hp) = [ 2 X 12.000 lbf ] x [110 ÷ 325,71] = = 24.000 x 0,3377 = 8.105 hp

11.200

CAL = PMD ÷ POT = = 29.700 ÷ 8.105 = 3,66

7.200 3.200

MIG-35 https://en.wikipedia.org/wiki/Mikoyan_ MiG-35#Specifications_(MiG-35) PMD = 29.700 kg POT = 2 x 12.000 lbf VLOF = 110 KT

Eixo X (hp) POTÊNCIA

VERSÕES MODERNIZADAS DO MIG-35

0 29.473,60

27.200,00

23.324,16

19.448,24

15.572,32

11.696,48

7.820,64

3.944,8

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 4.000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 800 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 400 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 133,36 kg 4 int = 8 mm = 3.200 kg

5 int = 10 mm = 3.875,86 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 775,173 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 387,586 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 129,195 hp 4 int = 8 mm = 3.100,69 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

169


Francisco Bedê APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRONIZADO IDENTIFICANDO O VSS ENTERPRISE NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE

+ White Knight Two (WK2) (nave-mãe) PMD = 17.000 kg; VLOF = 150 kt; POT = 4 x 6.900 lbf = 27.600 lbf

White Knight One (SS2) Peso (massa) = 3.600 kg Potência = 16.636 lbf

+

=

WK2

=

VSS ENTERPRISE = (WK2)+(SS2)

P (hp) = [F (lbf)] x [VLOF ÷ 325,71] = [(4 x 6.900)] x [150 ÷ 325,71] = = 27.600 x 0,4605 = 12.709,8 VLOF = 150 kt; Link (20): 253.171479 x 27.600 = 6.987.532,8204 Link (21): 12.704,604281 hp = 12.705 hp CAL = 20.600 ÷ 12.705 = 1,62

PMD = (WK2) + (SS2) = 17.000 + 3.600 = = 20.600 kg Novo PMD = 20.600 kg; VLOF = 150 kt; POT = 27.600 lbf

NHD

RD

v

v

FND (aviões eficazes)

FND (aviões eficientes)

NHD v

170

0,00017

1,33

“DIAGNÓSTICO”

1,75

2,42

3,64

6,00

5729,57

VIRGIN GALACTIC

20,74

SS2


Francisco Bedê DASSAULT: FALCON 8X; FALCON 900; FALCON 50EX

IN PORTUGUESE

VLOF (valor médio estimado para os 3 modelos) = 120 kt

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

FALCON 8X

FALCON 900

FALCON 50EX

https://www.dassaultfalcon.com/en/Aircr aft/Models/8X/Pages/overview.aspx

http://en.wikipedia.org/wiki/Dassault_Falco n_900#Specifications_.28Falcon_900B.29

https://en.wikipedia.org/wiki/Dassault_Falc on_50#Specifications_(50EX)

PMD = 33.112 kg POT = 3 x 6.722 lbf = 20.166 lbf PAX = 19 pax = (19x100) = 1.900 kg

PMD = 20.640 kg POT = 3 x 4.750 lbf = 14.250 lbf PAX = 14 pax = (14x100) = 1.400 kg

PMD = 18.008 kg POT = 3 x 3.700 lbf=11.100 lbf PAX = 9 pax = (9x100) = 900 kg

P (hp) = [F(lbf)] x [VLOF ÷ 325,71] =

P (hp) = [F(lbf)] x [VLOF ÷ 325,71] =

P (hp) = [F(lbf)] x [VLOF ÷ 325,71] =

= [3x6.722] x [120÷325,71] = 20.166 x x 0,3684= 7.429,1544 = 7.429 hp VLOF kt na calculadora: 120 x 1,68781 = = 202,5372 Donde, vezes lbf: 202,5372 x 20.166 = 4.084.365 Fator hp na calculadora: 0,00181817 x x 4.084.365 = 7.426 hp

= [3x4.750] x [120÷325,71] = 14.250 x x 0,3684 = 5.249,7 = 5.250 hp VLOF kt na calculadora: 120 x 1,68781 = = 202,5372 Donde, vezes lbf: 202,5372 x 14.250 = 2.886.155 Fator hp na calculadora: 0,00181817 x x 2.886.155 = 5.247 hp

= [3x3.700] x [120÷325,71] = 11.100 x x 0,3684 = 4.089,24 = 4.089 hp VLOF kt na calculadora: 120 x 1,68781 = = 202,5372 Donde, vezes lbf: 202,5372 x 11.100 = 2.248.163 Fator hp na calculadora: 0,00181817 x x 2.248.163 = 5.280 hp

CAL = PMD ÷ hp = 33.112 ÷ 7.426 = 4,46

CAL = PMD ÷ hp = 20.640 ÷ 5.247 = 3,93

CAL = PMD ÷ hp = 18.008 ÷ 5.280 = 3,41

NHD

RD

v

v

FND (aviões eficazes)

FND (aviões eficientes)

“DIAGNÓSTICO”

NHD v

171

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

20,74

5729,57

DASSAULT

Codificação: NHD = não há decolagens RD = raríssimas decolagens (“super” eficiência) FND = faixa normal de decolagens - (com eficiência e/ou com eficácia) v


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

DASSAULT: FALCON 8X; FALCON 900; FALCON 50EX VLOF (valor médio estimado para os 3 modelos) = 120 kt

Eixo Y (kg) PMD

(Número multiplicador = 80)

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

DASSAULT FALCON 8X PMD = 33.112 kg POT = 3 x 6.722 lbf = 20.166 lbf = = 9.592 hp; 19 passageiros CAL = 4,46

39.200 35.200 31.200

DASSAULT FALCON 900 PMD = 20.640 kg POT = 3 x 4.750 lbf = 14.250 lbf = = 6.778 hp; 14 passageiros CAL = 3,93

27.200 23.200

19.200

DASSAULT FALCON 50EX PMD = 18.008 kg POT = 3 x 3.700 lbf = 11.100 lbf = = 5.280 hp; 9 passageiros CAL = 3,41

15.200 11.200 7.200

FALCON 8X

3.200

0

29.473,60

27.200,00

23.324,16

19.448,24

15.572,32

7.820,64

3.944,8

11.696,48

Eixo X (hp) POTÊNCIA

FALCON 50EX

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 4.000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 800 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 400 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 133,36 kg 4 int = 8 mm = 3.200 kg

FALCON 900

5 int = 10 mm = 3.875,86 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 775,173 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 387,586 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 129,195 hp 4 int = 8 mm = 3.100,69 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

172


Francisco Bedê

CONVENTIONAL AVIATION: power (hp)

USE THE FORMULA BELOW Main examples of airplanes, (old and modern, small and heavy), equipped with conventional “hp” engines, using aviation gasoline.

CAL = [ PMD (kg) ]

÷

[ POT (hp) ]

Formula (XXI) NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

173


Francisco Bedê

490,00

NHD

RD

v

v

440,00

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

Eixo Y (kg) PMD

“DIAGNÓSTICO” 6,00

MC-15 CRI CRI TWIN SINGLECYLINDER PISTONS (menor avião bimotor a pistão)

5729,57 20,74

IN PORTUGUESE

NHD v

COLOMBAN

390,00 340,00 290,00

CAL = 5,66

240,00 (Comparação entre um MC 15 e uma turbina de um avião a jato de passageiros)

190,00

140,00 90,00

CAL = m = PMD ÷ POT = = 170 ÷ 30 = 5,66

Não há decolagens

40,00

https://pt.wikipedia.org/wiki/Colomban_Cri-cri

Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

368,421

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

50,000 kg 10,000 kg 5,000 kg 1,667 kg 40,000 kg

PMD = 170 kg POT = 2 x JPX PUL 212 = 2 x 15 hp = 30 hp

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

48,44833 hp 9,6896666 hp 4,8448333 hp 1,6149444 hp 38,758666 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

174


Francisco Bedê

NHD

RD

v

v

22.000

FND (aviões eficientes)

1,75

3,64

2,42

“DIAGNÓSTICO”

FND (aviões eficazes)

0,00017

(Número multiplicador = 50)

24.500

6,00

5729,57 20,74

Eixo Y (kg) PMD

IDENTIFICANDO BV-138 B-1

1,33

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE

NHD v

BLOHM & VOSS

19.500 17.000 14.500

CAL = 5,57

1937

12.000

BV-138 B-1 PMD = 14.700 kg POT = 3 x 880 = 2.640 hp

9.500 7.000

CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ] = = 14.700 ÷ 2.640 = 5,57

4.500

Não há decolagens

2.000

Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

18.421,0

17.000,0

14.577,6

12.155,15

9.732,7

7.310,3

4.887,9

2.465,5

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

2.500 kg 500 kg 250 kg 83,35 kg 2.000 kg

5 int = 10 mm = 2.422,165 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 484,48333 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 242,24166 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 80,74722 hp 4 int = 8 mm = 1.937,9333 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

175

https://pl.m.wikipedia.org/wiki/ Blohm_%26_Voss_Bv_138


Francisco Bedê IDENTIFICANDO BV-141

(Número multiplicador = 20)

9.800

NHD

RD

v

v

8.800

FND (aviões eficientes)

1,33

1,75

FND (aviões eficazes)

0,00017

“DIAGNÓSTICO” 2,42

3,64

6,00

Eixo Y (kg) PMD

5729,57 20,74

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE

NHD v

BLOHM & VOSS

7.800 6.800

1940

5.800

CAL = 3,96

4.800 3.800

BV-141 PMD = 6.100 kg POT = 1.538 hp

2.800

1.800

CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ] = = 6.100 ÷ 1.538 = 3,96

Não há decolagens

800

Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

7.368,40

6.800,00

5.831,04

4.862,06

3.893,08

2.924,12

1.955,16

986,20

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

1.000 kg 200 kg 100 kg 33,34 kg 800 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

968,9666 hp 193,79332 hp 96,896666 hp 32,298888 hp 775,17332 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

176

https://en.wikipedia.org/wiki/Bloh m_%26_Voss_BV_141#Specific ations_(BV_141_B-02_[V10])


(Número multiplicador = 20)

9.800

NHD

RD

v

v

8.800

FND (aviões eficientes)

1,75

2,42

“DIAGNÓSTICO” 3,64

6,00

5729,57 20,74

Eixo Y (kg) PMD

IDENTIFICANDO P-47

FND (aviões eficazes)

1,33

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE

0,00017

Francisco Bedê

NHD v

REPUBLIC AVIATION

7.800 6.800 CAL = 3,05

5.800 4.800

CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ] = = 7.938 ÷ 2.600 = 3,05

https://en.wikipedia.org/wiki/Republic_ P-47_Thunderbolt#Specifications_(P47D-30_Thunderbolt)

PMD = 7.938 kg POT = 2.600 hp

3.800 ÁUDIO IN PORTUGUESE

2.800 1.800 800 Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

7.368,42

6.800,00

5.831,04

4.862,06

3.893,08

2.924,12

1.955,16

986,20

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

1.000 kg 200 kg 100 kg 33,34 kg 800 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

968,9666 hp 193,79332 hp 96,896666 hp 32,298888 hp 775,17332 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

177

SENTA A PUA – a FAB na 2ª. Guerra Mundial - Criação: José Vieira Modelagem e Animação: José Vieira e Felipe Santana Vozes: Cap.José Vieira; Ten. Lucas Santana; Soldado alemão Reichard Lackinger Agradecimentos: Luis Gabriel Sites: www.sentandoapua.com.br; www.blender.org; www.gimp.org; www.inkscape.org


Francisco Bedê

(Número multiplicador = 50)

24.500

NHD

RD

v

v

B-26

22.000

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

1,33

0,00017

“DIAGNÓSTICO”

1,75

2,42

5729,57 20,74

Eixo Y (kg) PMD

3,64

IB-25J MITCHELL & B-26G MARAUDER – (MARTIN)

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

6,00

IN PORTUGUESE

NHD v

MARAUDER & MITCHELL

19.500 17.000 CAL = 4,47

14.500

CAL = 4,68

12.000

B-25 B-26 CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ] = = 17.000 ÷ 3.800 = 4,47

9.500 7.000

B-25 CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ] = = 15.910 ÷ 3.400 = 4,68

4.500 2.000

Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

18.421,0

17.000,0

14.577,6

12.155,15

9.732,7

7.310,3

4.887,9

2.465,5

B-26: http://en.wikipedia.org/wiki/Martin_B26_Marauder#Specifications_.28B-26G.29

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

2.500 kg 500 kg 250 kg 83,35 kg 2.000 kg

5 int = 10 mm = 2.422,165 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 484,48333 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 242,24166 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 80,74722 hp 4 int = 8 mm = 1.937,9333 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

178

B-25: http://en.wikipedia.org/wiki/North_American_B -25_Mitchell#Specifications_.28B-25J.29


Francisco Bedê IDENTIFICANDO P-38 L

(Número multiplicador = 40)

19.600

NHD

RD

v

v

17.600

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

0,00017

1,33

1,75

“DIAGNÓSTICO” 2,42

3,64

6,00

Eixo Y (kg) PMD

5729,57 20,74

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE

NHD v

LOCKHEED CORPORATION

15.600 13.600 CAL = 3,06

11.600 9.600

P-38 LIGHTNING (Avião de Saint Exupéry)

7.600

P-38L CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ] = = (9.798 kg) ÷ (2 x 1.600 hp = = 9.798 ÷ 3.200 = 3,06

5.600 3.600

https://en.wikipedia.org/wiki/Lockheed_P38_Lightning#Specifications_(P-38L)

1.600 Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

2.000 kg 400 kg 200 kg 66,66 kg 1.600 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

1.937,92 hp 387,584 hp 193,792 hp 64,5973 hp 1.550,336 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

179


Francisco Bedê

NHD

RD

v

v

88.000

1,33

1,75

2,42

3,64

FND (aviões eficientes)

0,00017

(Número multiplicador = 200)

98.000

“DIAGNÓSTICO”

C-24 C GLOBEMASTER II 6,00

Eixo Y (kg) PMD

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

20,74

IN PORTUGUESE

FND (aviões eficazes)

NHD v

BOEING

78.000 68.000 CAL = 5,80

58.000 48.000 38.000 28.000 18.000

C-124 C GLOBEMASTER II CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ] = = 88.224 ÷ 15.200 = 5,80

8.000

Boeing C-124 C GLOBEMASTER II https://en.wikipedia.org/w iki/Douglas_C124_Globemaster_II#Spe cifications_(C124C_Globemaster_II) PMD = 88.224 kg POTÊNCIA = 4 x 3.800 hp = 15.200 hp CAL = 5,80

Eixo X (hp) POTÊNCIA

0 73.684,2

68.000,0

58.310,4

48.620,6

38.930,8

29.241,2

19.551,6

9.862,0

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

10.000 kg 2.000 kg 1.000 kg 333,4 kg 8.000 kg

5 int = 10 mm = 9.689,666 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 1.937,9332 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 968,96666 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 322,98888 hp 4 int = 8 mm = 7.751,7332 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

180

Base Aérea de Saragoza (1967)


Francisco Bedê

(Número multiplicador = 50)

24.500 22.000

NHD

RD

v

v

S-40

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

0,00017

1,33

1,75

2,42

6,00

Eixo Y (kg) PMD

“DIAGNÓSTICO” 3,64

IDENTIFICANDO SIKORSKY S-40 & Savoia-Marchetti SM.79 Sparviero

5729,57 20,74

IN PORTUGUESE

NHD v

SIKORSKY & SAVOIA

19.500 17.000 CAL = 6,71

14.500

CAL = 3,89

12.000 S-40 CAL = PMD ÷ POT = = 15.455 kg ÷ (4 x 575 hp) = = 15.455 ÷ 2.300 = 6,71

9.500

SM.79

http://en.wikipedia.org/wiki/Sikorsky_S-40

7.000 SM.79 CAL = PMD ÷ POT = = (10.050 kg) ÷ (3 x 860 hp) = = 10.050 ÷ 2.580 = 3,89

4.500 2.000

0

18.421,0

17.000,0

14.577,6

12.155,15

9.732,7

7.310,3

4.887,9

2.465,5

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Eixo X (hp) POTÊNCIA

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

2.500 kg 500 kg 250 kg 83,35 kg 2.000 kg

5 int = 10 mm = 2.422,165 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 484,48333 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 242,24166 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 80,74722 hp 4 int = 8 mm = 1.937,9333 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

181

http://en.wikipedia.org/wiki/SavoiaMarchetti_SM.79#Specifications_.28SM.79-III.29


Francisco Bedê OS OITO PRINCIPAIS AVIÕES MILITARES DE CAÇA QUE ATUARAM NA 2ª GUERRA MUNDIAL

NHD

RD

v

v

NOTA 1: Fotam construidos durante 111 anos, isto é, desde 1906 até 2019, cerca de 2.450 tipos e/ou modelos diferentes de aeronaves.

FND (aviões eficazes)

FND (aviões eficientes)

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

5729,57 20,74

IN PORTUGUESE

“DIAGNÓSTICO”

NHD v

DIVERSAS INDÚSTRIAS AERONÁUTICAS

P-51 D MUSTANG PMD = 5.490 kg POTÊNCIA = 1.490 hp

CAL = 3,68 Produzidos 15.000 caças americanos

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

NOTA 2: Sem considerar os caças fabricados pelos EUA, foram construídos durante a 2ª. G. G, um total de 137.900 caças.

YAKOLEV YAK-9U PMD = 3.102 kg POTÊNCIA = 1.650 hp

CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ]

CAL = 1,88 Produzidos 30.000 caças russos

CURTISS P-40 PMD = 4.000 kg POTÊNCIA = 1.150 hp

SUPERMARINE SPITFIRE Mk. PMD = 3.057 kg POTÊNCIA = 1.415 hp

CAL = 3,48

CAL = 2,16

Produzidos 13.773 caças americanos

Produzidos 20.351 caças ingleses

Bell P-39 Airacobra (operado pela França) PMD = 3.800 kg POTÊNCIA = 1.200 hp

FOCKE-WULF Fw 190 A-8 PMD = 4.900 kg POTÊNCIA = 1.677 hp

MITSUBISHI ZERO A6M REISEN PMD = 2.410 kg POTÊNCIA = 950 hp

MESSERSCHMITT Bf-109G-6 PMD = 3.400 kg POTÊNCIA = 1.455 hp

CAL = 3,17

CAL = 2,92

CAL = 2,54 Produzidos 10.449 caças japoneses

CAL = 2,37

Produzidos 13.367 caças alemães

Produção USA: não anotada

182

Produzidos 35.000 caças alemães


Francisco Bedê NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IDENTIFICANDO AVIÕES RAROS

IN PORTUGUESE

Douglas AD (A-1) PMD: 11.340 kg POT: 2.800 hp CAL = 4,05

DO-CLAUDIUS PMD: 4.200 kg POT: 1.000 hp CAL = 4,20

YAKOVLEV YAK-18T PMD: 1.650 kg POT: 360 hp CAL = 4,58

GRUMMAN G-21 GOOSE PMD: 3.636 kg POT: 900 hp CAL = 4,04

BREGUET BR-14P PMD: 1.536 kg POT: 300 hp CAL = 5,12

BREGUET 1050 PMD: 8.200 kg POT: 2.100 hp CAL = 3,90

TRANSAVIA PL-12 PMD: 1.925 kg POT: 300 hp CAL = 6,42

Komet 163 PMD: 4.310 kg POT: 1.213 hp CAL = 3,55

CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ]

NHD

RD

v

v

FND (aviões eficazes)

FND (aviões eficientes)

NHD v

183

1,33

0,00017

“DIAGNÓSTICO”

1,75

2,42

3,64

6,00

5729,57 20,74

DIVERSOS FABRICANTES


Francisco Bedê AVIÕES ACROBÁTICOS NA “RED BULL AIR RACE” – ENSEADA DE BOTAFOGO/RIO/RJ (April 21, 2007)

NHD

RD

v

v

FND (aviões eficientes)

1,33

1,75

3,64

2,42

FND (aviões eficazes)

0,00017

IN PORTUGUESE

6,00

5729,57 20,74

“DIAGNÓSTICO”

NHD v

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

DIVERSAS INDÚSTRIAS AERONÁUTICAS

CAL = 2,41

CAL = 3,17 CAL = 2,56

CAL = 2,72

CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ] CAP 232 PMD = 816 kg POT = 300 hp CAL = 2,72

MX 2 PMD = 975 kg P = 380 hp CAL = 2,56

EXTRA 300S PMD = 952 kg POT= 300 hp CAL = 3,17

EDGE 540 PMD = 817 kg POT = 340 hp CAL = 2,41

184


Francisco Bedê 3 motores turboélices

IDENTIFICANDO DORNIER Do-24ATT

MOTORIZAÇÃO: (2 versões) (a) 3 motores radiais, (pistão), Bramo 323R-2 Fafnir, de 9 cilindros; cada um com 940 hp = (3x940=2.820 hp); hélices de 3 pás;

PMD:http://www.irendornier.com/en/aircraft/irendo24.html

(b) 3 motores turboélices, Pratt & Whitney PT6A-45B's, cada um com 920 shp (Shaft Horse Power) = (3x920=2.760) shp ou hp); hélices de 5 pás.

PMD = 14.000 kg (decolagem de terra) PMD = 12.000 kg (decolagem de água) – (restrição de 2.000 kg)

“Barco voador” Do-24ATT executa giro espetacular de 180 graus ao final da amerrissagem

Fontes: http://www.iren-dornier.com/en/aircraft/iren-do24.html; https://virtualglobetrotting.com/map/dornier-do-24-att/; https://en.wikipedia.org/wiki/Dornier_Do_24#Specifications_(Do_24T-1)

CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ] = = 14.000 ÷ 2.820 = 4,96 (decolagem de terra)

CAL = 4,35

CAL = 4,96

CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ] = = 12.000 ÷ 2.760 = 4,35 (decolagem de água)

3 motores turboélices (shp)

3 motores radiais (hp)

NHD

RD

v

v

FND (aviões eficazes)

FND (aviões eficientes)

IN PORTUGUESE

NHD v

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

185

1,33

0,00017

“DIAGNÓSTICO”

1,75

2,42

3,64

6,00

5729,57 20,74

DORNIER


Francisco Bedê

(Número multiplicador = 3)

1.470

NHD

RD

v

v

1.320

FND (aviões eficazes)

FND (aviões eficientes)

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

Eixo Y (kg) PMD

“DIAGNÓSTICO”

5729,57 20,74

IDENTIFICANDO “ENGENHO” AÉREO INUSITADO: Bill Horton WINGLESS/2

NHD v

WINGLESS

1.170 1.020 870

CAL = 4,22

720 CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ] = = 907 ÷ 215 = 4,22

570 420 270

Eixo X (hp) POTÊNCIA

120

0 1.105,26

1.020,00

874,656

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

729,309

Tarjeta de valores para o Eixo Y

583,962

438,618

293,274

147,93

IN PORTUGUESE

150 kg 30 kg 15 kg 5,001 kg 120 kg

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

145,34499 hp 29,068999 hp 14,534499 hp 4,8448332 hp 116,27599 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

186

Bill Horton “WINGLESS/2” N°. NX-28.993 (1954) PMD = 907 kg; POT = 215 hp CAL = 4,22

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)


Francisco Bedê

NHD

RD

v

v

88.000

1,33

1,75

FND (aviões eficazes)

FND (aviões eficientes)

0,00017

(Número multiplicador = 200)

98.000

2,42

5729,57 20,74

Eixo Y (kg) PMD

“DIAGNÓSTICO” 3,64

IDENTIFICANDO B-314-A

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

6,00

IN PORTUGUESE

NHD v

BOEING

78.000 68.000

1939

58.000

CAL = 5,85

48.000

CAL = 3,66

BOEING 314-A - (1939) CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ] = = 37.422 ÷ 6.392 = 5,85

38.000 28.000

BOEING 314-A YANKEE CLIPPER (HIDROAVIÃO – 1939) PMD= 37.422 kg POTÊNCIA = 4 x 1.598 hp = 6.392 hp

18.000

CAL = 5,85 CONVAIR R3Y-2 CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ] = = 74.800 ÷ 20.400 = 3,66

8.000

Eixo X (hp) POTÊNCIA

0 73.684,2

68.000,0

58.310,4

48.620,6

38.930,8

29.241,2

19.551,6

9.862,0

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

10.000 kg 2.000 kg 1.000 kg 333,4 kg 8.000 kg

5 int = 10 mm = 9.689,666 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 1.937,9332 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 968,96666 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 322,98888 hp 4 int = 8 mm = 7.751,7332 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

187

CONVAIR TRADEWIN REABASTECEDOR R3Y-2 PMD= 74.800 kg POTÊNCIA = 4 x 5.100 hp = = 20.400 hp

CAL = 3,66


Francisco Bedê NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE Eixo Y (kg) PMD

IDENTIFICANDO O FAREY III-F

PÁGINA HISTÓRICA

SACADURA CABRAL - (piloto);GAGO COUTINHO - (navegador)

(Número multiplicador = 25)

12.250

Distância: 8.383 km; Tempo de voo: 62 h e 36 m; Partida: 30/março/1922 (Lisboa); Chegada: 17/junho/1922 (Rio de Janeiro) Nota: foi uma viagem muito acidentada e cheia de contratempos.

11.000

9.750 8.500

30/mar/1922 1ª. Travessia Aérea do Atlântico Sul: de Lisboa ao Rio de Janeiro

7.250 6.000 4.750 3.500 2.250 1.000 Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

CAL = 4,82

9.210,52

8.500,00

7.288,80

6.077,75

4.866,35

3.655,15

2.443,95

1.232,75

http://en.wikipedia.org/w iki/Fairey_III#Specifi cations_.28Fairey_IIIF_I V.29

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1.250 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 250 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 125 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 41,675 kg 4 int = 8 mm = 1.000 kg

FAREY III-F PMD = 2.746 kg POTÊNCIA = 570 hp

5 int = 10 mm = 1.211,2 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 242,24 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 121,12 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 40,373 hp 4 int = 8 mm = 968,96 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

188

Decorridos 1 ano e 1 mês da partida de Portugal para o Brasil, SANTOS DUMONT vai a Lisboa para homenagear Gago Coutinho e Sacadura Cabral, fazendo-lhes uma visita formal. (Lisboa, abril de 1923)


Francisco Bedê IDENTIFICANDO COUZINET 70 (avião notável face ao seu PMD)

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE Eixo Y (kg) PMD

PÁGINA HISTÓRICA Em 7 de Dezembro de 1936 - Jean Mermoz, depois de completar 8.200 horas de voo, desapareceu nas águas do Oceano Atlântico a bordo do seu avião LATÉCOÈRE "Croix-deSud“.

(Número multiplicador = 25)

12.250 11.000

9.750 8.500

Trimotor COUZINET 70 “ARC-EN-CIEL” – (1927) PMD = 7.310 kg (vazio) (1901-1936) Carga de até 3.000 kg POTÊNCIA = 3 X 650 = 1.950 hp CAL = (7.310+3.000) ÷ (3x650) = 5,29

7.250 6.000 4.750

https://en.wikipedia.org/wiki/Couzinet_70

3.500 2.250 1.000

(TRIMOTOR)

Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

9.210,5

8.500,00

7.288,80

6.077,75

4.866,35

3.655,15

2.443,95

1.232,75

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1.250 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 250 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 125 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 41,675 kg 4 int = 8 mm = 1.000 kg

5 int = 10 mm = 1.211,2 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 242,24 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 121,12 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 40,373 hp 4 int = 8 mm = 968,96 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

189


Francisco Bedê NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE Eixo Y (kg) PMD

IDENTIFICANDO Me 323 D-6

PÁGINA HISTÓRICA

Me 323 D-6 – (1943/1944) (Número multiplicador = 100)

49.000 44.000 39.000

Me 323 D-6 (Aeronave de transporte militar da Luftwaffe durante a 2ª Guerra Mundial) http://en.wikipedia.org/wiki/Messerschmitt_Me_323#Specifications_.28Me_323_D-6.29

34.000

MTOW = 43.000 kg Potência = 6 x Gnome-Rhône 14N-48/49, 1180 PS para a decolagem (= 868 kW cada). Donde: 6 x 868 kW = 5208 kW = = 6.984 hp

29.000 24.000 19.000

CAL = 6,16 (43.000 ÷ 6.984)

Não há decolagens

14.000 9.000 4.000

Eixo X (hp)

POTÊNCIA

0

36.842,1

34.000,0

5.000 kg 1.000 kg 500 kg 166,7 kg 4.000 kg

29.155,2

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

24.310,3

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

19.465,4

14.620,6

9.775,8

4.931,0

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X Segmento de reta contendo 38,02 intervalos: 5 int = 10 mm = 4.844,833 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 968,96666 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 484,48333 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 161,49444 hp 4 int = 8 mm = 3.875,86666 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

190

(Clique no centro dos vídeoclipes)


Francisco Bedê NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE Eixo Y (kg) PMD

IDENTIFICANDO HUGHES H-4 https://pt.wikipedia.org/wiki/Hughes_H-4_Hercules

(Número multiplicador = 500)

EXEMPLO DE “FRACASSO” QUE SE TORNOU “MEIO SUCESSO” HUGHES H-4: hidroavião de 8 motores Spruce Goose

245.000 220.000 195.000 170.000 145.000 120.000 95.000

(Clique no centro do vídeoclipe)

HUGHES H-4 - (HIDROAVIÃO HÉRCULES) PMD = 180.000 kg (reconfigurado). POTÊNCIA: 8 motores radiais, com 3.004 hp (cada), totalizando 24.032 hp; CAL = 7,49

70.000 Não há decolagens

45.000

(Clique no centro do vídeoclipe)

20.000 Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

184.210

170.000

145.776

121.551

97.327

73.103

48.879

24.655

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

25.000 kg 5.000 kg 2.500 kg 833,5 kg 20.000 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

24.224,165 hp 4.844,8333 hp 2.422,4165 hp 807,4722 hp 19.379,333 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

191

PÁGINA HISTÓRICA NOTA: Originalmente, o Hughes H-4 foi projetado para decolar com 200 ton, fato que não ocorreu porque o CAL ficaria em torno de 8,33 Custo do projeto: 25 milhões de Dólares. Previsto para transportar 700 passageiros. O avião não deu certo, isto é, não decolou conforme foi projetado porque tal operação seria de alto risco. Esse avião fez uma única decolagem - (Baía de Long Beach, em 2 de novembro de 1947) - sob o comando do próprio construtor Howard R. Hughes. A primeira tentativa de decolagem não foi possível ser feita porque o projeto foi mal dimensionado - (projeto original 200 ton). Alguns parâmetros foram imediatamente redefinidos e, após revisão do projeto, o avião realizou um único voo a 20 metros (70 pés), sobre as águas da baía, a uma velocidade máxima obtida de 130 kmh (80 mph), percorrendo apenas 1.600 metros. Face ao desastroso resultado, o Congresso dos EUA não aprovou o projeto de Howard Hughes


Francisco Bedê NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE Eixo Y (kg) PMD

IDENTIFICANDO SR-45

(Número multiplicador = 500)

PÁGINA HISTÓRICA

245.000

(1952)

220.000 195.000 170.000 145.000

SAUNDERS-ROE SR-45 PRINCESS FLYING BOATS

120.000

22/agosto/1952 - Hidroavião inglês para 105 passageiros e 6 trips. http://en.wikipedia.org/wiki/Saunders-Roe_Princess#Specifications

95.000 70.000

PMD= 156.500 kg POTÊNCIA (10 motores) = 10 x 3.200 hp = 32.000 hp

Não há decolagens

CAL = 4,89

45.000

SR-45

20.000 Eixo X (hp) POTÊNCIA

0 184.210

170.000

145.776

121.551,5

97.327

73.103

48.879

24.655

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

25.000 kg 5.000 kg 2.500 kg 833,5 kg 20.000 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

24.224,165 hp 4.844,8333 hp 2.422,4165 hp 807,4722 hp 19.379,333 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

192

(Clique no centro do vídeoclipe)


Francisco Bedê NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE Eixo Y (kg) PMD

DH-4B (BIPLANO DE HAVILLAND)

PÁGINA HISTÓRICA

DE HAVILLAND DH-4B (Número multiplicador = 5)

2.450 DE HAVILLAND DH-4B

2.200

http://airandspace.si.edu/collect ions/artifact.cfm?object=nasm_ A19190051000

1.950

Peso vazio = 1.087 kg PMD = 1.953 kg POT = 400 cv = 395 hp CAL = 4,94

1.700 1.450

Em 2 de junho de 1923 o Capitão Lowell Smith e o Tenente John Richter realizaram o primeiro reabastecimento em voo da história. O biplano DH-4B permaneceu no ar durante 37 horas.

1.200 950 Não há decolagens

700 450 200

Eixo X (hp) POTÊNCIA

0 1.842,1

1.700,0

1.457,76

1.215,51

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

973,27

731,03

488,79

246,55

Tarjeta de valores para o Eixo Y 250 kg 50 kg 25 kg 8,335 kg 200 kg

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

242,24165 hp 48,448333 hp 24,224166 hp 8,074722 hp 193,79333 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

193


Francisco Bedê

TURBOPROPELER AVIATION (shp = hp):

USE THE FORMULA BELOW NOTE: “shp” means “hp” power on the turbine shaft - (shaft horsepower) Main examples of airplanes equipped with turboprop engines using aviation kerosene.

CAL = [ PMD (kg) ]

÷

[ POT (hp) ]

Fórmula (XXI)

194


Francisco Bedê

(Número multiplicador = 20)

9.800

NHD

RD

v

v

8.800

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

0,00017

1,33

1,75

2,42

“DIAGNÓSTICO” 3,64

6,00

Eixo Y (kg) PMD

EMBRAER EMB-110 (C-95) 5729,57 20,74

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE

NHD v

EMBRAER

7.800 6.800 5.800 CAL = 3,78

4.800 3.800

EMBRAER EMB-110 (C-95) CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ] = = 5.670 kg ÷ (2 x 750 shp) = = 5.670 ÷ 1.500 shp (hp) = 3,78

2.800

1.800

OZIRES SILVA: primeiro presidente da EMBRAER, cargo que exerceu até 1986.

BANDEIRANTE C-95: o primeiro projeto de aeronáutica 100% nacional - (avião fabricado em 1968 no Brasil).

800 Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

7.368,40

6.800,00

5.831,04

4.862,06

3.893,08

2.924,12

1.955,16

986,20

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

1.000 kg 200 kg 100 kg 33,34 kg 800 kg

NãoFonte: há FAB TV - (2018) decolagens

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

968,9666 hp 193,79332 hp 96,896666 hp 32,298888 hp 775,17332 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

195

ÁUDIO IN PORTUGUESE

(Video contendo depoimentos das “velhas águias”: Ozires Silva; Guilherme Cará; Jackson Schneider; Potiguara; Pazini)


Francisco Bedê

(Número multiplicador = 20)

9.800

RD

v

v

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

1,33

1,75

3,64

6,00

NHD

2,42

“DIAGNÓSTICO”

0,00017

Eixo Y (kg) PMD

SUPER TUCANO EMB-314

5729,57 20,74

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

NHD v

8.800 EMBRAER

7.800 6.800 CAL = 3,37

5.800

SUPER TUCANO EMB-314

4.800

HÉLICE PENTAPÁ https://pt.wikipedia.org/w iki/Embraer_EMB314#Ficha_t%C3%A9cnic a_(EMB314_Super_Tucano) PMD = 5.400 kg POT = 1.600 shp

3.800 2.800 1.800

CAL = 3,37

800 Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

7.368,42

6.800,00

5.831,04

4.862,06

3.893,08

2.924,12

1.955,16

986,20

IN PORTUGUESE

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

1.000 kg 200 kg 100 kg 33,34 kg 800 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

968,9666 hp 193,79332 hp 96,896666 hp 32,298888 hp 775,17332 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

196

Crédito

COMO O TUCANO EMB-314 TORNOU-SE O A-29 SUPER TUCANO NA USAF


Francisco Bedê

(Número multiplicador = 20)

9.800

NHD

RD

v

v

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

0,00017

1,33

1,75

2,42

“DIAGNÓSTICO”

3,64

6,00

Eixo Y (kg) PMD

IDENTIFICANDO P180 AVANTI II 5729,57 20,74

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE

NHD v

8.800 PIAGGIO

7.800 6.800 5.800 CAL = 3,08

4.800

PIAGGIO AERO P180 AVANTI II CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ] = = 5.239 kg ÷ (2 x 850 shp) = = 5.239 ÷ 1.700 shp (hp) = 3,08

3.800 2.800 1.800 800 0

7.368,42

6.800,00

5.831,04

4.862,06

3.893,08

2.924,12

1.955,16

986,20

No caso do P-180 AVANTI II, cada conjunto motopropulsor (turbina, berço, arranque-gerador, hélice, carenagem, etc.) pesa cerca de 220 kg. O que quer dizer, que o P-180 AVANTI II é um “avião de grande motorização eficaz”. Significa, ainda, que se fosse possível retirar um de seus motores, a nova configuração monomotora teria potência necessária para fazer uma (Clique no centro do vídeoclipe) Eixo X (hp) decolagem, pelo fato DECOLA COM 20 SEG de resultar ‘um C AL POTÊNCIA abaixo de 6,89

Portanto: CAL= 5.019 ÷ 850= = 5,90

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

1.000 kg 200 kg 100 kg 33,34 kg 800 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

968,9666 hp 193,79332 hp 96,896666 hp 32,298888 hp 775,17332 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

197


Francisco Bedê IDENTIFICANDO AVIÃO “BOMBEIRO”, (de combate a incêndios florestais): AF CL-415

NHD

RD

v

v

FND (aviões eficazes)

FND (aviões eficientes)

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

5729,57 20,74

IN PORTUGUESE

“DIAGNÓSTICO”

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

NHD v

CANADAIR / BOMBARDIER

"Infelizmente, esta é com certeza a maior tragédia de vidas humanas de que temos conhecimento nos últimos anos em Portugal, em situação de incêndios florestais." ANTÔNIO COSTA, Primeiro-Ministro (18/JUN/2017)

CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ] = = 19.890 kg ÷ 4.760 shp = = 19.890 ÷ 4.760 = 4,18

AF CL-415 (avião anfíbio “cortafogo” ou avião de combate a incêndios florestais)

CAL = [ PMD (kg) ] ÷ ÷ [ POT (hp) ] = = 21.360 kg ÷ 4.760 shp = = 21.360 ÷ 4.760 = 4,49

Aeronave desliza durante 20 seg sobre a água, captando o líquido a 70 kt e subindo até 30 m acima das árvores em chamas, mantendo uma velocidade de 110 kt. PMD: (configurações de decolagens) = 19.890 kg (com água descartável, decolagem a partir da terra) = 17.870 kg (com água descartável, decolagem a partir da água) = 21.360 kg (peso máximo após recarga de líquido) OBS.: Pode captar até cerca de 6.000 litros dágua. Distância para pousar: 675 m na terra; 661 m na água. POT = 2 x 2.380 shp = 4.760 shp CAL = (21.360 ÷ 4.760 ) = 4,49 (mtow de terra, c/outra carga) CAL = (19.890 ÷ 4.760 ) = 4,18 (mtow c/água, a partir da terra) CAL = (17.870 ÷ 4.760 ) = 3,75 (mtow c/água, a partir da água)

198

“Todas as formas possíveis e imagináveis devem ser postas em prática no combate a incêndios florestais a despeito de quaisquer que sejam os custos operacionais.”

FRANCISCO BEDÊ O Autor (Outubro/2019)

CAL = [ PMD (kg) ] ÷ ÷ [ POT (hp) ] = = 17.870 kg ÷ 4.760 shp = = 17.870 ÷ 4.760 = 3,75


Francisco Bedê AVIAÇÃO DE MOTORIZAÇÃO HÍBRIDA E AVIAÇÃO DE MOTORIZAÇÃO UNIFORME: no passado e no modernismo MOTORIZAÇÃO HÍBRIDA MOTOR A JATO (turbojet) + MOTOR CONVENCIONAL: Ex.: Convair B-36J-III (no passado)

IN PORTUGUESE 6 motores convencionais (hp) 4 motores turbojets (lbf)

MOTOR A JATO (turbojet) + MOTOR TURBOÉLICE: Ex.: McDonnell XF-88B (no passado) 1 motor turboélice (shp) 2 motores turbojets (lbf)

MOTOR A JATO (turbofan) + MOTOR ELÉTRICO: Ex.: E-FAN X (no modernismo)

3 motores turbofans (lbf) 1 motor elétrico (shp) MOTORIZAÇÃO UNIFORME

TOTALMENTE ELÉTRICO: Ex.: ALICE (no modernismo) 3 motores elétricos (shp): uniformidade no tipo de motores

199


Francisco Bedê

ELECTRICAL AVIATION FOR COMMERCIAL PASSENGERS: 1) fully electric (=shp) NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) 2) hybrid: electric + buoyancy (= shp + lbf) to be COMMA (,)

ALICE: (EVIATION COMPANY) – Fully electric plane (shp) Main example of an airplane fully powered by electric motors receiving “clean, sustainable, renewable and low cost” energy: energy provided by batteries. It should fly until the end of the 1st. semester of 2020. Use formula: CAL = [ PMD (kg) ]

÷

[ POT (hp) ]

Fórmula (XXI)

The use of batteries to fly passenger planes will be the next step in be given by Commercial Aviation, Regional Aviation and Air Taxi Aviation throughout the world, so that there is a 40% savings in the operations of these sectors. E-FAN X: (AIRBUS) - Hybrid plane: mixed “electric” (shp) + “thrust” (lbf) Main example of an airplane equipped with 1 (one) electric motor receiving energy from batteries and 3 (three) turbofan engines consuming aviation kerosene. Use formulas:

P (hp) = [ F (lbf) ] x [ VLOF (kt)

÷

325,71 ]

CAL = [ PMD (kg) ]

÷

[ POT (hp) ]

Fórmula (XXI)

Fórmula (XX)

And requiring additional calculations as will be seen below with the model: AIRBUS E-FAN X. 200


Francisco Bedê

ALICE: 1º. FULLY ELECTRIC AIRPLANE INTENDED TO COMMERCIAL PASSAGERS ALICE (EVIATION)– fully electric design = 3 motors fully electric NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Original design to 9 passegers with individual luggage (= 900 kg) and more mais 2 pilots with luggage (= 200 kg)

EVIATION ALICE WORLD´S

FIRST ELECTRIC AIRCRAFT FOR PASSENGERS ALICE WORLD´S FIRST ALL-ELECTRIC AIRCRAFT ÁUDIO IN PORTUGUESE

CONSTRUINDO O PRIMEIRO AVIÃO ALICE

AVIAÇÃO ELÉTRICA 201


Francisco Bedê

ALICE (EVIATION) – was presented at the Paris Air Show, between 17-23 June, 2019 DESCRIPTIONS/ESPECIFICATIONS - https://en.wikipedia.org/wiki/Eviation_Alice

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

GENERALDESCRIPTIONS The ALICE plane is a fully electric aircraft under development by EVIATION AIRCRAFT OF ISRAEL. Constructed 95% from composite materials, it will be controlled by fly-by-wire and powered by 3 (three) “push” propellers: 2 (two) biphas on the wing tips and 1 (one) tripod on the rear fuselage . The first flight was planned to be carried out last June, (June / 2019), but it did not occur. The certification program should take two to three years, for 9 (nine) passengers and 2 (two) pilots. The batteries should offer a range of 540 to 650 nautical miles, (= 1,000 to 1,200 km), at 240 kt (= 440 km / h), with a much lower direct operating cost than turboprop aircraft (consuming aviation kerosene). Two versions of the ALICE aircraft are planned. The initial model, not pressurized, will be used for air taxi operations, with energy stored in a lithium-ion battery. The EVIATION prototype is under development to fly in the first half of 2020 and will be certified under FAR Part 23 for IFR. The second model, pressurized, will be an extended-range ER executive aircraft, available until the year 2023, for US $ 2.9 million, with a more powerful air-aluminum battery with a lithium polymer buffer, a pressurized cabin at 1,200 m (4,000 feet) on the FL 280 cruise flight level, at a cruise speed of 444 km / h (240 kt) and a range of 1,367 km (738 nautical miles). With 260 Wh / kg cells, the energy capacity of the 980 kWh (3,460 kg) Li-Ion battery provides the design with a range of 540 to 650 nautical miles (= 1,000 to 1,200 km), at 240 knots, at 10,000 feet of altitude. An increase in flight range is anticipated as battery technology improves. The batteries have been tested over 1,000 cycles, equivalent to 3,000 flight hours, and will require replacement at a cost of $ 250,000 - (half the direct operating cost, similar to a piston engine overhaul. With 260 Wh / cells kg, the battery capacity of 900 kWh (3,460 kg) provides the design with a range of 540 to 650 nautical miles (= 1,000 to 1,200 km), at a speed of 240 knots, at 10,000 feet in elevation. flight range as battery technology improves. 202


Francisco Bedê BATTERIES - Based on industrial electricity prices in the USA, the direct operating cost of 9 (nine) passengers and 2 (two) crew members, flying at 240 kt (440 km / h), will be US $ 200 per hour. The landing gear (electric) will have a higher voltage than the other electrical systems on the plane. The 300 kW and 400 kW chargers will be recharged after an hour of flight in half an hour. Three 260 kW (350 shp) engines drive propellers mounted on the wing tips, located on the vortexes to improve efficiency and mounted on the tail. The non-pressurized aircraft will have a lower plane fuselage. The Italian company MAGNAGHI AERONAUTICA will supply the landing gear, which has already produced the train for the Piaggio P.180 Avanti of similar size. It will be built using existing technology, including a composite structure, distributed propulsion with SIEMENS electric motors and HONEYWELL flight control systems, including automatic landing. Mobile charging stations offer one hour of flight per half hour of charge. With 3,700 kg, the battery is responsible for 60% of the aircraft's takeoff weight. Technical specifications - (application in Air Taxi) Crew: 2 Passengers: 9 Cargo: 1.250 kg Lenght: 12,2 m Wingspan: 16,12 m Maximum takeoff weight: 6.350 kg Capacidade de “energia” disponível: Available energy capacity: 900 kWh, from “lithium ion” battery cells Motorization: 3 elctric motors, 260 kW (350 shp), each one Cruising speed: 482 kmh = 300 mph, (at 3,000 m = 10,000 feet) Reach: 1,046 km including reserv for IFR flight Service ceiling: 9,100 m (29,900 pés) Final approach speed: 185 kmh; 115 mph; 100 kt 203

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)


Francisco Bedê

ALICE – AIRPLANE FOR COMMERCIAL PASSENGERS Detailing - (visual, electric cells, etc.) NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Weight of batteries installed in 78 aircraft floor cells = 3.500 kg 10 wing batteries (5 batteries in each wing); 48 batteries in the rear fuselage (under the passengers: 20 batteries in the front fuselage (under the cockpit).

204


Francisco Bedê

ALICE (EVIATION)– fully electric design = 3 fully electric motors NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Original design for 9 passngers with individual luggage (= 900 kg) And more 2 pilots with individual luggage (= 200 kg) https://en.wikipedia.org/wiki/Eviation_Alice https://en.wikipedia.org/wiki/Eviation_Alice#Specifications_(air_taxi_model)

GENERAL FEATURES VLOF = liftoff speed = 100 kt (estimated value) Maximum takeoff weight – mtow = 6.350 kg Weight of 2 crew and 9 passengers with respective luggages: (2x100) + (9x100) = 1.100 kg Weight of batteries = 3.500 kg Availability of weight = 6.350 – 1.100 – 3.500 = 1.750 kg Powerplant (version A) = 3 x electric motors = (2 x 375 shp) + (1 x 350 shp) = 750 + 350 = 1.100 shp Powerplant (version B) = 3 x electric motors = (3 x 260 kW) = 780 kW = 1.046 shp (A) CAL = mtow (kg) ÷ powerplant (shp) = 6.350 (kg) ÷ 1.100 (shp) = 5,77 (B) CAL = mtow (kg) ÷ powerplant (shp) = 6.350 (kg) ÷ 1.046 (shp) = 6,07 205


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

tg 53,07º = = m = 1,33 (Número multiplicador = 20)

Eixo Y – PMD (kg)

9.800

RD v

FND

FND

v

v

NHD

RD

v

v

NHD

8.800

v

FND (aviões eficientes)

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

ALICE

6,00

5729,57 20,74

“DIAGNÓSTICO”

FND (aviões eficazes)

NHD v

EVIATION COMP ANY

NHD v

7.800 6.800

CAL = 6,07

A B

5.800

CAL = 5,77

ALICE PMD = 6.350 kg

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

(versão A) POT = 3 x electric motors = = (3 x 260 kW) = 780 kW = 1.046 shp CAL = mtow (kg) ÷ powerplant (shp) = = 6.350 (kg) ÷ 1.046 (shp) = 6,07

4.800 3.800 2.800

A

CAL = 6.350 ÷ 1.046 = 6,07 (para avião elétrico = tg 80,65º)

B

CAL = 6.350 ÷ 1.100 = 5,77 (para avião elétrico = tg 80,17º)

1.800 800

Eixo X POT (hp)

0

7.368

6.800

5.831

4.862

3.893

2.924

1.955

986

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

1.000 kg 200 kg 100 kg 33,34 kg 800 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

968,9666 hp 193,79332 hp 96,896666 hp 32,298888 hp 775,17332 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

206

(versão B) POT = 3 x electric motors = = (2 x 375 shp) + (1 x 350 shp) = = 750 + 350 = 1.100 shp CAL = mtow (kg) ÷ powerplant (shp) = = 6.350 (kg) ÷ 1.100 (shp) = 5,77


Francisco Bedê E-FAN X: 1st. LARGE HYBRID AIRPLANE - (ELECTRIC shp + THRUST lbf) FOR COMMERCIAL AVIATION E-FAN X – hybrid design = 1 electric motor + 3 turbofans Original design for 112 passengers wuth individual luggage (= 11.200 kg) & cargo version QT; & version of quick modification QC. NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

DESDRIPTIONS/ESPECIFICATIONS – SOURCES OF CONSULTATION: https://www.airbus.com/innovation/future-technology/electric-flight/e-fan-x.html http://tecnodefesa.com.br/airbus-rolls-royce-e-siemens-se-unem-para-um-futuro-eletrico/

(4)

(3)

(2) (1)

E-FAN X : “Angular” Lift Coeficiente = CAL = 3.43 (*) (*) CAL for 3 motors turbofans + 1 electric motor General descriptions E-FAN X = A giant leap towards zero-emission flight This treaty is concluded in 2019. As the study's author, I am convinced that the E-FAN X aircraft will be the next step in Airbus' electrification journey and a major leap towards achieving a zero emission flight in the next 20 years . This ambitious Hybrid-Electric Aircraft Demonstrator is expected to achieve significant fuel savings when embarking on its first flight scheduled to take place between 2020 and 2021. 207


Francisco BedĂŞ A complex hybrid-electric flight demonstrator

(4) (3)

(2) (1)

The E-FAN X is a complex hybrid-electric aircraft demonstrator. In the test aircraft, one of the four jet engines will be replaced by a 2MW electric motor, equivalent to approximately 2,682 hp, therefore, being powered by a battery-powered system. Very important technical detail When high energy is required, for example, at takeoff, the GENERATOR and the BATTERY supply energy together. Smarter air travel for everyone For the aviation industry to reach its goal of reducing CO2 by 75% in new aircraft by 2050, it is necessary to accelerate future technologies in electric mobility. The E-FAN X is expected to achieve significant fuel savings. The project's objective is to mature technology, performance, safety and reliability, thus accelerating progress in hybrid-electric technology. It is also to establish the requirements for future certification of commercial aircraft powered by electricity. NOTE: In the numbers of graphs and NOMINAL SPECIFICATIONS: calculations, understand COMMA (,) Hybrid design from the BAe-146-100 / 200/300 jet as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,) VLOF = liftoff speed = 150 kt (estimated speed value to get off the ground) mtow): 42.184 kg Installed power (powerplant) for hybrid project: Motorization turbofan: 3 x 6.970 lbf = 20.910 lbf Motorization electric: 1 x 2 MW = 2.682 hp (as site of link 17, noted on previous page)

208


Francisco Bedê

E-FAN X (AIRBUS) – hybrid design = 1 eletric motor + 3 turbofans Basic project: BAe-146-100/200/300; original version for 112 passengers with individual luggage(= 11.200 kg); & cargo version QT; & quick version modification QC. https://pt.wikipedia.org/wiki/British_Aerospace_146#Especifica%C3%A7%C3%B5es_(BAe_146-200)

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

ELECTRICAL SUPLY Electrical distribuition 3000V DC

- GENERATORSystem of generation of eletricity

MOTORIZATION TURBOFAN: motors 1, 2 and 4 3 motors turbofans, each one with 6.970 lbf, totalizing 20.010 lbf

MOTORIZATION ELETRIC: motor 3 1 motor elEetric, of 2 MW (= 2.682 hp)

(1) (2)

(4)

(3)

Order numbers from: turbofans (1) & (2) & (4)

STREAMING DATA

Instrumentation for flight test ELETRICAL ENERGY STORAGE High power batteries

Total hybrid engine power: 6.970 lbf + 2 MW

209

with telemetry


Francisco Bedê

E-FAN X (AIRBUS) – hybrid design = 1 motor eletric + 3 turbofans Basic project: BAe-146-100/200/300; original version for 112 passengers with individual luggage (= 11.200 kg); & cargo version QT; & quick modification version QC. http://tecnodefesa.com.br/airbus-rolls-royce-e-siemens-se-unem-para-um-futuro-eletrico/ https://forbes.uol.com.br/negocios/2017/11/siemens-airbus-e-rolls-royce-se-unem-para-projetar-motor-hibrido-eletrico/

(1) (2)

ELECTRICITY STORAGE Six (6) cels housing high power batteries on the floor of plane

(3)

(4)

GENERATOR – System of electricity generation

210


Francisco Bedê

Ventiladores elétricos

Motor Nr. 4

Fan adaptation ventiladores

MOTOR TURBOFAN

SERIAL ARCHITETURE MOTOR ELETRIC 2 MW

MOTORIZED POWER ELETRONICS

Motor Nr. 3

CABINE DE PILOTOS - HMI

Alojamento de Comando de Energia de 2 MW

SUPERVISOR DE E-HMI

AE 3007: FAN & NACELE

E-FAN X BAe-146-200 AIRBUS ELETRÔNICOS DO GERADOR DE POTÊNCIA

CENTRO DISTRIBUIDOR DE POTÊNCIA

GERADOR DE 2 MW

TURBINA DE GÁS AE 2100

IN PORTUGUESE

Normal specifications: (hybrid project) https://pt.wikipedia.org/wiki/British_Aerospace_146#Es pecifica%C3%A7%C3%B5es_(BAe_146-200)

CONSORTIUM: Motor Nr. 2

Obs.: Check CAL on following pages

MOTOR TURBOFAN

Motor Nr. 1

MTOW: 42.184 kg Installed potency: 3 x 6.970 lbf = 20.910 lbf 1 x 2 MW = 2.682 hp VLOF ≈ 150 kt (estimated speed) CAL ≈ 3,43 (= tg 73,75º) – hybrid plane Spectrum position CAL = 3,43 = = “proven efficiency plane”

MOTOR TURBOFAN

IN PORTUGUESE INTERFACE HOMEM-MÁQUINA SISTEMA HÍBRIDO DE PROPULSÃO ELÉTRICA

211


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

Para cálculo de CAL de avião provido com powerplant uniforme – (somente turbofans) Ex.: BAe-146-200

BAe-146-200 https://pt.wikipedia.org/wiki/British_Aerospace_146#Especifica%C3%A7%C3%B5es_(BAe_146-200)

Peso máximo de decolagem: 42.184 kg Potência instalada: 4 x 6 970 lbf = 27.880 lbf VLOF = 150 kt Resolução:

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

P (hp) = [ F (lbf) ] x [ VLOF ÷ 325,71 ]

P (hp) = [ 4 x 6.960 (lbf) ] x [ 150 ÷ 325,71 ] = [27.880 x 0,4605] = 12.838,74 hp ≈ 12.839 hp CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ] CAL = [ 42.184 (kg) ] ÷ [ 12.839 (hp) ] = 42.184 ÷ 12.839 = 3,28 (1) (2)

CAL = 3,28 (3) (4)

NHD

RD

v

v

FND (aviões eficazes)

FND (aviões eficientes)

NHD v

“DIAGNÓSTICO”

212

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

5729,57

20,74

AIRBUS


Francisco Bedê Para cálculo de CAL de avião provido com powerplant híbrida– (turbofans & elétricos) Ex.: AIRBUS E-FAN X AIRBUS E-FAN X https://www.airbus.com/innovation/future-technology/electric-flight/e-fan-x.html http://tecnodefesa.com.br/airbus-rolls-royce-e-siemens-se-unem-para-um-futuro-eletrico/

Peso máximo de decolagem: 42.184 kg Potência instalada: [3 (turbofan engines) x 6 970 lbf] + [1 (electric engine) 2 MW] VLOF = 150 kt Resolução por partes

IN PORTUGUESE NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

P (hp) = [ F (lbf) ] x [ VLOF ÷ 325,71 ]

(1ª. Parcela): P (hp) = [ 3 x 6.960 (lbf) ] x [ 150 ÷ 325,71 ] = [20.880 x 0,4605] = 9.615,24 hp (2ª. Parcela): P (hp) = 1 x [ 2 MW ] = 2.682,0442 hp SOMA: (1ª. Parc.) + (2ª. Parc.) = 9.615,24 + 2.682,0442 = 12.297,2842 ≈ 12.297 hp CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ] CAL = [ 42.184 (kg) ] ÷ [ 12.297 (hp) ] = 42.184 ÷ 12.297 = 3,43

CAL = 3,43

(3)

(3) NHD

RD

v

v

FND (aviões eficazes)

FND (aviões eficientes)

NHD v

“DIAGNÓSTICO”

213

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

5729,57

20,74

AIR BUS


Francisco Bedê O que diz a “árvore físico-matemática” ao calcular o CAL do E-FAN X, imaginando-se como sendo um avião provido de powerplant uniforme, todavia, de motorização totalmente elétrica de modo que tivesse um CAL – COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO – de valor igual ou muito próximo do CAL = 3,28 referente a 4 turbofans e para um mtow projetado de 42.184 kg, e que é o mtow do original BAe-146-200 Obs.: para fins didáticos este Autor manteve o MTOW de 42.184 kg (*) IN PORTUGUESE

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Ex.: Como seria o AIRBUS E-FAN X totalmente elétrico (*) (2)

(4)

(1)

(3)

Nota: A AIRBUS, a ROLLS-ROYCE e a SIEMENS, com o demonstrador HÍBRIDO-ELÉTRICO E-FAN X, estão a desenvolver um programa de tecnologia que explora os desafios do voo elétrico para fins comerciais. Pelos cálculos baseados no Algoritmo de Santos Dumont, etapas futuras bem que poderiam ser cumpridas no presente momento, porquanto, veja-se a seguir o que diz a “árvore físico-matemática” se todos os motores fossem elétricos na configuração inicial: E-FAN X hipoteticamente com 4 motores elétricos de 2 MW PMD = 42.184 kg; VLOF = 150 kt POT = 4 x [ 2 MW ] = 4 x 2.682,0442 hp = 10.728,1768 ≈ 10.728 hp CAL = 42.184 ÷ 10.728 = 3,93 (tg 75,73º) NA CONFIGURAÇÃO ACIMA DESTACADA O AVIÃO TOTALMENTE ELÉTRICO DECOLARÁ COM ABSOLUTA SEGURANÇA. (conferir configuração C na página seguinte) 214


Francisco Bedê E-FAN X

v

NHD v

0,00017

FND

v

1,33

44.000

FND

1,75

v

2,42

RD

5729,57 20,74

(Número multiplicador = 100)

49.000

6,00

Eixo Y – PMD (kg)

3,64

ALGORITMO DE SANTOS DUMONT (CAL ) = PMD (kg) ÷ POTÊNCIA (hp) ≤ 6,00 “DIAGNÓSTICO”

tg 53,07º = = m = 1,33

NHD

CB A

v

NHD

RD

v

v

39.000 34.000

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

NHD v

AIRBUS

29.000 24.000 19.000 14.000 9.000

C

CAL = 3,93

B

CAL = 3,43

A

CAL = 3,28

4.000 Eixo X POT (hp)

0

B

E-FAN X (híb/elet.) PMD = 42.184 kg POT = 12.297 hp CAL = 3,43

36.842

5.000 kg 1.000 kg 500 kg 166,7 kg 4.000 kg

34.000

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

29.155

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

24.310

Tarjeta de valores para o Eixo Y

19.465

14.621

9.776

4.931

IN PORTUGUESE

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

A

BAe-146-200 (lbf) PMD = 42.184 kg POT = 12.839 hp CAL = 3,28

Tarjeta de valores para o Eixo X Segmento de reta contendo 38,02 intervalos: 5 int = 10 mm = 4.844,833 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 968,96666 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 484,48333 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 161,49444 hp 4 int = 8 mm = 3.875,86666 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

215

C

E-FAN X (totalmente elétrico) PMD = 42.184 kg POT = 10.728 hp (= 4 x 2 MW = = 8 MW) CAL = 3,93


Francisco Bedê Como seria no ROTEIRO DE ELETRO-MOBILIDADE da AIRBUS a posição do E-FAN X hipoteticamente com 4 motores elétricos de 2 MW, cada, (para o ano 2020 ?): E-FAN X hipoteticamente com 4 motores elétricos de 2 MW PMD = 42.184 kg (valor mantido para fins didáticos) POT = 4 x [ 2 MW ] = 4 x 2.682,0442 hp = 10.728,1768 ≈ 10.728 hp CAL = 42.184 ÷ 10.728 = 3,93 (tg 75,73º)

POT = 4 x [ 2 MW ] = 8 MW

(2) (4)

(3)

(1)

C E-FAN X (tot./elet.) PMD = 42.184 kg POT = 10.728 hp CAL = 3,93

8 MW

8 MW (2020 ?)

IN PORTUGUESE NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

216


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

E-FAN X (AIRBUS) – hybrid design = 1 motor elétrico + 3 turbofans

Projeto básico: BAe-146-100/200/300; versão original para 112 passageiros com bagagem individual (= 11.200 kg); & versão carga QT; & versão de modificação rápida QC. http://tecnodefesa.com.br/airbus-rolls-royce-e-siemens-se-unem-para-um-futuro-eletrico/

E-FAN X (AIRBUS)

(Demonstrador de voo de propulsão híbrido-elétrica = 1 motor elétrico + 3 turbofans)

217


Francisco Bedê

DECAMOTOR PLANE– 10 MOTORS: CONVAIR B-36J-III CLASSIC EXAMPLE OF THE PAST: AIRPLANE TAKEOFF WITH HYBRID MOTORIZATION CONTAINED OF 4 JET ENGINES (lbf) AND OF 6 RADIAL ENGINES (hp). BEYOND TAKE OFF WITH MOTORIZATION NORMAL, THE PLANE COULD TAKE OFF WITH 1 (ONE) INOP ERATIVEENGINE (1st. format of calculate, with sum of installments)

CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ]

P (hp) = [ F (lbf) ] x [ VLOF ÷ 325,71 ]

218


Francisco Bedê CONVAIR B-36J-III https://en.wikipedia.org/wiki/Convair_B-36_Peacemaker#Specifications_(B-36J-III) https://nl.wikipedia.org/wiki/Convair_B-36

IN PORTUGUESE

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Espectro indicador de CAL para motorização normal 5729,57 20,74

NHD v

PMD = 186.000 kg (comb. Incluso; com 10 motores = = 4 motores turbojets lbf + 6 motores radiais hp) VLOF = 155 kt (tabela alpha) Carga de bombas = 10.000 kg POT = (4 x 5.200 lbf) + (6 x 3.800 hp) = [20.800 lbf] + [22.800 hp]

RD v

6,00

FND 3,64

P (hp) = [ F (lbf) ] x [ VLOF ÷ 325,71 ] (1ª. Parcela): P (hp) = [ 4 x 5.200 (lbf) ] x [ 155 ÷ 325,71 ] = = [20.880 x 0,4768] = 9.617,44 hp (2ª. Parcela): P (hp) = 6 x 3.800 (hp)] = 22.800 hp SOMA: (1ª. Parc.) + (2ª. Parc.) = 9.617,44 + 22.800 = 32.417,44 ≈ ≈ 32.417 hp

CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ]

CAL = 5,74

v

2,42

FND

“DIAGNÓSTICO”

(aviões eficientes)

1,75

(aviões eficazes) v

1,33

NHD v

CAL = [ 186.000 (kg) ] ÷ [ 32.417 (hp) ] = 186.000 ÷ 32.417 = 5,7377 ≈ ≈ 5,74 (arredondamento) 219

0,00017


Francisco Bedê

CONVAIR B-36J-III

IN PORTUGUESE

https://en.wikipedia.org/wiki/Convair_B-36_Peacemaker#Specifications_(B-36J-III) https://nl.wikipedia.org/wiki/Convair_B-36

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Espectro indicador de CAL para 1 (um) motor inoperante 5729,57 20,74

NHD v

PMD = 186.000 kg (comb. Incluso; com 9 motores = = 3 motores turbojets lbf (1 inoperante) + 6 motores radiais hp) VLOF = 155 kt (tabela alpha) Carga de bombas = 10.000 kg Novo PMD = 186.000 kg – 10.000 kg = 176.000 kg POT = (3 x 5.200 lbf) + (6 x 3.800 hp) = [15.600 lbf] + [22.800 hp]

SOMA: (1ª. Parc.) + (2ª. Parc.) = 7.438,08 + 22.800 = 30.238,08 ≈ ≈ 30.238 hp

CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ]

6,00

FND (aviões eficientes)

3,64

v

CAL = 5,82

(1ª. Parcela): P (hp) = [ 3 x 5.200 (lbf) ] x [ 155 ÷ 325,71 ] = = [15.6000 x 0,4768] = 7.438,08 hp (2ª. Parcela): P (hp) = 6 x 3.800 (hp)] = 22.800 hp

v

2,42

FND

“DIAGNÓSTICO”

P (hp) = [ F (lbf) ] x [ VLOF ÷ 325,71 ]

RD

1,75

(aviões eficazes) v

1,33

NHD v

CAL = [ 176.000 (kg) ] ÷ [ 30.238 (hp) ] = 176.000 ÷ 30.238 = 5,8204 ≈ ≈ 5,82 (arredondamento) 220

0,00017


Francisco Bedê

DODECAMOTOR PLANE – 12 MOTORS: NOTABLE HYDROPLANE / HISTORY: Do-X CLASSIC EXAMPLE OF THE PAST: TAKEOFF AIRPLANE WITH UNIFORM MOTORIZATION Normal Takeoff & Exceptional Takeoff (how to calculate)

CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ]

221


Francisco BedĂŞ DORNIER Do-X

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

BRIEF HISTORY The Dornier Do-X was the largest and heaviest seaplane manufactured in the 1920s, with only 3 units produced. It was designed by the German designer Claudius Dornier, who completed the project in 1929 on Lake Constanza in Switzerland, with the first flight performed on July 12, 1929. The aircraft was 41 m long by 48 m long and 10 m high. It had 12 Bristol Jupiter radial engines, air-cooled, manufactured under license by SIEMENS, with 524 hp each, mounted in tandem, (longitudinally), in 6 double nacelles, with 6 tractor propeller propellers (push) 6 propeller propeller propellers (pull) ). The fuselage (or hull) was made of duralumin; the wings had a surface of 450 m2, with a mixed structure of aluminum and steel. The maximum takeoff weight was 56,000 kg and the cruising speed was 109 mph. In a first configuration it had capacity for 66 passengers, (66 x 100 = 6,600 kg), with all the comfort in transoceanic flights; or in a second configuration for 100 passengers, (100 x 100 = 10,000 kg), for short-haul flights. As its air-cooled engines tended to overheat, it was therefore limited to flying at an altitude of up to 1,400 feet, at cruising speed, which was insufficient to fly across the Atlantic Ocean.

222


Francisco Bedê From 1930, after completing 103 flights, Dornier replaced them with 12 American engines manufactured by CURTISS CONQUEROR, with 12 "V" cylinders and liquid-cooled, thus eliminating the problems of overheating, each having 610 hp, which made it possible to fly up to 1,650 feet, to be able to cross the Atlantic Ocean more safely. In flight the engines were supervised by an on-board engineer, who also controlled the 12 accelerators, thereby monitoring the 12 sets of engine gauges. The pilot asked the engineer to always adjust the power, similar to the system used on marine vessels. In fact, many aspects of the aircraft echoed the nautical arrangements of the time, including the cockpit, which bore a strong resemblance to the bridge of a vessel. The luxurious passenger accommodation approached the standards of the ocean liners. There were three decks. On the main deck, there was a smoking room with its own “wet” bar, a dining room and seating for the 66 passengers, which could also be converted into beds for sleeping on night flights. At the stern of the passenger spaces were a fully electric kitchen, bathrooms and cargo holds. The cockpit, navigation office, engine control and radio rooms were on the upper deck. The lower deck contained fuel tanks and 9 watertight compartments, of which only 7 were needed to provide full buoyancy. Its crew was 14 individuals. To satisfy skeptics, in its 70th. test flight there were 169 people on board, 150 of whom were passengers (mainly production workers and their families, and some journalists;

223


Francisco Bedê 10 were air crews; and 9 were "clandestine" who did not have tickets. The flight set a new world record for the number of people transported on a single plane, a record that has not been broken for 20 years. After a 50second takeoff run, the Do-X slowly ascended to an altitude of 200 m (650 feet). As a result of their size, passengers were asked to huddle on one side or the other to help make turns. It flew for 40 minutes in that 42º. flight. To introduce the commercial aircraft to the potential market in the United States, the Do-X took off from Germany on November 3, 1930, under the command of Friedrich Christiansen for a transatlantic test flight to New York. The route took the Do-X to Holland, England, France, Spain and Portugal. The trip was interrupted in Lisbon on November 29, when a tarp came into contact with a hot exhaust pipe and started a fire that would consume most of the left wing. It remained in the port of Lisbon while new parts were being manufactured and the damage repaired. Do-X continued with several other setbacks and delays along the west coast of Africa and, on June 5, 1931, it would reach the islands of Cape Verde, from which it crossed the Atlantic Ocean to Natal, Brazil, where the crew was welcomed as heroes by the local communities formed by German immigrants. The flight continued north, via SAN JUAN, to the United States, arriving in New York on August 27, 1931, almost ten months after the departure from Germany. Do-X and the team spent the next nine months there when their engines were overhauled, and thousands of tourists made the trip to then Glenn Curtiss Airport, (now La Guardia Airport). The economic effects of the Great Depression frustrated the marketing plans of the DORNIER Airplane Factory for Do-X, when they left New York on May 21, 1932, flying through Newfoundland and the Azores, to Berlin, where they arrived on 24 May and was received by a crowd of 200,000 people. Na página-slide seguinte desenvolve-se o Aplicativo Diagramático de CAL considerando-se a motorização de 12 x 610 hp

MTOW = 56.000 kg POWERPLANT = 12 x 610 hp (455 Kw) = 7.320 hp CAL = 56.000 ÷ 7.320 hp = 7,60

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

224


Francisco Bedê

Decolagem normal, com 12 motores PMD = 56.000 kg Pax = 100 x 100 kg = 10.000 kg POT = 12 x 610 hp = 7.320 hp CAL = 56.000 ÷ 7.320 hp = 7,60 CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ]

Decolagem excepcional, com 11 motores PMD = 56.000 kg Pax = 100 x 100 kg = 10.000 kg Novo PMD = 56.000 – 10.000 = = 46.000 kg POT = 11 x 610 hp = 6.710 hp CAL = 46.000 ÷ 6.710 hp = 6,85

IN PORTUGUESE

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

NHD

RD

v

v

FND (aviões eficazes)

FND (aviões eficientes)

NHD v

“DIAGNÓSTICO”

225

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

20,74

5729,57

DORNIER


Francisco Bedê

OTHER EXCEPTIONAL TAKE-OFFS AIRPLANES THAT CAN FLY WITH 1 (ONE) INOPERATIVE ENGINE, ACCORDING TO A CALCULATION DONE BY THE “ANGULAR” LIFT COEFFICIENT, ONLY FOR TRANSFER PURPOSES IN ORDER TO MAKE MAINTENANCE IN THE ORIGINAL BASE DUE TO ABSOLUTE LACK OF TECHNICAL RESOURCES IN THE FORCED PARKING SITE. (2nd. format of calculate, using links 20 an 21)

LINK 20: http://www.endmemo.com/sconvert/lbfft_shp.php Velocity Conversion Online -- EndMemo

LINK 21: http://www.endmemo.com/sconvert/lbfft_shp.php lbf.ft/s to hp Converter, Chart -- EndMemo

CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ]

226


Francisco Bedê DECOLAGENS EXCEPCIONAIS COM 1 (UM) MOTOR INOPERANTE PREVISTAS PELO ESTUDO DO CAL Avião trimotor ou equipado com mais de 3 motores, que requeira manutenção como “troca de motor”, e que esteja retido em aeroporto por falta de recursos técnicos para tal serviço e, exemplificando-se: (a) com 2 motores: (alinhados na fuselagem, um na parte frontal e outro na parte traseira): Dornier Do 335A-Pfeil (b) com 3 motores: Supersonic jet-turboprop hybrid XF-88B; DASSAULT MARCEL = FALCON 900 ; FALCON 8X ; FALCON 50 (c) com 4 motores: C-130; ELECTRA II; B-17; B-747 Jumbo; VC-10; C-5 Galaxy; VC-90; CONCORDE; Tu-144; Tu-4 BULL; (d) com 6 motores: AN-225; NOTE: In the numbers of graphs and calculations, (e) com 8 motores: B-52G/H; CONVAIR B-36 PEACEMAKER; HUGHES H-4; understand COMMA (,) as POINT (.); and understand (f) com 12 motores: D-o X; etc., POINT (.) to be COMMA (,)

O mesmo poderá decolar com 1 (UM) motor inoperante - observadas as hipóteses levantadas e/ou previstas pela O.T. (Manual de Operações) do avião - e DESDE QUE seja autorizado pela autoridade operadora. Obviamente, essas condicionantes devem obedecer a outros requisitos como: tripulação mínima, sem carga paga e/ou sem passageiros, somente o combustível necessáro, etc. (Ver abaixo complementação de requisitos). Portanto, tal situação de “traslado de emergência” pressupõe estar dentro de um coeficiente “angular” de sustentação previsto por uma relação peso/potência enquadrada dentro do estudo do Coeficiente “Angular” de Sustentação defendida por este estudo, para o menor valor de POTÊNCIA “restante”. Por exemplo, tomando-se o ELECTRA II (Lockheed L-188): http://pt.wikipedia.org/wiki/Lockheed_L-188_Electra#Caracter.C3.ADsticas_T.C3.A9cnicas PMD (mtow) = 51.256 kg POT (powerplant) = 4 x Allison 501-d13A = 4 x 3.750 ESHP = 15.000 shp ≈ 15.000 hp (potência normal)

IN PORTUGUESE

QUADRIMOTOR = Relação peso/potência: CAL = 51.256 ÷ (4 x 3.750) = 51.256 ÷ 15.000 = 3,42 TRIMOTOR = Relação peso/potência seria = CAL = 51.256 ÷ (3 x 3.750) = 51.256 ÷ 11.250 = 4,56 Sabendo-se que o ELECTRA II transporta até 100 passageiros, e considerando-se que cada passageiro e sua bagagem pessoal representa 100 kg, (no caso de 100 passageiros = 100 x 100 = 10.000 kg), então tem-se a favor um novo CAL resultante para que a decolagem “trimotor” ocorra com muita segurança. Donde, os seguintes novos valores resultantes: PMD (mtow) = 51.256 kg – 10.000 kg = 41.256 kg POT (powerplant) = 3 x Allison 501-d13A = 3 x 3.750 ESHP = 11.250 shp ≈ 11.250 hp (potência trimotor) Relação resultante de peso/potência = CAL = 41.256 ÷ 11.250 = 3,67 1) Somente o combustível necessário para cumprir o trecho de voo; portanto, sem passageiros, sem carga paga (payload) - (peso básico + combustível necessário) 2) Autorização especial para decolagem; 3) Bom tempo meteorológico previsto na rota a ser voada; 4) Comprimento de pista maior ao previsto para uma decolagem normal; 5) Tratando-se de quadrimotores, (sobretudo de turboélices), deve-se considerar o torque decorrente em função do motor inoperante na condição de “mais afastado” da fuselagem; etc.

227


Francisco Bedê DECOLAGENS EXCEPCIONAIS COM 1 (UM) MOTOR INOPERANTE, PREVISTAS PELO ESTUDO DO CAL (RAZÃO: VOOS DE TRASLADO DE AERONAVE SOMENTE PARA FINS DE MANUTENÇÃO NA BASE; CAL calculado para padrões ISA – (International Standard Atmosphere), conforme anotação anterior). Voo de traslado sem carga e/ou passageiros; tripulação mínima; combustível necessário. PMD = 51.256 kg (com 4 motores) Capacidade de passageiros = 100 (= 100 x 75 kg = 7.500 kg) Bagagem pessoal = 25 kg (25 x 100 = 2.500 kg) Total = 7.500 + 2.500 = 10.000 kg PMD = 51.256 kg POT = 4 x 3.750 shp = 15.000 shp ≈ 15.000 hp CAL = (51.256 ÷ 15.000 hp) = 3,42

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Novo PMD = (51.256 kg – 10.000 kg) = 41.256 kg = (sem passageiros e bagagem pessoal) POT = 3 x 3.750 shp = 11.250 shp ≈ 11.250 hp (3 motores) CAL = (41.256 ÷ 11.250 hp) = 3,67

IN PORTUGUESE

5729,57 20,74

5729,57 20,74

NHD

NHD

v

v

RD

RD

v

v

6,00

6,00

3,64

(aviões eficientes)

L-188 ELECTRA II (quadrimotor) https://www.youtube.com/watch?v=9b5bOcCo2yA

v

FND (aviões eficientes) v

2,42

1,75

3,64

2,42

FND

FND

(aviões eficazes)

“DIAGNÓSTICO”

“DIAGNÓSTICO”

FND

1,75

(aviões eficazes)

v

v

1,33

1,33

NHD

NHD

v

v

0,00017

Espectro indicador de CAL para motorização normal

NHD – não há decolagens; RD – raras decolagens; FND – faixa normal de decolagens (eficientes e ou eficazes, para o avião considerado.

228

0,00017

Espectro indicador de CAL para 1 (um) motor inoperante


Francisco Bedê DECOLAGENS EXCEPCIONAIS COM 1 (UM) MOTOR INOPERANTE, PREVISTAS PELO ESTUDO DO CAL IN PORTUGUESE (RAZÃO: VOOS DE TRASLADO DE AERONAVE SOMENTE PARA FINS DE MANUTENÇÃO NA BASE; NOTE: In the numbers of graphs and CAL calculado para padrões ISA – (International Standard Atmosphere), conforme anotação anterior). calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,) Voo de traslado sem carga e/ou passageiros; tripulação mínima; combustível necessário. PMD = 220.000 kg ; VLOF = 155 kt = 261,610528 ft/s PMD = 220.000 kg ; VLOF = 155 kt = 261,610528 ft/s Carga (bombas, mísseis, minas, etc) = 38.390 kg Carga (bombas, mísseis, minas, etc) = 38.390 kg B-52 H Máx. combustível = 181.610 litros (± 181.610 kg) Máx. combustível = 181.610 litros (± 181.610 kg) STRATOFORTRESS POT = 8 x 17.000 lbf = 136.000 lbf POT = 7 x 17.000 lbf = 119.000 lbf Donde (link 20): 261,610528 x 136.000 = 35.579.031,808 Donde (link 20): 261,610528 x 119.000 = 31.131.652,832 Donde (link 21): 64.689,14443 hp = 64.689 hp Donde (link 21): 56.603,001376 = 56.603 hp CAL = 220.000 ÷ 64.689 = 3,40 CAL = 220.000 ÷ 56.603 = 3,89 https://en.wikipedia.org/wiki/Boeing_B52_Stratofortress#Specifications_(B-52H)

5729,57 20,74

(decolagem normal,

NHD

5729,57 20,74

NHD v

v

RD

RD

v

v

6,00

6,00

(aviões eficientes)

com 8 motores)

(decolagem excepcional, cfr. motor nº. 5 inoperante após 18 seg da decolagem)

FND (aviões eficientes)

3,64

v

v

2,42

2,42

1,75

FND

FND

“DIAGNÓSTICO”

“DIAGNÓSTICO”

FND 3,64

1,75

(aviões eficazes)

(aviões eficazes)

v

v

1,33

1,33

NHD

NHD v

0,00017

Espectro indicador de CAL para motorização normal

v

NHD – não há decolagens; RD – raras decolagens; FND – faixa normal de decolagens (eficientes e ou eficazes, para o avião considerado.

229

0,00017

Espectro indicador de CAL para 1 (um) motor inoperante


Francisco Bedê DECOLAGENS EXCEPCIONAIS COM 1 (UM) MOTOR INOPERANTE, PREVISTAS PELO ESTUDO DO CAL (RAZÃO: VOOS DE TRASLADO DE AERONAVE SOMENTE PARA FINS DE MANUTENÇÃO NA BASE; CAL calculado para padrões ISA – (International Standard Atmosphere), conforme anotação anterior. Voo de traslado sem carga e/ou passageiros; tripulação mínima; combustível necessário.

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

PESO SEM CARGA = 5.507 kg; VLOF = 100 kt Combustível = 2.060 litros (± 2.060 kg) Potência instalada de 2 turbojets = 2 x 1.600 lbf = 3.200 lbf P hp = [ 2 x 1.600 ] x [ 100 ÷ 325,71 ] = [3.200] x [0,3070] = 982 hp CAL = 5.507 ÷ 982 = 5,61

PMD = 10.178 kg (carregado); VLOF = 100 kt Potência normal instalada: [2 x 1.600 lbf] + [1 x 2.750 shp (hp)] = = [3.200 lbf] + [2.750 hp] P hp = [ 2 x 1.600 ] x [ 100 ÷ 325,71 ] = [3.200] x [0,3070] = 982 hp Donde totalizando-se “hp´s”: 982 + 2.750 = 3.732 hp CAL = 10.178 ÷ 3.732 = 2,73

IN PORTUGUESE

5729,57 20,74

5729,57 20,74

NHD

NHD

v

v

RD

RD

v

v

6,00

6,00

(aviões eficientes)

McDonnell XF-88A

v

FND (aviões eficientes) v

2,42

1,75

3,64

2,42

FND

FND

(aviões eficazes)

“DIAGNÓSTICO”

“DIAGNÓSTICO”

FND 3,64

1,75

(aviões eficazes)

v

v

1,33

1,33

NHD

NHD

v

v

0,00017

Espectro indicador de CAL para motorização normal

NHD – não há decolagens; RD – raras decolagens; FND – faixa normal de decolagens (eficientes e ou eficazes, para o avião considerado.

230

0,00017

Espectro indicador de CAL para 1 (um) motor inoperante


Francisco Bedê DECOLAGENS EXCEPCIONAIS COM 1 (UM) MOTOR INOPERANTE, PREVISTAS PELO ESTUDO DO CAL (RAZÃO: VOOS DE TRASLADO DE AERONAVE SOMENTE PARA FINS DE MANUTENÇÃO NA BASE; CAL calculado para padrões ISA – (International Standard Atmosphere), conforme anotação anterior. Voo de traslado sem carga e/ou passageiros; tripulação mínima; combustível necessário. PMD = 10.085 kg (com 2 motores) Peso vazio = 7.260 kg; Carga = 2.825 kg Máx. combustível = 1.230 litros (± 1.230 kg) POT = 2 x 1.900 hp = 3.800 hp CAL = PMD ÷ hp = 10.085 ÷ 3.800 = 2,65

5729,57 20,74

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

PMD = 10.085 kg (com 1 motor inoperante) Novo PMD = 10.085 – 2.825 = 7.260 kg Máx. combustível = 1.230 litros (± 1.230 kg) POT = 1 x 1.900 hp = 1.900 hp CAL = PMD ÷ hp = 7.260 ÷ 1.900 = 3,82

5729,57 20,74

IN PORTUGUESE NHD

NHD

v

v

RD

RD

v

v

6,00

6,00

(aviões eficientes)

https://en.wikipedia.org/wiki/Dornier_Do_335#Specifications_(Do_335_A-1)

v

FND (aviões eficientes) v

2,42

1,75

3,64

2,42

FND

FND

(aviões eficazes)

“DIAGNÓSTICO”

“DIAGNÓSTICO”

FND 3,64

DORNIER Do 335 A-1 Pfeil (2 motores longitudinais)

1,75

(aviões eficazes)

v

v

1,33

1,33

NHD

NHD

v

v

0,00017

Espectro indicador de CAL para motorização normal

NHD – não há decolagens; RD – raras decolagens; FND – faixa normal de decolagens (eficientes e ou eficazes, para o avião considerado.

231

0,00017

Espectro indicador de CAL para 1 (um) motor inoperante


Francisco Bedê DECOLAGENS EXCEPCIONAIS COM 1 (UM) MOTOR INOPERANTE, PREVISTAS PELO ESTUDO DO CAL (RAZÃO: VOOS DE TRASLADO DE AERONAVE SOMENTE PARA FINS DE MANUTENÇÃO NA BASE; CAL calculado para padrões ISA – (International Standard Atmosphere), conforme anotação anterior. Voo de traslado sem carga e/ou passageiros; tripulação mínima; combustível necessário.

IN PORTUGUESE

Abaixo, apresentamos a página 23.30.068 e página seguinte, do “Operations Manual” do B-707, contendo os principais itens dentre os pertinentes a “gráfico de limitações (l) e procedimentos (p)” relativos a “decolagem trimotor” para fins de voo de traslado:

Boeing-707

Boeing-707

232


Francisco Bedê DECOLAGENS EXCEPCIONAIS COM 1 (UM) MOTOR INOPERANTE, PREVISTAS PELO ESTUDO DO CAL (RAZÃO: VOOS DE TRASLADO DE AERONAVE SOMENTE PARA FINS DE MANUTENÇÃO NA BASE; CAL calculado para padrões ISA – (International Standard Atmosphere), conforme anotação anterior. Voo de traslado sem carga e/ou passageiros; tripulação mínima; combustível necessário. PMD = 151.500 kg (decolagem normal, com 4 motores) Passageiros (pax) = 219 pax + bag = 219 x 100 kg = 21.900 kg VLOF = 155 kt POT = 4 x 18.000 lbf = 72.000 lbf P (hp) = 72.000 x [ 155 ÷ 325,71 ] = 72.000 x [0,4758] = 34.258 hp CAL = 151.500 ÷ 34.258 = 4,42 5729,57 20,74

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

PMD = 151.500 kg (decolagem trimotor, com 3 motores) Passageiros (pax) = 219 pax + bag = 219 x 100 kg = 21.900 kg Novo PMD = 151.500 – 21.900 = 129.600 VLOF = 155 kt POT = 3 x 18.000 lbf = 54.000 lbf P (hp) = 54.000 x [ 155 ÷ 325,71 ] = 54.000 x [0,4758] = 25.693 hp CAL = 129.600 ÷ 25.693 = 5,04 5729,57 20,74

IN PORTUGUESE FAB

NHD

NHD

v

v

RD

RD

v

v

6,00

6,00

3,64

BOEING-707-320C

(aviões eficientes)

FND (aviões eficientes)

v

v

2,42

1,75

3,64

2,42

FND

FND

(aviões eficazes)

“DIAGNÓSTICO”

“DIAGNÓSTICO”

FND

1,75

(aviões eficazes)

v

v

1,33

1,33

NHD

NHD

v

v

0,00017

Espectro indicador de CAL para motorização normal

NHD – não há decolagens; RD – raras decolagens; FND – faixa normal de decolagens (eficientes e ou eficazes, para o avião considerado.

233

0,00017

Espectro indicador de CAL para 1 (um) motor inoperante


Francisco Bedê DECOLAGENS EXCEPCIONAIS COM 1 (UM) MOTOR INOPERANTE, PREVISTAS PELO ESTUDO DO CAL (RAZÃO: VOOS DE TRASLADO DE AERONAVE SOMENTE PARA FINS DE MANUTENÇÃO NA BASE; CAL calculado para padrões ISA – (International Standard Atmosphere), conforme anotação anterior. Voo de traslado sem carga e/ou passageiros; tripulação mínima; combustível necessário.

PMD = 44.225 kg (decolagem trimotor, com 3 motores) 112 pax + bagagem individual = 11.200 kg Novo PMD = 44.225 – 11.200 = 33.025 kg VLOF = 150 kt POT = 3 x 6.990 lbf = 20.970 lbf P (hp) = 20.970 x [150 ÷ 325,71] = 20.970 x 0,4605 = 9.657 hp CAL = 33.025 ÷ 9.657 = 3,42

PMD = 44.225 kg (decolagem normal, com 4 motores) 112 passageiros + bagagem individual = 112x100.:.= 11.200 kg VLOF = 150 kt POT = 4 x 6.990 lbf = 27.960 lbf P (hp) = 27.960 x [ 150 ÷ 325,71 ] = 27.960 x 0,4605 = 12.876 hp CAL = 44.225 ÷ 12.876 = 3,43 5729,57 20,74

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE

5729,57 20,74

NHD

NHD

v

v

RD

RD

v

v

6,00

6,00

(aviões eficientes) v

FND Bae-146-300 / AVRO RJ-100 https://en.wikipedia.org/wiki/British_Aerospace_146#Specifications

(aviões eficientes) v

2,42

1,75

3,64

2,42

FND

FND

(aviões eficazes)

“DIAGNÓSTICO”

“DIAGNÓSTICO”

FND 3,64

1,75

(aviões eficazes)

v

v

1,33

1,33

NHD

NHD

v

v

0,00017

Espectro indicador de CAL para motorização normal

NHD – não há decolagens; RD – raras decolagens; FND – faixa normal de decolagens (eficientes e ou eficazes, para o avião considerado.

234

0,00017

Espectro indicador de CAL para 1 (um) motor inoperante


Francisco Bedê DECOLAGENS EXCEPCIONAIS COM 1 (UM) MOTOR INOPERANTE, PREVISTAS PELO ESTUDO DO CAL (RAZÃO: VOOS DE TRASLADO DE AERONAVE SOMENTE PARA FINS DE MANUTENÇÃO NA BASE; CAL calculado para padrões ISA – (International Standard Atmosphere), conforme anotação anterior). Voo de traslado sem carga e/ou passageiros; tripulação mínima; combustível necessário.

PMD = 30.617 kg (decolagem trimotor, com 3 motores) 75 passageiros + bagagem individual = 75 x 100 = 7.500 kg Novo PMD = 30.617 – 7.500 = 23.117 kg POT = 3 x 1.990 shp (hp) = 5.970 hp CAL = 23.117 ÷ 5.970 = 3,87

PMD = 30.617 kg (decolagem normal, com 4 motores) Passageiros (pax) = 75 pax + bag = 75+25 = 100 .:. .:. 75 x 100 = 7.500 kg (pax+bag) POT = 4 x 1.990 shp (hp) = 7.960 shp (hp) CAL = 30.617 ÷ 7.960 = 3,85 5729,57 20,74

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

5729,57 20,74

IN PORTUGUESE NHD

NHD

v

v

VICKERS VISCOUNT (VC-90 ) RD

RD

v

v

6,00

6,00

(aviões eficientes)

FND https://en.wikipedia.org/wiki/Vickers_Viscount#Specifications_(Type_810)

v

(aviões eficientes) v

2,42

1,75

3,64

2,42

FND

FND

(aviões eficazes)

“DIAGNÓSTICO”

“DIAGNÓSTICO”

FND 3,64

1,75

(aviões eficazes)

v

v

1,33

1,33

NHD

NHD

v

v

0,00017

Espectro indicador de CAL para motorização normal

NHD – não há decolagens; RD – raras decolagens; FND – faixa normal de decolagens (eficientes e ou eficazes, para o avião considerado.

235

0,00017

Espectro indicador de CAL para 1 (um) motor inoperante


Francisco Bedê SUPERSÔNICO CONVAIR B-58A HUSTLER QUE PODE DECOLAR COM 1 (UM) MOTOR INOPERANTE Convair B-58A Hustler – Supersônico https://en.wikipedia.org/wiki/Convair_B58_Hustler#Specifications_(B-58A Decolagem normal; 4 motores PMD = 80.836 kg VLOF = = 153 kt (tabela alpha) POT = 4 x 10.400 lbf = 41.600 lbf

Convair B-58A Hustler – Supersônico https://en.wikipedia.org/wiki/Convair_B58_Hustler#Specifications_(B-58A Decolagem excepcional; 3 motores PMD = 80.836 kg VLOF = = 153 kt (tabela alpha) POT = 3 x 10.400 lbf = 31.200 lbf

P (hp) = [F(lbf)] x [VLOF ÷ 325,71] =

P (hp) = [F(lbf)] x [VLOF ÷ 325,71] =

= [4x10.400] x [153÷325,71] = 41.600 x x 0,4697 = 19.540 hp VLOF kt na calculadora: 153 x 1,68781 = = 258,23493 Donde, vezes lbf: 258,23493 x 41.600 = 10.742.573 Fator hp na calculadora: 0,00181817 x x 10.742.573 = 19.532 hp

= [3x10.400] x [153÷325,71] = 31.200 x x 0,4697 = 14.655 hp VLOF kt na calculadora: 153 x 1,68781 = = 258,23493 Donde, vezes lbf: 258,23493 x 31.200 = 8.056.930 Fator hp na calculadora: 0,00181817 x x 8.056.930 = 14.649 hp

CAL = PMD÷hp = 80.836÷19.532 = 4,14

CAL = PMD÷hp = 80.836÷14.649 = 5,52

CAL = 4,14

IN PORTUGUESE

NHD

RD

v

v

CAL = 5,52

FND (aviões eficazes)

FND (aviões eficientes)

“DIAGNÓSTICO” NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

NHD v

236

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

20,74

5729,57

CONVAIR

Codificação: NHD = não há decolagens RD = raríssimas decolagens (“super” eficiência) FND = faixa normal de decolagens - (com eficiência e/ou com eficácia) v


Francisco Bedê TUPOLEV TU-154M QUE PODE DECOLAR COM 1 (UM) MOTOR INOPERANTE TUPOLEV TU-54M Decolagem excepcional; 2 motores PMD = 104.000 kg Novo PMD = 104.000 – 18.000 = 86.000 kg Obs.: inclusos 180 pax = 18.000 kg VLOF = = 150 kt (tabela alpha) POT = 2 x 14.990 lbf = 29.980 lbf

TUPOLEV TU-54M Turbina Soloviev D-30KU Decolagem normal; 3 motores PMD = 104.000 kg Obs.: inclusos 114 pax = 11.400 kg VLOF = = 150 kt (tabela alpha) POT = 3 x 14.990 lbf = 44.970 lbf P (hp) = [F(lbf)] x [VLOF ÷ 325,71] =

P (hp) = [F(lbf)] x [VLOF ÷ 325,71] =

= [3x14.990] x [150÷325,71] = 44.970 x x 0,4605 = 20.709 hp VLOF kt na calculadora: 150 x 1,68781 = = 253,1715 Donde, vezes lbf: 253,1715 x 44.970 = 11.385.122 Fator hp na calculadora: 0,00181817 x x 11.385.122 = 20.700 hp

= [2x14.990] x [150÷325,71] = 29.980 x x 0,4605 = 13.806 hp VLOF kt na calculadora: 150 x 1,68781 = = 253,1715 Donde, vezes lbf: 253,1715 x 29.980 = 7.590.081 Fator hp na calculadora: 0,00181817 x x 7.590.081 = 13.800 hp

CAL = PMD÷hp = 104.000÷20.700 = 5,02

CAL = PMD÷hp = 86.000÷13.800 = 6.23

CAL = 6,23

CAL = 5,02 IN PORTUGUESE NHD

RD

v

v

“DIAGNÓSTICO”

NHD v

237

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

20,74

TUPOLEV 5729,57

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

FND (aviões eficazes)

FND (aviões eficientes)

Codificação: NHD = não há decolagens RD = raríssimas decolagens (“super” eficiência) FND = faixa normal de decolagens - (com eficiência e/ou com eficácia) v


Francisco Bedê DECOLAGENS EXCEPCIONAIS COM 1 (UM) MOTOR INOPERANTE, PREVISTAS PELO ESTUDO DO CAL (RAZÃO: VOOS DE TRASLADO DE AERONAVE SOMENTE PARA FINS DE MANUTENÇÃO NA BASE; CAL calculado para padrões ISA – (International Standard Atmosphere), conforme anotação anterior). Voo de traslado sem carga e/ou passageiros; tripulação mínima; combustível necessário.

PMD = 70.307 kg (decolagem trimotor, com 3 motores) Passageiros (pax) = 92 pax + bag = 92 x 100 kg = 9.200 kg Novo PMD = 70.307 – 9.200 = 61.107 kg POT = 3 x 4.590 shp (hp) = 13.770 hp CAL = 61.107 ÷ 13.770 = 4,44 (decolagem trimotor)

PMD = 70.307 kg (decolagem normal, com 4 motores) VLOF = 153 kt Passageiros (pax) = 92 pax + bag = 92 x 100 kg = 9.200 kg POT = 4 x 4.590 shp (hp) = 18.360 hp CAL = 70.307 ÷ 18.360 = 3,83 (decolagem normal; 4 motores)

IN PORTUGUESE

5729,57 20,74

5729,57 20,74

NHD

NHD

v

v

RD v

HÉRCULES C-130-H

FND

v

6,00

FND

(aviões eficientes)

(aviões eficientes)

v

v

2,42

1,75

3,64

2,42

FND

FND

(aviões eficazes)

“DIAGNÓSTICO”

“DIAGNÓSTICO”

RD

https://en.wikipedia.org/wiki/Lockheed_C130_Hercules#Specifications_(C-130H)

6,00

3,64

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

1,75

(aviões eficazes)

v

v

1,33

1,33

NHD

NHD

v

v

0,00017

Espectro indicador de CAL para motorização normal

NHD – não há decolagens; RD – raras decolagens; FND – faixa normal de decolagens (eficientes e ou eficazes, para o avião considerado.

238

0,00017

Espectro indicador de CAL para 1 (um) motor inoperante


Francisco Bedê DECOLAGENS EXCEPCIONAIS COM 1 (UM) MOTOR INOPERANTE, PREVISTAS PELO ESTUDO DO CAL (RAZÃO: VOOS DE TRASLADO DE AERONAVE SOMENTE PARA FINS DE MANUTENÇÃO NA BASE; CAL calculado para padrões ISA – (International Standard Atmosphere), conforme anotação anterior). Voo de traslado sem carga e/ou passageiros; tripulação mínima; combustível necessário.

IN PORTUGUESE

(AMPLIAÇÃO DE VÍDEOCLIPE)

C-130 DECOLANDO NA CONDIÇÃO TRIMOTOR (MOTOR Nº 1 INOPERANTE)

239

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

CONDIÇÃO DE DECOLAGEM “TRIMOTOR” PREVISTA PELO MANUAL DO C-130

DECOLAGEM TRIMOTOR A tabela de distância para decolagem trimotor, Figura 3-39 (*), é semelhante à tabela de distância para decolagem quadrimotor. Observe, no entanto, que não há grades de correção para RSC e ajuste de flaps, já que as decolagens com três motores são restritas a pistas de superfície seca e dura, e configuração de flap com 50%. As distâncias de decolagem com três motores são baseadas nos fatores de decolagem obtidos na Figura 3-8 (*) (*) figuras encontradas no manual do C-130 AVISO É imprescindível que as limitações e os procedimentos das Operações com três motores listados em manual de voo sejam observados e seguidos, pois a perda de um motor adicional após a decolagem antes de atingir a velocidade mínima de controle (Vmc) com dois motores inoperantes resulta em um risco perigoso.

240


Francisco Bedê CONDIÇÃO DE DECOLAGEM “TRIMOTOR” PREVISTA PELO MANUAL DO C-130

Página 3-91 do “Manual de Operações do C-130 para fins de decolagem trimotor.

IN PORTUGUESE

(Imagem sugestiva)

Ao lado, tem-se cópia da pág. 3-91 do Manual do C-130 que diz o seguinte naquilo que é pertinente a “decolagem trimotor”: a) Um motor do C-130 pode ser simulado inoperante para prática de decolagem trimotor (simulada) avançando-se a manete para um mínimo de 8.000 libras-força por polegada de torque, e retornando-a para a posição flight idle. Isto assegurará que o ângulo das pás da hélice considerada “inoperante” ficará, pelo menos, em passo mínimo. Uma decolagem simulada “trimotor” deverá ser feita apenas quando for autorizada pelo Comando Aéreo. b) É possível fazer uma decolagem trimotor quando for necessário. Este tipo de decolagem requer atenção particular por causa da possibilidade de se perder outro motor antes da velocidade mínima de controle (Vmc) ser atingida durante a corrida de decolagem. c) É imperativo observar-se as seis seguintes limitações: 1) nenhum passageiro; 2) nenhuma carga; 3) mínimo combustível requerido para alcançar o destino com reserva de segurança; 4) tripulação mínima como determinada pela autoridade aprovadora; 5) comando de direcionamento da bequilha acoplado; 6) observar os dados de decolagem de acordo com o Manual de Desempenho.

241


Francisco Bedê DECOLAGEM QUADRIMOTOR COM REFORÇO DE OITO FOGUETES LATERAIS IN PORTUGUESE

HÉRCULES C-130 – H mtow = 70.307 kg O C-130 pelo seu excepcional projeto é capaz de fazer decolagens surpreendentes.

O “CAL” normal de 3,83 passa, com o reforço dos 8 (oito) foguetes laterais, a ter o valor de CAL = 2,72 NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

powerplant (1) = 4 motores = 18.360 shp (hp) powerplant (2) = 8 foguetes = 16.000 lbf https://en.wikipedia.org/wiki/Lockheed_C-130_Hercules#Specifications_(C-130H)

C-130: decolagem quadrimotor + 8 foguetes laterais auxiliares PMD = 70.307 kg; VLOF = 153 kt (a) 4 motores = 4 x 4.590 shp = = 18.360 shp = 18.360 hp (a) = (potência dos 4 motores)

PMD = 70.307 kg; VLOF = 153 kt (b) 8 foguetes laterais = 8 x 2.000 lbf = = 16.000 lbf Link (20): 258,234908 x 16.000 = 4.131.758 Link (21): 7.512 hp

4 foguetes

4 foguetes Donde as seguintes novas condições de potência para redefinição de CAL: (a) + (b): CAL = 70.307 ÷ (18.360 + 7.512) = 70.307 ÷ 25.872 = 2,72

242


Francisco Bedê C-130: como seria a decolagem trimotor + 8 foguetes laterais

IN PORTUGUESE

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

X

4 foguetes

4 foguetes

Tem-se de condicionantes anotadas em página anterior para situação “mtow trimotor” sem auxílio de foguetes: PMD = 70.307 kg (decolagem trimotor, com 3 motores) VLOF = 153 kt Passageiros (pax) = 92 pax + bag = 92 x 100 kg = 9.200 kg Novo PMD = 70.307 – 9.200 = 61.107 kg POT = 3 x 4.590 shp (hp) = 13.770 hp (c) CAL = 61.107 ÷ 13.770 = 4,44

MTOW trimotor + 8 foguetes auxiliares: 3 motores = 3 x 4.590 = 13.770 shp (c) 8 foguetes = 8 x 2.000 lbf = 16.000 lbf VLOF = 153 kt; Novo PMD = 61.107 kg Link (20): 258,234908 x 16.000 = = 4.131.758,528 Link (21): 7.512,287732 hp = 7.512 hp (c) + (b) .:. 13.770 + 7.512 = 21.282 hp CAL = 61.107 ÷ 21.282 = 2,87

C-130: como seria a decolagem bimotor + 8 foguetes laterais

X

X

4 foguetes

4 foguetes

Tem-se anteriormente MTOW trimotor + 8 foguetes auxiliares: 3 motores = 3 x 4.590 = 13.770 shp (c) 8 foguetes = 8 x 2.000 lbf = 16.000 lbf VLOF = 153 kt; Novo PMD = 61.107 kg Link (20): 258,234908 x 16.000 = 4.131.758,528 Link (21): 7.512,287732 hp = 7.512 hp (c) + (b) .:. 13.770 + 7.512 = 21.282 hp CAL = 61.107 ÷ 21.282 = 2,87

MTOW bimotor + 8 foguetes auxiliares: 2 motores = 2 x 4.590 = 9.180 shp (d); 8 foguetes = 8 x 2.000 = = 16.000 lbf; VLOF = 153 kt; Novo PMD = 61.107 kg Link (20): 258,234908 x 16.000 = 4.131.758,528 Link (21): 7.512,287732 hp = 7.512 hp (d) + (b) .:. 9.180 + 7.512 = 16.692 hp CAL = 61.107 ÷ 16.692 = 3,66 (*) Este valor de CAL = 3,66 revela a excepcional capacidade do C-130 poder decolar “bimotor” com 8 foguetes laterais.

243


Francisco Bedê DECOLAGENS E POUSOS INCRÍVEIS DO C-130 O desempenho diversificado do Lockheed C-130 Hércules nas operações de decolagem Seja com seus quatro motores turbo-propulsores, seja com “esquis” nas rodas do trem de pouso, seja com “garrafas de jato”, (JetAssisted Takeoff = foguetes auxiliares incorporados às laterais da fuselagem), etc., o C-130 continua sendo a espinha dorsal e o cavalo de trabalho de Forças Aéreas Militares no mundo inteiro. Decolagem em pista de gelo com 8 foguetes auxiliares incorporados à fuselagem

Decolagem em pista de gelo com 8 foguetes auxiliares incorporados à fuselagem

(crédito: Rodrigo Bocca)

C-130 da FORÇA AÉREA BRASILEIRA em operação na Antártida. NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE

244


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

DECOLAGENS E POUSOS INCRÍVEIS DO C-130 Novembro de 1963: C-130 fez nesse mês sucessivos pousos e decolagens no Navio Aeródromo USS FORRESTAL, (CVA-59), sendo 20 toques-arremetidas e 21 pousos definidos. Obs.: O navio tem o comprimento de 325 m.

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

C-130 POUSANDO E DECOLANDO NO PORTA-AVIÕES FORRESTAL

FORRESTAL

C-130 = de CAL 3,83 (70.300 kg ÷ 18.360 hp)

JUNHO/2013: C-130 DECOLANDO E POUSANDO NA

PRAIA VERJERS DA CIDADE URLAUB-DINAMARCA

245

C-130 DANDO MARCHA-A-RÉ


Francisco Bedê DECOLAGENS E POUSOS INCRÍVEIS DO C-130 O 109º. Esqd. de Transporte Aéreo dos EUA opera aeronaves tipo C-130 com trem de pouso retrátil estruturado de “roda-e-esqui”. Esta configuração permite que o avião decole de uma pista convencional e aterre em uma pista de esqui.

O que diz o Ten. Cel. Av. Fábio Ritmo, (do 109º. Esqd.): “as decolagens de esqui tornam-se complicadas quando são realizadas em altitudes elevadas, onde o ar é rarefeito; se a neve for macia, o piloto pode ter que fazer várias tentativas de decolagem – tentativas de deslizamentos”. Continua: “como os desafios são grandes, o piloto espera que a neve seja como concreto”. IN PORTUGUESE E finaliza: “o meu maior deslizamento foi de 6 milhas”.

C-130 POUSANDO EM PISTA DE CONCRETO TENDO O ESQUI NA POSIÇÃO “RECOLHIDO”

C-130 DECOLANDO COM ESQUI ACIONADO – (ANTÁRTIDA) (crédito: Mollyisagooddog)

246


Francisco Bedê IN PORTUGUESE Eixo Y (kg) PMD

IDENTIFICANDO CONSTELLATION COM MOTOR INOPERANTE LOCKHEED SUPER CONSTELLATION

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Fonte: “Avions de notre enfance”

(Número multiplicador = 150)

73.500

PMAD = Poids maximum au decolage (MTOW=PMD) = 60.300 kg MOTORISATION (POWERPLANT = POTÊNCIA) = 4 x 3.250 hp

66.000

58.500

(quadrimotor) = 4 x 3.250 hp = 13.000 hp; CAL = 4,64

51.000

(trimotor) = 3 x 3.250 hp = 9.750 hp; CAL = 6,18 CAPACIDADE: 106 passageiros Se 1 passageiro + bagabem pessoal = = 100 kg Logo: 106 passageiros = 106 x 100 = = 10.600 kg Donde novo PMD = 60.300 – 10.600 =

43.500 36.000 28.500 21.000

MOTOR Nº. 2 INOPERANTE

= 49.700 kg

13.500

CAL = 5,09

Não há decolagens

Eixo X (hp) POTÊNCIA

6.000

0 55.263,1

51.000,0

43.732.8

36.465,45

29.198,1

21.930,9

14.663,7

7.396,5

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

7.500 kg 1.500 kg 750 kg 250,05 kg 6.000 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

7.267,2495 hp 1.453,4499 hp 726,72499 hp 242,24166 hp 5.813,7999 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

247

(Clique no centro do vídeoclipe)


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

IDENTIFICANDO A400M QUE PODE VOAR COM 1 (UM) MOTOR INOPERANTE AIRBUS A400M PMD = 141.000 kg Potência = (normal)= = 4 x 8.250 kW = (simulação) = 4 x 11.063 shp= = 44.252 shp = = 44.252 hp CAL = 3,19

Eixo Y (kg) PMD

(Número multiplicador = 460)

225.400 202.400 179.400

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

156.400

AIRBUS A400M PMD = 141.000 kg Potência = (3 motores)= = (simulação) = = 3 x 8.250 kW = = 3 x 11.063 shp= A400M, dado ao seu CAL = = 33.189 shp = 3,19 realiza uma manobra = 33.189 hp altamente incomum para CAL = 4,25 um avião de transporte:

133.400 110.400 87.400 64.400 41.400 Não há decolagens

18.400

Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

169.473,2

156.400,0

134.113,9

111.827,3

89.540,84

67.254,76

44.968,68

22.682,6

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

23.000 kg 4.600 kg 2.300 kg 766,82 kg 18.400 kg

5 int = 10 mm = 22.286,23 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 4.457,25 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 2.228,62 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 742,87 hp 4 int = 8 mm = 17.828,97 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

248

http://en.wikipedia.org/wiki/Airbus_A400M_ Atlas#Specifications


Francisco Bedê

“NOTABLE” AIRPLANES IDENTIFIED IN THE “UNCERTAINTY” SECTOR (Rare takeoffs with MTW calculated by builders of the time considered)

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

As is logical, we cannot rule out a “successful CAL” above the 6.89 value of PROJECT 14 BIS, nor should we overlook the possibility of rare “CAL” values ​below the “CAL” value 7.60 of the Project 15 by SANTOS DUMONT due to the technological imprecision of the historical moment that the Father-of-Aviation lived. It is also necessary to consider that some performance data of these old planes - HISTORIC PLANES - are found with divergences in several sources. Therefore, this reasoning makes us assume that there are “rare” takeoffs within the “CAL” range of values ​between 6.90 and 7.60 - inclusive - a range although critical, because at that time, for example, the REP-2 of PELTERIE and MONOPLANS XI of BLERIOT, like the few airplanes of the modern era - (transport, bombing, etc.) - such as the F-2A, G-38, Do-X, H-4, B-2 SPIRIT, C-47, Tu-160, etc., can be allocated in the Cartesian application - (diagrammatic application) - reduced from the aforementioned “sector” - as illustrated on the following slide pages. Thus, the existence of a limit “CAL” could be a very acceptable hypothesis, not only because SANTOS DUMONT preferred to intuitively look for smaller “angular” coefficients - like those that occurred with the Demoiselle Project - but also because several planes of the 2nd . WORLD WAR and the modern era can be given as examples in this regard. It is interesting to note that of all the aircraft surveyed until this year 2019, (around 2,000 aircraft), approximately 18 “NOTABLE” AIRPLANES were initially found in the next slide pages: UNCERTAINTY SECTOR, which therefore have CAL ranging from 6.90 to 7.60 inclusive. Notes: 1- Other researchers may, in the future, find more examples of "notable airplanes", such as the examples of NIEUPORT IV and BLÉRIOT XI; 2- “Notable planes” = critical takeoff planes but extremely efficient in relation to manufacturing costs.

249


Francisco Bedê IN PORTUGUESE Eixo Y – PMD (kg)

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IDENTIFICANDO NIEUPORT IV E BLÉRIOT XI AVIÕES NOTÁVEIS – (AVIÕES HISTÓRICOS)

O Blériot XI foi a primeira aeronave a fazer a manobra aérea chamada “LOOP”, sob o comando do piloto Adolphe Pégoud, em 21 de setembro de 1913, durante testes e ensaios de voo para a FÁBRICA BLÉRIOT. Esse feito é disputado por Pyotr Nesterov, piloto do EXÉRCITO RUSSO, que teria realizado essa mesma manobra 12 dias antes, isto é, em 9 de setembro de 1913, no monoplano Nieuport IV.

490,00 440,00 390,00 340,00

http://planosultraleves.blogspot.com.br/

290,00

MONOPLANO NIEUPORT IV PMD = 483 kg POTÊNCIA = 70 hp

240,00

CAL = 6,90 (avião notável)

190,00

http://en.wikipedia.org/wiki/Bl%C3%A9riot_XI #Specifications_.28Bl.C3.A9riot_XI.29

MONOPLANO BLÉRIOT XI PMD = 230 kg (avião notável) POTÊNCIA = 30 hp CAL = 7,66 (avião notável)

140,00 Não há decolagens

90,00 40,00

Eixo X (hp) POTÊNCIA

0 368,421

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

NIEUPORT IV

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

50,000 kg 10,000 kg 5,000 kg 1,667 kg 40,000 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

48,44833 hp 9,6896666 hp 4,8448333 hp 1,6149444 hp 38,758666 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

250

BLÉRIOT XI

Pyotr Nesterov

Adolphe Pégoud


Francisco Bedê NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE Eixo Y (kg) PMD

HIFROAVIÃO NOTÁVEL HIDROAVIÃO NOTÁVEL

(Número multiplicador = 200)

98.000

https://pt.wikipedia.org/wiki/Blohm_%26_Voss _BV_238

88.000

BV 238 Flying Boat PMD (peso bruto) = 90.000 kg POTÊNCIA = 6 × Daimler-Benz DB 603G invertidos V-12 = 6 x 1.900 hp = = 11.400 hp CAL = 7,89

78.000 68.000 58.000 48.000 38.000 28.000

18.000 Não há decolagens

8.000

0 73.684,0

68.000,0

58.310,4

48.620,6

38.930,8

29.241,2

19.551,6

9.862,0

Eixo X (hp) POTÊNCIA

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

10.000 kg 2.000 kg 1.000 kg 333,4 kg 8.000 kg

5 int = 10 mm = 9.689,666 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 1.937,9333 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 968,96666 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 322,98888 hp 4 int = 8 mm = 7.751,7332 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

251


Francisco Bedê IDENTIFICANDO O RYAN NYP

IN PORTUGUESE

PÁGINA HISTÓRICA AVIÃO NOTÁVEL: o Ryan NYP demora para sair do solo e ganhar sustentação, devido ao seu CAL ser de grande valor = 10,44 - (Cfr. vídeo)

Eixo Y (kg) PMD

- 21/maio/1927 1ª. Travessia Aérea do Atlântico Norte: de New York a Paris. Piloto (solo): CHARLES A. LINDBERG Distância: 5.810 km Tempo de voo: 33 h 30 min

(Número multiplicador = 5)

2.450 2.200

(Clique no centro dos 2 vídeoclipes)

1.950 1.700 1.450 1.200 950

http://en.wikipedia.org/wiki/Spirit_of_St._Louis#Specifications_.28Ryan_NYP.29 http://science.howstuffworks.com/transport/flight/classic/ryan-nyp-spirit-of-st-louis.htm

700

Ryan NYP – “SPIRIT OF ST. LOUIS” PMD = 2.330 kg POTÊNCIA = 223 hp CAL = 10,44 (= tg 84,53)

450 200

Eixo X (hp) POTÊNCIA

0 1.842,1

1.700,0

1.457,76

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

1.215,515

Tarjeta de valores para o Eixo Y

973,27

731,03

488,79

246,55

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

250 kg 50 kg 25 kg 8,335 kg 200 kg

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

242,24165 hp 48,448333 hp 24,224166 hp 8,074722 hp 193,79333 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

252


Francisco Bedê IN PORTUGUESE Eixo Y (kg) PMD

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IDENTIFICANDO O CURTISS H-16

EUCLIDES PINTO MARTINS (cearense): primeiro aviador brasileiro a realizar o voo entre SAMPAIO CORREIA II: Hidroavião de New York e Rio de Janeiro. PINTO MARTINS, um Curtiss H-16,

CURTISS H-16 (SAMPAIO CORREIA II) (Número multiplicador = 20)

9.800 8.800 7.800

Fonte:

6.800

http://translate.google.com/translate ?hl=ptBR&sl=en&u=http://www.rodenplant. com/HTML/049.htm&sa=X&oi=transl ate&resnum=1&ct=result&prev=/sea rch%3Fq%3DCurtiss%2BH16%26hl%3Dpt-BR%26sa%3DG

5.800 4.800

PMD = 4.979 kg 1ª. Configuração: POTÊNCIA = 2 x 330 hp = 660 hp CAL = 7,54 2ª. Configuração: POTÊNCIA = 2 x 400 hp= 800 hp CAL = 6,22

3.800 2.800 1.800 800

PÁGINA HISTÓRICA

pousado em Camocim, em 19 de dezembro de 1922. Sete dias antes, (12 de dezembro de 1922), aportara em São Luís (MA), na Praia do Caju, atual Avenida Beira-Mar. A primeira tentativa para cumprir esse voo foi em agosto de 1922, tendo o primeiro exemplar de avião de 2 motores de 330 hp cada, caído ao mar, a leste da Ilha de Cuba. PINTO MARTINS e seus amigos ganharam um segundo avião, com 2 motores mais potentes – (cada um de 400 hp) – batizado com o mesmo nome e em homenagem ao Senador e Presidente do Aeroclube do Rio de Janeiro, porém, levando o número “2” (algarismo romano), partindo da Flórida em 4 de setembro de 1922. O pouso de chegada ao Rio de Janeiro se deu cerca de 5 meses depois, precisamente às 11:32 hs de 8 de fevereiro de 1923.

Eixo X (hp)

POTÊNCIA

0

7.368,42

6.800,00

5.831,04

4.862,06

3.893,08

2.924,12

1.955,16

986,20

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

1.000 kg 200 kg 100 kg 33,34 kg 800 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

968,9666 hp 193,79332 hp 96,896666 hp 32,298888 hp 775,17332 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

253

Tripulação: Cmte. Walter Hinton (roupa preta) e Copiloto Pinto Martins (roupa branca).

Este vídeoclipe refere-se a uma exposição fotográfica no 2º. andar do Aeroporto Pinto Martins, em Fortaleza-CE.


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

EXEMPLOS DE AVIÕES MULTIMOTORES NOTÁVEIS

HUGHES H-4; CAL = 7,50

JUNKERS G-38; CAL = 7,36

FELIXSTOWE F2A; CAL = 7,22

BOEING B-17; CAL = 6,19

254

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)


Francisco Bedê NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

DECOLAGENS DE AVIÕES MULTIMOTORES DE POTÊNCIA lbf DIFERENCIADA TROCA DE MOTOR DO B-777-300ER PARA O B-747-400

IN PORTUGUESE

BOEING 747-400 (em voo, com potência modificada)

BOEING 747-400 JUMBO (com potência original) POTÊNCIA = 248.400 lbf PMD = 396.890 kg (peso considerado no site para JUMBO normal) BOEING 747-400 JUMBO (modificado) POTÊNCIA = 301.840 lbf PMD = 400.701 kg (peso alterado)

Boeing 747-400 decolando com uma turbina do Boeing 777-300ER

Uma turbina GE90-115B1 de um Boeing 777-300ER foi instalada em um Boeing 747400. A primeira diferença a se notar é o excepcional tamanho da GE90-115B1 em comparação com as turbinas originais do 747-400. O tamanho realmente impressiona, pois, o diâmetro de uma GE90-115B1 é o mesmo da cabine de um Boeing 737. Ocorre que o novo motor instalado foi capaz de sustentar sozinho em voo o Boeing 747-400 quando os outros 3 motores menores foram desligados. Um feito incrível para um único motor que, ao atuar em dupla, sustentará em voo uma aeronave com um peso 20% menor que o peso de um 747. http://pt.wikipedia.org/wiki/General_Electric_GE90#O_modelo_GE90-115B

BOEING 777-300ER CAPAX = 386 passageiros PMD = 351.534 kg; POTÊNCIA: 2 x GE 90-115b = 2 x 115.540 lbf = 231.080 lbf

Nota: O fabricante do turbofan GE90-115B1 assegura que o seu consumo de combustível é da ordem de 40% menor comparando-se com o consumo da turbina orginal do Boeing 747-400 JUMBO.

255

Obs: Verifica-se que uma única turbina (fan) do B-777-300ER representa 64,7% da potência das 3 turbinas restantes do B-747400


Francisco Bedê SEQUÊNCIA DE IMAGENS DO BOEING 747-400-E MODIFICADO IN PORTUGUESE Co-inventores do motor a jato: HANS VON OHAIN e FRANK WHITTLE

Turbina do BOEING 777

(Clique no centro do vídeoclipe)

Fases de decolagem do Boeing 747-400 JUMBO com potência modificada, isto é, tendo incorporada à sua powerplant uma turbina turbofan GE 90-115B do Boeing 777.

256


Francisco Bedê NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE Eixo Y (kg) PMD

APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRONIZADO IDENTIFICANDO O B-747-400

(Número multiplicador = 1.150)

563.500 506.000 448.500 391.000

BOEING 747-400 JUMBO (NORMAL) Situação de pot. normal = 4 x GE CF6-80C2B5F = 4 x 62.100 lbf Peso das quatro GE CF6-80C2B5F = 4 x 4.472 kg = 17.888 kg http://en.wikipedia.org/wiki/Boeing_747#Specifications PMD = 396.890 kg (peso considerado no site para JUMBO normal, incluido o peso das turbinas) POTÊNCIA = 4 X 62.100 lbf = 248.400 lbf

333.500 276.000 218.500

BOEING 777-300ER PMD = 351.534 kg; POTÊNCIA:= 2 x 115.540 lbf = = 231.080 lbf

161.000 103.500 46.000

Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

423.683,0

391.000,0

335.284,8

279.568,4

223.852,1

168.136,9

112.421,7

56.706,5

Tarjeta de valores para V o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

5 int = 10 mm = 57.500 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 11.500 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 5.750 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 1.917,05 kg 4 int = 8 mm = 46.000 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

55.715,579 hp 11.143,116 hp 5.571,5582 hp 1.857,186 hp 44.572,465 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

257

BOEING 747-400


Francisco Bedê APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRONIZADO IDENTIFICANDO PROJETO ORIGINAL x PROJETO MODIFICADO NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Eixo Y (kg) PMD

(projeto

original)

(projeto

modificado)

(Número multiplicador = 1.150)

563.500 506.000

BOEING 747-400 JUMBO (ORIGINAL) Situação de pot. normal = 4 x GE CF6-80C2B5F = 4 x 62.100 lbf; Peso das quatro GE CF6-80C2B5F = 4 x 4.472 kg = 17.888 kg http://en.wikipedia.org/wiki/Boeing_747#Specifications PMD = 396.890 kg (peso considerado no site para JUMBO normal, incluído o peso das turbinas) POTÊNCIA = 4 X 62.100 lbf = 248.400 lbf

448.500 391.000 333.500 276.000 218.500 Não há decolagens

161.000 103.500 46.000

Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

423.683,0

391.000,0

335.284,8

279.568,4

223.852,1

168.136,9

112.421,7

56.706,5

IN PORTUGUESE

projeto original X projeto modificado

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 57.500 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 11.500 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 5.750 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 1.917,05 kg 4 int = 8 mm = 46.000 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

BOEING 747-400 JUMBO (MODIFICADO) Situação de pot. modificada = (3 x GE CF6-80C2B5F) + + (1 x GE90-115B1) = (3 x 62.100 lbf) + (1 x 115.540 lbf) = = 186.300 lbf + 115.540 lbf = 301.840 lbf Peso das turbinas = (3 x 4.472 kg) + (1 x 8.283 kg) = 21.699 kg Donde a diferença de peso (a mais) = (21.699 – 17.888 = 3.811 kg) http://en.wikipedia.org/wiki/Boeing_747#Specifications PMD (alterado) = 396.890 + 3.811 = 400.701 kg (diferença acrescida do peso de 1 turbina GE90-115B1) POTÊNCIA (nova motorização) = 301.840 lbf

55.715,579 hp 11.143,116 hp 5.571,5582 hp 1.857,186 hp 44.572,465 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

258

(antes da modificação de potência)

(depois da modificação de potência)


Francisco Bedê APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRONIZADO IDENTIFICANDO B-747-400 MODIFICADO

IN PORTUGUESE

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Eixo Y (kg) PMD

(Número multiplicador = 1.150)

563.500 506.000 448.500 391.000

Observe-se a potência de saída dos gases da nova turbina danificando o asfalto.

333.500 276.000 218.500

BOEING 747-400 JUMBO (MODIFICADO)

161.000

Não há decolagens

103.500

Situação de pot. modificada = (3 x GE CF6-80C2B5F) + + (1 x GE90-115B1) = (3 x 62.100 lbf) + (1 x 115.540 lbf) = = 186.300 lbf + 115.540 lbf = 301.840 lbf Peso das turbinas = (3 x 4.472 kg) + (1 x 8.283 kg) = 21.699 kg .:. Donde a diferença de peso (a mais) = = (21.699 – 17.888 = 3.811 kg)

46.000 Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

423.683,0

391.000,0

335.284,8

279.568,4

223.852,1

168.136,9

112.421,7

56.706,5

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 57.500 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 11.500 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 5.750 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 1.917,05 kg 4 int = 8 mm = 46.000 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

55.715,579 hp 11.143,116 hp 5.571,5582 hp 1.857,186 hp 44.572,465 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

259

http://en.wikipedia.org/wiki/Boeing_747#Specifications PMD (alterado) = 396.890 + 3.811 = 400.701 kg (diferença acrescida do peso de 1 turbina GE90-115B1) POTÊNCIA (nova motorização) = 301.840 lbf

projeto original

(antes da modificação de potência)

x

projeto modificado

(depois da modificação de potência)


Francisco Bedê IN PORTUGUESE DECOLAGENS DE AVIÕES MULTIMOTORES DE POTÊNCIA DIFERENCIADA– (HIPOTÉTICO) NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Eixo Y (kg) PMD

SITUAÇÃO HIPOTÉTICA NA DECOLAGEM: de como poderia ser com apenas 2 motores do Boeing 777-300ER (em vez dos 4 motores originais)

(Número multiplicador = 1.150)

563.500

BOEING 747-400 JUMBO – como seria se a potência estivesse totalmente modificada para uma situação hipotética, isto é, tendo apenas 2 turbinas turbofan vindas do Boeing 777-300ER (Extended Range)

506.000 448.500 391.000

(turbina original)

333.500

276.000

(turbofan)

X

218.500

(turbina original)

X

BOEING 747-400 JUMBO (situação hipotética) PMD = 396.890 kg (peso normal com 4 turbinas originais) Donde: 396.890 kg – (4 X 4.472 kg) = 379.002 kg (sem turb. orig.) Donde novo PMD: 379.002 + (2 x 8.283 kg) = 395.528 kg POTÊNCIA: 2 x 115.540 lbf = 231.080 lbf

161.000 Não há decolagens

103.500

(turbofan)

46.000

Eixo X (hp)

0

POTÊNCIA

423.683,0

391.000,0

335.284,8

279.568,4

223.852,1

168.136,9

112.421,7

56.706,5

X

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 57.500 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 11.500 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 5.750 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 1.917,05 kg 4 int = 8 mm = 46.000 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

55.715,579 hp 11.143,116 hp 5.571,5582 hp 1.857,186 hp 44.572,465 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

260

Obs.: O X sobre as turbinas 1 e 4 indica hipoteticamente como seria a visão externa caso não existissem essas turbinas originais. E, em face da proximidade de CAL , (do “novo” Jumbo e do “velho” Jumbo), imagina-se quanta economia haveria no consumo de combustível.


Francisco Bedê

ASSISTED TAKE-OFFS THE FIRST “ASSISTED” TAKEOFF OCCURRED WITH THE BROTHERS WRIGHT ON DECEMBER 17, 1903, IN KITTY HAWKUSA, WHEN THEIR FLIGHT EQUIPMENT DESIGNATED FLYER 1, WAS CATAPULTED. ORVILLE WRIGHT

WILBUR WRIGHT

Techinical Especifications of FLYER 1: (planner 1) Motor: 1 x Wright Horizontal 4 of 4 cylinders, in line, water cooled, of 12 hp, weighting 77,3 kg Propeller: 2 x Wright eliptic of 2.59 m, each carved to rotate in one direction MTOW = 338 kg

SUCH FACT IN 1903, (CATAPULT), CONSECRATED THE WRIGHT BROTHERS AS THE INVENTORS OF THE MOTORIZED PLANTER.

261


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

O PORQUÊ DO FLYER-1 NÃO TER PODIDO DECOLAR EM 1903 COM SEUS PRÓPRIOS MEIOS E, ASSIM, TER SIDO CLASSIFICADO COMO “PLANADOR” MOTORIZADO

Eixo Y (kg) PMD

490,00

Explicação científica (matemática): O APLICATIVO DIAGRAMÁTICO DE CAL presta-se para enquadrar máquinas aéreas que têm competência técnica para decolar por meios próprios, como é o caso dos AVIÕES e não, necessariamente, para enquadrar máquinas aéreas do tipo PLANADOR. Por exemplo, se tomarmos os gliders dos Irmãos Wright, os mesmos serão enquadrados no SETOR RÓSEO, (conforme aplicativo ao lado), exatamente, porque não tinham, à época, potência suficiente para decolar por meios próprios, o que caracteriza uma

(aplicativo padrão)

493,00

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

440,00 390,00

“incompetência técnica” para sair do chão (VLof).

340,00 290,00

PMD = 338 kg; Pot = 12 hp; CAL = 28,16

240,00

PMD = 419 kg; Pot = 15 hp; CAL = 27,93

FLYER I (1903)

FLYER II (1904)

190,00

FLYER III (1906)

140,00

PMD = 323 kg; Pot = 20 hp CAL = 16,15

90,00 Não há decolagens

40,00

Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

368,421

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

50,000 kg 10,000 kg 5,000 kg 1,667 kg 40,000 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

CAL = 16,43 B = PMD = = 493 kg Pot = 40 hp; CAL = 12,32

Tarjeta de valores para o Eixo Y 5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

A= PMD = 493 kg Pot = 30 hp

48,44833 hp 9,6896666 hp 4,8448333 hp 1,6149444 hp 38,758666 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

262

Flyer A – 1907 Flyer B – 1909

Nota: A diferença fundamental entre planador e avião: 1) planador é rebocado, catapultado, lançado, etc; e; 2) avião decola com os próprios meios. .


Francisco Bedê OS PRIMEIROS MODELOS DE PLANADOR DOS IRMÃOS WRIGHT AINDA USAVAM CATAPULTA 8 de agosto de 1908: A catapulta que serviu para lançar o FLYER dos Irmãos Wright, sendo montada em Le Mans – França,

IN PORTUGUESE NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Wilbur Wright (1867-1912)

Filme com 5 legendas em inglês: (1) THE WRIGHT BROTHERS

19 a 22 de agosto de 1909: Catapulta e Trilho para o modelo FLYER dos “WRIGHT”, sendo montados por Lefébvre para decolar na “Grande Semana de Aviação”, em Champagne - França.

(2) Wilbur Wright (???) Le Mans, France, Fall 1908.

Successful since 1903, they gave the first public demonstrations of contolled flight as we know it today in France, Italy and the United States.

(3) The early Wright machines started from a track. They landed on skids.

(4) Hauling up the weight that catapulted the plane from the rail.

(5) Wilbur Wright sets a new altitude record. The balloons (???) 300 feet.

Orville Wright (1871-1948) (ver vídeo de montagem da catapulta instalada ao fundo e a esquerda, auxiliando a decolagem)

Em 17 de dezembro de 1903: Planador Flyer

(Clique no centro dos 2 vídeoclipes)

263


Francisco Bedê NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE Eixo Y (kg) PMD

EM 1909: GOLDEN FLYER, DECOLANDO SEM CATAPULTA (*) GOLDEN FLYER - Avião motorizado dos Irmãos Wright decolando por meios próprios em 1909, (como AVIÃO NOTÁVEL).

(aplicativo padrão)

490,00

Este Autor, com o presente ESTUDO, tem a chance de reconhecer as primazias tanto de ALBERTO SANTOS DUMONT como dos IRMÃOS WRIGHT e que, por via de consequência do resultado do presente estudo, se sente com autoridade para dizer que a linha do tempo foi demarcada duas vezes no início do Século XX, por:

440,00 390,00 340,00 290,00

1) Irmãos Wilbur e Orville Wright, em 1903: tendo a primazia de se elevar ao espaço atmosférico com um PLANADOR MOTORIZADO com auxílio de uma catapulta.

240,00

2) Santos Dumont, em 1906: tendo a primazia de se elevar ao espaço atmosférico com um AVIÃO por meios próprios.

190,00

140,00 Não há decolagens

90,00 40,00

Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

50,000 kg 10,000 kg 5,000 kg 1,667 kg 40,000 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

(condição notável)

368,421

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

8,27

Tarjeta de valores para o Eixo Y 5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

GOLDEN FLYER 1909 (*) inicialmente foi chamado de “Ouro Bug” PMD = 376 kg Pot = 50 hp; CAL = 7,52

48,44833 hp 9,6896666 hp 4,8448333 hp 1,6149444 hp 38,758666 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

264

(*) Nota: a imagem acima e dados pertinentes estão às págs. 25, 228 e 229 do livro “Todos os Aviões do Mundo”, de Enzo Angelucci, Cia. Melhoramentos, 5ª. Edição, 1982.


Francisco Bedê RÉPLICA DO FLYER CONSTRUIDO DEPOIS DE 1 (UM) SÉCULO, (EM 2003) IN PORTUGUESE 2003: “TENTATIVA DE DECOLAGEM SOBRE TRILHO” DE RÉPLICA DO FLYER, FEITA UM SÉCULO APÓS A “CATAPULTAGEM” DO FLYER ORIGINAL (EM 1903). (SEM ÊXITO PORQUE NÃO TEVE O AUXÍLIO DE UMA CATAPULTA)

265


Francisco Bedê

TAKE-OFFS CATAPULTED ON AERODROME SHIP (NAe) FOR THE EMBARKED PLANE “TAKE OFF THE AIR”: ITS TAKEOFF DOES NOT DEPEND ON THE NORMAL “CAL”. DEPENDS ON THE STRENGTH OF THE CATAPULT.

266


Francisco Bedê DECOLAGENS ASSISTIDAS – (AVIÃO CATAPULTADO DE NAVIO AERÓDROMO) ATUAÇÃO DE FORÇAS DIFERENTES SOBRE UM MÓVEL – (avião em porta-aviões) (Relembrando um pouco de FÍSICA e de MATEMÁTICA)

IN PORTUGUESE

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

O cálculo da resultante (R) de dois vetores atuando em direção e intensidade diferentes sobre um móvel pode ser calculada de duas formas: pelo processo gráfico e/ou pelo processo trigonométrico.

α = 46º e mantendo-se o paralelismo, traslada-se os vetores 1ª. Forma: Processo gráfico – Tendo-se conforme mostrado na figura abaixo. Medindo-se milimetricamente tem-se: vetor A = 27 mm; vetor B = 42 mm; resultante R = 63,78 mm. Em seguida faz-se uma “regra de três”. Por exemplo, se o vetor A, de 27 mm, vale 10 kgf, então, ter-se-á: Caso genérico:

A

α

R

0 B

(iniciando a decolagem -V0 com catapulta)

27 mm 42 mm 63,78 mm

10 kgf (=A) B kgf

(alcançando a

Donde: cos

α

B = 15,55 kgf;

R kgf

R = 23,62 kgf 267

VLof )

= cos 46º = 0,69466


Francisco Bedê 2ª. Forma: Processo trigonométrico – Com ângulo = 0º tem-se do gráfico último, pela lei dos COSSENOS, que a resultante R é obtida de acordo com a fórmulaα seguinte:

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE

A² + B² + ( 2 . A . B . COS

R =

(Vf)²

= (Vo)² + (2 . a . Δx)

α)

(I)

(da Física)

(II)

Onde:

R=

A² + B² + ( 2 . A . B ) =

(A+B) ² = A+B

(III)

Resultante (vetor) = R

Vetores = A e B Ângulo formado entre os dois vetores =

(CONVÉS DO PORTA-AVIÕES)

α = 0º

Velocidade inicial = Vo

Velocidade final = Vf

Cosseno do ângulo = cos

α;

Aceleração = a

0 (A = catapulta)

Espaço = Δx Se

α = 0º,

(B = avião catapultado)

tem-se Cos 0º = 1

Postas estas últimas considerações, verifica-se que o ângulo entre os dois vetores, (catapulta e empuxo do motor do avião), é ZERO. Se α = 0, então, o cosseno será: COS α = COS 0 = 1

Considerando-se o seguinte exemplo: 1º.) que o convés tem Δx = 200 m; 2º.) que o avião embarcado tem velocidade de rotação de Vr = 120 mph; 3º.) que a velocidade da catapulta em 2 segundos é de Vcatapulta = 165 mph (264 km/h) Obs.: No caso de porta-aviões, pelo fato do convés ter distância crítica para decolagem, consideraremos Vr em vez de VLof

268


Francisco Bedê DOIS SISTEMAS SEPARADOS DE PROPULSÃO - (OUTRO MODO DE ESTIMAR A FORÇA DE UMA CATAPULTA EM NAVIO AERÓDROMO NAe, RELACIONANDO-SE ENERGIA CINÉTICA COM FORÇA MÉDIA) http://books.google.com.br/books?id=2MI3AgAAQBAJ&pg=PA265&lpg=PA265&dq=QUAL+A+FOR%C3%87A+DE+UMA+CATAPULTA+EM+PORTAAVI%C3%95ES&source=bl&ots=FHKSnqZKtZ&sig=kOh9kX7GVh0L2kNHvqYvsmk6HaE&hl=ptBR&sa=X&ei=ejzLUtX4E63IsAS8mYLIDQ&ved=0CEgQ6AEwBQ#v=onepage&q=QUAL%20A%20FOR%C3%87A%20DE%20UMA%20CATAPULTA%20EM%20PORTAAVI%C3%95ES&f=fals

A mais comum das configurações para partidas e pousos de aviões num navio-aeródromo (NAe) é a de DEQUE SUPERIOR PLANO, o qual serve de pista de decolagem e/ou de aterragem. Na decolagem uma catapulta a vapor acelera o avião, com os motores ligados no máximo de potência, gerando aproximadamente 100 kN (= 10.197,04 kgf = 22.478,63 lbf) de propulsão para, em 2 segundos, ajudar a atingir a velocidade mínima necessária para decolar, isto é, de Velocidade Zero (em relação ao NAe) até (VOF) de 264 kmh = 142 kt, (em relação a superfície da Terra), em uma distância de 90 m (relativa ao NAe). Já na aterragem o avião, movendo-se a cerca de 240 kmh = 130 kt, deve estar equipado com ganchos de retenção que encaixam num dos quatro cabos estirados ao longo do DEQUE, o que permite travar completamente o avião numa distância máxima de 100 m após o engate no cabo. Assim compreendido e aceito para fins de exercícios acadêmicos, quando se relaciona “energia cinética” com “força média da catapulta”, e tomando-se por exemplo o avião tipo Hornet F/A-18C/D completamente carregado, de massa 23.500 kg e, ainda, de acordo com o desenvolvimento de equações fundamentais apresentadas pelo site acima citado. Assim, tem-se que a “força média” (FM) exercida pela catapulta sobre a aeronave considerada será de um valor maior que o dobro da força produzida pelos seus motores (POT = empuxo em lbf convertido para hp). Conclui-se que um Hornet F/A-18C/D jamais poderia decolar de um DECK de 300 m do porta-aviões sem ajuda da catapulta. Finalmente, significa dizer de forma bem simplista e como regra geral, que a “força final” (FF) é a soma da força produzida pelos motores (POTÊNCIA INSTALADA) mais a força média (FM), determinando um Coeficiente “Angular” de Sustentação CAL de valor próximo de CAL = 1,33 - que é, teoricamente, o valor adimensional de “máxima eficácia”. Ou sejam as fórmulas:

IN PORTUGUESE

FF = POT + FM FF = POT + (2 x POT)

No caso do Hornet F/A-18C/D, ter-se-ia em função da ação (força) da catapulta: HORNET F/A-18C/D (bi-reator) http://en.wikipedia.org/wiki/McDonnell_Douglas_F/A-18_Hornet#Specifications_.28F.2FA-18C.2FD.29

PMD = (considerando-se o site acima) = 23.500 kg POT = (2 motores) = 2 x 11.000 lbf = 22.000 lbf

269

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)


Francisco Bedê

Reduzindo-se, tem-se que: Vcatapulta = 165 mph = 264 km/h (em 2 seg);

Vcatapulta = 264 km/h ÷ 3,6 = 73,33 m/s²

Vr = 120 mph = 192 km/h;

Vr = 192 km/h ÷ 3,6 = 53,33 m/s²

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Substituindo-se em (II) tem-se que:

(73,33)² = (0)² + (2 . a . 200) ;

IN PORTUGUESE

5.377,28 = a . 400 ;

aceleração = a = 5.377,28 ÷ 400 = 13,44 m/s²

Do mesmo modo, para atingir a velocidade final de Vr = 53,33 m/s:

(53,33)² = (0)² + (2 . 13,44 . Δx ) ; 2.844 = 26,88 x Δx ;

Δx = 105,80 m

SABENDO-SE QUE DOS 200 metros DE CONVÉS SOMENTE SERÃO NECESSÁRIOS 105,80 metros PARA O AVIÃO “ESTAR NO AR” CATAPULTADO, CONCLUI-SE QUE A DECOLAGEM NÃO DEPENDE DO “CAL ” NORMAL DO AVIÃO EMBARCADO.

APENAS, DEPENDE DA FORÇA DA CATAPULTA.

0

(A = catapulta)

(CONVÉS DO PORTA-AVIÕES)

270

(B = avião catapultado)


Francisco Bedê FORÇA AERONAVAL – NAVIO AERÓDROMO (NAe)

MARINHA DA RÚSSIA

Eixo Y (kg) PMD

(2) SUKOI SU-30 MKI

(Número multiplicador = 80)

39.200 35.200 31.200

(1) SUKHOI SU-30MKI

27.200

PMD: 38.800 kg Potência = 2x29.400 lbf = 58.800 lbf

23.200

(3) SUKOI SU-30 MKI

19.200 15.200

SUKHOI SU-37MR

11.200

PMD = 34.000 kg Potência = 2x32.000 lbf = = 64.000 lbf Não há decolagens

7.200

SUKHOI SU-33 PMD = 33.000 kg

3.200 Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

Su-33#Specifications

29.473,68

27.200,00

23.324,16

19.448,24

15.572,32

11.696,48

7.820,64

3.944,8

Potência = 2x16.750 lbf = = 33.500 lbf SUKOI SU-33

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 4.000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 800 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 400 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 133,36 kg 4 int = 8 mm = 3.200 kg

http://en.wikipedia.org/wiki/Sukhoi_

5 int = 10 mm = 3.875,86 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 775,173 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 387,586 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 129,195 hp 4 int = 8 mm = 3.100,69 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

271

http://pt.wi kipedia.or g/wiki/Suk hoi_Su-33

SUKOI SU-37 MR


Francisco Bedê FORÇA AERONAVAL – NAVIO AERÓDROMO (NAe)

MARINHA DOS EUA

Eixo Y (kg) PMD

F-14D TOMCAT https://en.wikipedia.org/wiki/Grumm an_F-14_Tomcat#Specifications_(F14D)

(Número multiplicador = 150)

73.500

PMD: 33.720 kg Potência: 2 x 16.610 lbf = = 33.220 lbf

66.000

Portaaviões NIMITZ

58.500 51.000 43.500

(Clique no centro dos 2 vídeoclipes)

36.000 28.500 21.000 13.500

Não há decolagens

6.000 Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

55.263,1

51.000,0

43.732,8

36.465,4

29.198,1

21.930,9

14.663,7

7.396,5

C-130 pousando e decolando no USS FORRESTAL

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

7.500 kg 1.500 kg 750 kg 250,05 kg 6.000 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

HÉRCULES C-130 - E PMD = 70.300 KG (decolagem em pista normal (asfalto, concreto) POTÊNCIA: (quadrimotor): 4 x 3.210 kW = 12.840 kW = 17.218 shp;

7.267,2495 hp 1.453,4499 hp 726,72499 hp 242,24166 hp 5.813,7999 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

272

Obs.: o teste foi feito com PMD de 54.884 kg, de modo que a decolagem com catapulta exigiu 227 m e o pouso exigiu 140 m – (o comprimento do USS FORRESTAL é de 300 m)


Francisco Bedê FORÇA AERONAVAL – NAVIO AERÓDROMO (NAe)

MARINHA DO REINO UNIDO – (UKD)

Eixo Y (kg) PMD

(Número multiplicador = 80)

39.200

MARINHA REAL BRITÂNICA 4 / JULHO / 2014: LANÇAMENTO DO MAIS MODERNO PORTA-AVIÕES DO MUNDO

LOCKHEED F-35: (empuxo vetorado) (decolagem na vertical,) http://en.wikipedia.org/wiki/Lockheed_Ma rtin_X-35#Specifications_.28F-35.29 PMD (peso bruto máximo) = 27.220 kg POTÊNCIA: (1) Empuxo a Seco = 28.000 lbf ≈ 8.935 hp

35.200 31.200 27.200 23.200 19.200

THE WALL STREET JOURNAL

15.200 11.200

Porta-aviões HMS QUEEN ELIZABETH

7.200 WSJ Live

3.200

Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

29.473,6

27.200,00

23.324,16

19.448,24

15.572,32

11.696,48

7.820,64

3.944,8

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 4.000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 800 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 400 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 133,36 kg 4 int = 8 mm = 3.200 kg

5 int = 10 mm = 3.875,86 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 775,173 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 387,586 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 129,195 hp 4 int = 8 mm = 3.100,69 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

273

F-35B


Francisco Bedê FORÇA AERONAVAL – NAVIO AERÓDROMO (NAe)

MARINHA DA FRANÇA

Eixo Y (kg) PMD

Navio Aeródromo Charles de Gaulle "Honneur, Patrie, Valeur, Discipline"

(Número multiplicador = 80)

39.200 35.200 31.200 27.200

Super Étendard Modernisé PMD = 12.000 kg POT = 49 kN = 4.996 kgf = = 11.014 lbf

23.200 19.200 15.200

Super Étendard Modernisé

11.200 7.200

Não há decolagens

Outros aviões embarcados:

3.200 Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

29.473,6

27.200,0

23.324,16

19.448,24

15.572,32

11.696,48

7.820,64

3.944,8

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 4.000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 800 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 400 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 133,36 kg 4 int = 8 mm = 3.200 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

3.875,86 hp 775,173 hp 387,586 hp 129,195 hp 3.100,69 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

274

Dassault Rafale M PMD = 24.500 kg POT = 73 kN = 7.444 kgf = = 16.411 lbf

E-2C Hawkeye PMD = 26.083 kg POT = 2 x 5.100 shp = = 10.200 shp


Francisco Bedê FORÇA AERONAVAL – NAVIO AERÓDROMO (NAe)

MARINHA DA CHINA

Eixo Y (kg) PMD

,,

J-15 Shenyang PMD = 33.000 kg POTÊNCIA = 2 x 89.17 kN = 2 x 20.050 lbf = = 40.100 lbf

(Número multiplicador = 80)

39.200 35.200 31.200 27.200 23.200 19.200 15.200 11.200

Não há decolagens

7.200

Eixo X (hp)

3.200

0

Porta-aviões Liaoning

POTÊNCIA

29.473,6

27.200,00

23.324,16

19.448,24

15.572,32

11.696,48

7.820,64

3.944,8 Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 4.000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 800 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 400 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 133,36 kg 4 int = 8 mm = 3.200 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

3.875,86 hp 775,173 hp 387,586 hp 129,195 hp 3.100,69 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

275

J-15


Francisco Bedê FORÇA AERONAVAL – NAVIO AERÓDROMO (NAe)

MARINHA DA ÍNDIA

Eixo Y (kg) PMD

Navio Aeródromo Vikramaditya

(Número multiplicador = 80)

39.200 35.200 31.200 27.200 23.200 19.200

MIG-29K PMD: 24.500 kg (= embarcado) POTÊNCIA: 2 X 19.800 lbf = = 39.600 lbf

15.200 11.200

Não há decolagens

7.200

Mig-29K

3.200 Eixo X (hp) POTÊNCIA

0 29.473,6

27.200,00

23.324,16

19.448,24

15.572,32

11.696,48

7.820,64

3.944,8

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 4.000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 800 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 400 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 133,36 kg 4 int = 8 mm = 3.200 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

3.875,86 hp 775,173 hp 387,586 hp 129,195 hp 3.100,69 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

276

(Créditos de fotos-Oleg Perov)


Francisco Bedê FORÇA AERONAVAL – NAVIO AERÓDROMO (NAe)

MARINHA DO BRASIL

Eixo Y (kg) PMD

Navio Aeródromo São Paulo

(Número multiplicador = 80)

39.200

“NON DVCOR DVCO”

35.200

Lema da cidade de São Paulo – SP - Brasil:

31.200

“Eu não sou conduzido. Eu conduzo.”

27.200

(I am not led. I lead.”)

23.200 19.200 Não há decolagens

15.200

AF-1 FALCÃO (A-4 KU-SKYHAWK) PMD: 11.600 kg (embarcado) POTÊNCIA: 9.300 lbf

11.200 7.200

(Clique no centro do vídeoclipe)

3.200 Eixo X (hp) POTÊNCIA

0

29.473,6

27.200,00

23.324,16

19.448,24

15.572,32

11.696,48

7.820,64

3.944,8

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 4.000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 800 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 400 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 133,36 kg 4 int = 8 mm = 3.200 kg

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

3.875,86 hp 775,173 hp 387,586 hp 129,195 hp .100,69 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

277

(Crédito para Rob Schleifert & Corné Rodenburg)


Francisco Bedê

THE CURIOUS SIDE SHOWN BY THE CAL STANDARD APPLICATION IDENTIFYING AND COMPARING THE AIRCRAFT “AERODYNAMIC FORCES” WITH THE “POTENTIALIZED EFFORT” OF MOST PREY BIRDS: THE HIGH AND VIGORANT ROYAL EAGLE, WHEN “HUNTING AND TAKING OFF” WITH A MOUNTAIN GOAT.

278


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

RELAÇÃO “MASSA POR ENERGIA” - (ALGOTITMO DE DUMONT) TEXTO COMPARTILHADO TRATANDO DA POTÊNCIA NECESSÁRIA PARA UM AVIÃO DECOLAR COM SEU PESO MÁXIMO E DO ESFORÇO DISPENDIDO PELA MAIOR DAS AVES DE RAPINA AO CARREGAR SUA PRESA

Considerações iniciais Dada à semelhança das forças aerodinâmicas que atuam tanto no voo dos aviões como no voo das aves de rapina, eis a seguir um método prático para estimar-se em hp a potência do “bater de asas” dessas aves, (por exemplo: da águia real). Tecnicamente, para a “Física do Voo”, tanto um AVIÃO como uma AVE são considerados “aerofólios”, pois, ambos possuem “ASAS, FUSELAGEM E/OU CORPO”. Tendo em vista as forças aerodinâmicas que atuam no voo de um AVIÃO serem as “mesmas” encontradas no voo de uma AVE, há a considerar algumas “diferenças” em sua aplicação, já que atuam de modo semelhante e não, necessariamente, de modo igual. AVIÃO

AVE

NOS AVIÕES AS ASAS SÃO FIXAS, ISTO É, NÃO SE MOVIMENTAM.

NAS AVES AS ASAS - (MEMBROS ANTERIORES) - SÃO MÓVEIS, ISTO É, SE MOVIMENTAM PELO “BATER DE ASAS” .

O PMD (peso máximo de decolagem) É A SOMA DOS SEGUINTES PESOS “p”:

O “PMD” (peso máximo de “decolagem”) É O PESO DO PRÓPRIO CORPO DA AVE (“pb”) ACRESCIDO DO PESO DA SUA “CARGA” (“pcrg”) NAS GARRAS, ISTO É, A “PRESA”. PORTANTO:

(pb) BÁSICO + (ptrip) TRIP .+ (ppax) PASSAGEIROS + (pcomb) COMBUSTÍVEL + CARGA (pcrg) (= bagagens, malas, volumes, armamento, bombas, etc.) ISTO É:

“PMD” = “pb” + “pcrg”

PMD = pb + ptrip + ppax + pcomb + pcrg TEM MOTORIZAÇÃO – potência de motor convencional (hp), ou de motor turboélice (shp), e/ou de motor turbojato/turbofan (lb.f) – (convertidos para hp

NÃO TEM “MOTORIZAÇÃO”. APENAS A AVE SE VALE DO ESFORÇO DE SUAS ASAS - O “BATER ASAS” - QUE PODERÁ SER ESTIMADO EM hp

279


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

AVIÃO O AVIÃO DE ASA FIXA NECESSITA FAZER UMA CORRIDA NO SOLO PARA DECOLAR. POR ISSO, POSSUI TREM-DE-POUSO ROBUSTO, TIPO “TRICICLO E/OU TRIQUILHA”.

EM VOOS CURTOS OU LONGOS, DE DIA OU DE NOITE, OS AVIÕES PODEM VOAR NA CHUVA, NÃO SÓ PORQUE SEUS MOTORES PODERÃO SUPORTAR O PESO “EXTRA” DA ÁGUA A “ENVOLVÊLOS”, COMO TAMBÉM, PORQUE TÊM INSTRUMENTOS DE BORDO QUE OS “CAPACITAM” A NÃO SOFRER “DESORIENTAÇÃO ESPACIAL”. COM RELAÇÃO À VARIAÇÃO DE PRESSÃO E TEMPERATURA AMBIENTES, HÁ NA DECOLAGEM A NECESSIDADE DE SE CONSULTAR O MANUAL DE VOO SOBRE OS NOVOS PARÂMETROS PERTINENTES PARA INICIAR O VOO. NORMALMENTE, OS AVIÕES POSSUEM ESTRUTURA SUFICIENTEMENTE FIRME PARA ENFRENTAR O MAU TEMPO, VENTOS FORTES, ETC. O AQUECIMENTO CINÉTICO DO AVIÃO VARIA DE ACORDO COM A VELOCIDADE.

AVE A AVE PARA “DECOLAR” NÃO PRECISA, NECESSARIAMENTE, CORRER NO CHÃO; NO MÁXIMO DARÁ 2 OU 3 PULOS COM SEU PAR DE MEMBROS POSTERIORES - (PÉS COM GARRAS) PARA “DESPREGAR-SE DO SOLO”.

NORMALMENTE, SEUS “PÉS” SÃO LEVES E DO TIPO “PNEUMÁTICOS”. NORMALMENTE NÃO SE VÊ AVES VOANDO NA CHUVA. TAMPOUCO NO PERÍODO NOTURNO, EXCETO AS CORUJAS E OS CURIANGOS CUJAS RAZÕES SERIAM AS SEGUINTES: (1) DO NASCER ATÉ AS 09:00 hs E DAS 15:00 hs ATÉ O PÔR-DO-SOL, É QUANDO AS AVES UTILIZAM MAIS ESSES PERÍODOS PARA VOAR E CAÇAR. JÁ POR VOLTA DO MEIO-DIA, A ATIVIDADE DE VOO DIMINUI PORQUE O CALOR É MAIOR. ASSIM, AS AVES PREFEREM FICAR QUIETAS E PARADAS, SEM BUSCAR O ALIMENTO; (2) QUANDO A CHUVA “MOLHA” AS PENAS, A SUA CAPACIDADE DE SUSTENTAR-SE EM VOO CAI SIGNIFICATIVAMENTE. POR EXEMPLO, SE UMA AVE “MOLHA-SE” AO TENTAR PESCAR UM PEIXE PESADO, ELA TERÁ DIFICULDADES PARA “DECOLAR” COM SUA PRESA; (3) EMBORA POSSUAM VISÃO MUITO APURADA, AS AVES PRECISAM DA LINHA DO HORIZONTE PARA SE “EQUILIBRAR” EM VOO, FAZER VOOS RAZANTES, VOOS PICADOS, ETC; (4) AO MIGRAREM LONGAS DISTÂNCIAS E SE FOREM “MOLHADAS” PELA CHUVA, CERTAMENTE, AS AVES IRÃO DESPENDER MAIS ENERGIA E O VOO PODERÁ SER COMPROMETIDO PORQUE A ÁGUA AUMENTARÁ O SEU PESO; (5) EMBORA AS CORRENTES AÉREAS SEJAM PROPÍCIAS AO VOO PLANADO, AS AVES EVITAM VOAR NOS DIAS DE VENTOS FORTES POR CAUSA DE SUA ESTRUTURA FÍSICA. SÃO OS MÚSCULOS PEITORAIS QUE DETERMINAM O “BATER DE ASAS”. AS AVES SÃO HOMEOTÉRMICAS, ISTO É, A TEMPERATURA DO CORPO PRATICAMENTE NÃO VARIA COM AS MUDANÇAS DE TEMPERATURA DO MEIO AMBIENTE, QUER VOANDO OU QUER PARADAS.

280


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

AVIÃO

AVE TREM DE POUSO

“GARRAS”

Nos aviões é fundamental que o sistema de trem de pouso seja robusto. Enquanto estiver pousado no solo suas rodas funcionam como “garras”:

281

Nas aves de rapina seus pés são formados de garras poderosas, normalmente, em número de 4:


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

...INSERIR REDUTOR PARA VISUALIZAR CAL = 1,33 NO APLICATIVO DAS ÁGUIAS, POIS O QUE INTERESSA É O COEFICIENTE “ANGULAR” DE MÁXIMA EFICÁCIA.

NO APLICATIVO PADRÃO, EM AMBOS OS EIXOS DE COORDENADAS CARTESIANAS...

tg 82,51º = CAL 7,60 = (375÷49,31) .: m = 7,60 tg 81,74º = CAL 6,89 = (340÷49,31) :: m = 6,89 tg 67,55º = CAL 2,42 = (490÷202,73) .: m = 2,42

EIXO DOS SENOS Eixo Y – PMD (kg)

490,00 NHD 440,00

tg 53,07º = CAL 1,33 = (490÷368,42) .: m = 1,33

m

EIXO DAS TANGENTES

Setores de decolagens

390,00

m = Coeficiente Angular de Sustentação (CAL )

TABELA PROPOSTA PELO AUTOR – (convenção)

340,00

Operacionalidade (custos “qualitativos”)

290,00

CAL

240,00

“MÁXIMA” EFICÁCIA

190,00

EFICÁCIA “ESPERADA”

1,73 a 2,41

EFICIÊNCIA “comprovada” (SETOR VERDE) “súper” EFICIÊNCIA (setor amarelo) “inesperada” eficiência

2,42 a 4,99

140,00 90,00 NHD = Não há decolagens 40,00

1,33 a 1,72

5,00 a 6,89 6,90 a 7,60

Eixo X - POTÊNCIA (hp) EIXO DOS COSENOS

0 368,42

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

282


Francisco Bedê APLICATIVO PADRÃO

IN PORTUGUESE

APLICATIVO DAS ÁGUIAS Redutor = 4,9

490,00

m

100,00

m

440,00

89,79

390,00

79,59 m = tg 53,07º =

340,00

m = tg 53,07º =

69,39

= CAL 1,33 = .:.

(49 intervalos)

= (490÷368,42)

290,00

m = 1,33

240,00 190,00

= (490÷368,42)

59,18

.:.

m = 1,33

48,98 38,78

140,00

28,57

90,00

18,37

40,00

8,16 0

0

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

48,44833 hp 9,6896666 hp 4,8448333 hp 1,6149444 hp 38,758666 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

283

75,18 69,39

50,000 kg 10,000 kg 5,000 kg 1,667 kg 40,000 kg

59,50

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

Tarjeta de valores para o Eixo Y Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 10,20 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 2,04 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1,02 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 0,34 kg 4 int = 8 mm = 8,16 kg

49,61

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

39,72

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

29,84

Tarjeta de valores para o Eixo Y

19,95

(38,02 intervalos)

10,06

368,42

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

= CAL 1,33 =

Tarjeta de valores para o Eixo X Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 9.89 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 1,98 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 0,99 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 0,33 hp 4 int = 8 mm = 7,91 hp


Francisco Bedê EXEMPLO PADRÃO DE AVE DE RAPINA: A ÁGUIA REAL IN PORTUGUESE

y (“kg” de valor conhecido CAL =

x (“hp” de valor desconhecido)

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Como a condição buscada é de eficácia (x), onde o CAL “máximo” refere-se ao ângulo 53,07º então, tem-se como tangente desse ângulo o valor 1,33042 que, arredondado para duas casas decimais, dá: 1,33 (= CAL) Donde, substituindo-se os valores tem-se para a cabra montesa:

CAL

57

1,33

= 1

57

x

= x

1

57 =

x

1

1,33

57

X=

1,33

x = 42,85 hp ≈ 43 hp

CONCLUSÃO: O exemplo da cabra montesa demonstra com absoluta certeza que a Águia Real tem uma “potência” equivalente, no mínimo, a 43 hp. Qualquer presa com massa de 45 kg (= 57 – 12), ou de menor valor, poderá ser “agarrada” pela Águia Real com toda a facilidade. Veja nas páginas-slides seguintes como essa condição se apresenta graficamente: (*) “PMD” = PESO MÁXIMO DE DECOLAGEM (massa total em kg de saída do solo)

284


Francisco Bedê ´Valores de pesos médios: Águia real = 12 kg (vive até 70 anos) Cabra montesa (fêmea) = 45 kg

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

“PMD” = 12 + 45 = 57 kg 42,85 (43) hp = 57 ÷ 1,33

IN PORTUGUESE

1,33

tg 53,07º = CAL 1,33 = (100÷75,19) .: m = 1,33 (r1)

CAL

Eixo Y m

r1

CAL =

89,79

Y

1

X

79,59

x =

x

69,39

x 57

59,18

48,98 38,78

tg Ɵ =

Y (= CAL)

28,58

X 18,37 Eixo X (hp)

Y 0 75,19 69,39

59,50

49,62

39,72

28,84

19,95

10,06

POTÊNCIA (Águia transportando em voo uma cabra montesa)

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

(Confira a seguir os resultados para CAL = 1,33 através dos vários videoclips) 285

1

x

= 42,85 ≈ 43 hp

1,33

8,16

=

=

PMD (kg)

100,00

y

57


Francisco Bedê “PMD” = 12 + 45 = 57 kg

´Valores de pesos médios: Águia real = 12 kg (vive até 70 anos) Cabra montesa (fêmea) = 45 kg

42,85 (43) hp = 57 ÷ 1,33

1,33

tg 53,07º = CAL 1,33 = (100÷75,19) .: m = 1,33 (r1)

IN PORTUGUESE

CAL CAL =

Y

1

X

x =

RD v

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

20,74

6,00

“DIAGNÓSTICO”

v

=

=

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

NHD

y 1

x 57

NHD

tg Ɵ =

Y

(= CAL)

X

ALGORITMO DE SANTOS DUMONT

CAL = 1,33

(Águia transportando em voo uma cabra montesa)

(Confira a seguir os resultados para CAL = 1,33 através dos vários videoclips) 286

x

= 42,85 ≈ 43 hp

1,33

v

57


Francisco Bedê A MAIOR DAS AVES DE RAPINA “CAÇADORAS” NA NATUREZA: NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE

A ÁGUIA REAL GIGANTE (± 12 kg), LEVANTANDO AO ESPAÇO UMA CABRA MONTESA (± 45 kg), EXECUTANDO UMA VERDADEIRA “DECOLAGEM” AO PRATICAR ESFORÇO MÁXIMO, OU SEJA, UM VOO DE “MÁXIMA” EFICÁCIA PARA CAL de 1,33 Total “PMD” (ÁGUIA + CABRA) = 12 + 45 = 57 kg (CAL de 1,33 para identificar “esforço” de 43 hp aproximadamente) (Clique no “triângulo”, embaixo e à esquerda do vídeo, para ver o clip)

287


Francisco Bedê

A ÁGUIA REAL GIGANTE, (± 12 kg), CAÇANDO CABRAS IN PORTUGUESE

MONTANHESAS, (MONTESAS) (± 45 kg) .:. Total “PMD” = 57 kg

(CAL de 1,33 para identificar “esforço” de 43 hp aproximadamente) (Clique no “triângulo”, embaixo e à esquerda do vídeo, para ver o clip)

288

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)


Francisco Bedê A ÁGUIA REAL (12 kg) “DECOLANDO” COM COBRA DAGUA MARINHA (15 kg) Total “PMD” = 12 + 15 = 27 kg IN PORTUGUESE (Clique no “triângulo”, embaixo e à esquerda do vídeo, para ver o clip)

289

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)


Francisco Bedê A ÁGUIA REAL (± 12 kg) E O COIOTE (45 kg) .:. Total “PMD” = 57 kg (CAL de 1,33 para identificar “esforço” de 42 hp aproximadamente) (Clique no centro para ver o vídeo-clip) IN PORTUGUESE

290

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)


Francisco Bedê

AVE DE RAPINA ATACANDO BICHO PREGUIÇA NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE

291


Francisco Bedê

A ÁGUIA REAL (12 kg) E A TARTARUGA JOVEM (5 kg)

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE

292


Francisco Bedê NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Eixo Y PMD (kg)

100,00

Considerando-se um CAL = 1,33 então, a Águia Real só precisará de um esforço equivalente a: 27 hp para agarrar o salmão Taimen; (sobra de 16 hp) 21 hp para agarrar o coiote; (sobra de 22 hp) 15 hp para agarrar o bicho-preguiça; (sobra de 28 hp) 12 hp para agarrar a cobra do mar e/ou a jovem tartaruga (sobra de 31 hp)

r1

89,79 79,59

Y

tg Ɵ =

69,39

(= CAL)

X

59,18

PMD = 12 + 24 = 36 kg

48,98

Y

38,78 PMD = 12 + 16 = 28 kg

28,58 18,37 8,16 Eixo X (hp)

X

PMD = 12 + 8 = 20 kg

0 75,19 69,39

59,50

49,62

39,72

Tarjeta de valores para o Eixo Y Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 10,20 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 2,04 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1,02 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 0,34 kg 4 int = 8 mm = 8,16 kg

28,84

19,95

10,06

IN PORTUGUESE

POTÊNCIA

Tarjeta de valores para o Eixo X Segmento de reta contendo intervalos: 5 int = 10 mm = 9.89 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 1,98 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 0,99 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 0,33 hp 4 int = 8 mm = 7,91 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

293

PMD = 12 + 5 = 17 kg

PMD = 12 + 5 = 17 kg


Francisco Bedê

EXAMPLES OF ACCIDENTS DUE TO AIRCRAFT BE WITH “ANGULAR” LIFT COEFFICIENT – CAL – ABOVE THE PROVIDED FOR ALGORITHM OF SANTOS DUMONT AND LOADS WITH WEIGHT EXCESSIVE AND DISPLACING THE CENTER OF GRAVITY

294


Francisco Bedê Vídeoclipe do acidente do Cessna 172, por estar com 100 kg acima do peso máximo permitido para decolagem – Isto fez com que o seu CAL passasse a ter o valor de 7,56 e não o previsto de 6,93 mesmo na condição de “avião notável”. Eixo Y (kg) PMD

CESSNA 172 Skyhawk - (acidente fatal por excesso de peso; videoclipe postado na Internet em 21/março/2006) PMD (normal) = 1.110 kg; PESO nesta decolagem = 1.210 kg;

(Número multiplicador = 3)

1.470 1.320 1.170

Para 4 assentos (= 1 pil.+ 3 pax.) PMD = (peso máximo de decolagem) = 1.110 kg POTÊNCIA = = 160 hp CAL = 6,93 (avião notável)

1.020 870 720

Nota: Certamente, além do excesso de peso, o centro de gravidade deslocado contribuiu para o acidente.

ÁUDIO IN SPANISH

570

IN PORTUGUESE

Não há decolagens

420

270 120

Eixo X (hp) POTÊNCIA

0 1.105,26

1.020,0

874,656

729,309

Tarjeta de valores para o Eixo X

Tarjeta de valores para o Eixo Y Segmento de reta contendo 49 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

583,962

438,618

293,274

147,93

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

150 kg 30 kg 15 kg 5,001 kg 120 kg

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 1 int = 2 mm = 6 mini-int = ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 1 mini-int = 0,33 mm = 4 int = 8 mm =

145,34499 hp 29,068999 hp 14,534499 hp 4,8448332 hp 116,27599 hp

O vídeo deste acidente fatal, causado por excesso de peso no avião, desbalanceando-o, (estol), foi postado na Internet (YOUTUBE) em 21 de março de 2006, pelo SUPERSOMONDOCO'S CHANNEL. A apresentadora do vídeo é Nancy Velasco, do “NOTICIAS RCN”, um segmento noticioso do Canal RCN da Colômbia. O avião, um Cessna 172, era operado pela “Patrulha Aérea Colombiana”, uma organização sem fins lucrativos que ajuda as pessoas com assistência médica em lugares remotos da Colômbia. Veja-se que num avião de 4 assentos, havia 5 pessoas a bordo: 1) o piloto Rafael Arena; 2) o chefe da equipe médica Dr. André Gomez Garcia; 3) outro médico auxiliar de nome não relatado; 4) um menino recémoperado; 5) e a mãe do menino; além de outras cargas: garrafa de oxigênio, autoclave e maca. Quatro pessoas morreram instantaneamente, exceto o piloto que veio a falecer dias depois, devido às queimaduras extensas em seu corpo. Link do vídeo de acidente aéreo:

http://www.youtube.com/watch?v=ZWC2XJYgcJU&context=C39a88cbADOEgsToPDskJNx eiFSkWYnSDhsfK_EIOw

Link do canal do autor da postagem: http://www.youtube.com/user/supersomondoco

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

295


Francisco Bedê NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

BOEING 747- 400F - (acidente fatal por excesso de PESO x CG deslocado, em 29/abril/2013, no Afeganistão)

Eixo Y (kg) PMD

http://en.wikipedia.org/wiki/Boeing_747#Specifications

(Número multiplicador = 900)

441.000

BOEING 747- 400F PMD = 396.890 kg; POTÊNCIA = 4 GE CF6-80C2B5F = = 4 x 62.100 lbf = 248.400 lbf

396.000 351.000

"A causa mais provável seria muita carga na traseira", disse o especialista e engenheiro

306.000

Não há decolagens

261.000 216.000

O excesso de carga (excesso de peso) fez o CAL ultrapassar o valor limite do setor do aplicativo diagramático.

171.000 126.000 81.000 36.000

Arthur Rosenberg após analisar o vídeo amador que conseguiu filmar o momento da queda. Segundo ele, o Boeing 747-400 (registro N949CA) da National Air Cargo que se chocou com o chão estava abaixo da velocidade mínima de controle (Vmc), e, além de carga excessiva e de estar fora do centro de gravidade - (CG) - por ter sido deslocada durante a corrida decolagem na Base Aérea de Bagran (Cabul - Afeganistão). Conclui-se que o CAL de 5,00 não representava o verdadeiro CAL pelo fato do excesso de carga não ter sido considerado. Portanto, foi permitido excesso de carga além do previsto. Fonte: http://noticias.uol.com.br/internacional/ultimasnoticias/2013/05/01/excesso-de-peso-teria-causadoqueda-de-aviao-no-afeganistao-diz-especialista.htm

Eixo X (hp) POTÊNCIA

0 331.578,9

306.000,0

262.396,8

218.792,7

175.188,6

131.585,4

87.982,2

44.379

IN PORTUGUESE

(Clique no centro do vídeoclipe)

Tarjeta de valores para o Eixo Y

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

5 int = 10 mm = 45.000 kg 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 9.000 kg ½ int = 3 mini-int = 1 mm = 4.500 kg 1 mini-int = 0,33 mm = 1.500,3 kg 4 int = 8 mm = 36.000 kg

5 int = 10 mm = 43.603,497 hp 1 int = 2 mm = 6 mini-int = 8.720,6999 hp ½ int = 1 mm = 3 mini-int = 4.360,3499 hp 1 mini-int = 0,33 mm = 1.453,4499 hp 4 int = 8 mm = 34.882,799 hp

Axis Y = MTOW = kg; Axis X = POWER = hp

296


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CINCO TÓPICOS CONCLUSIVOS

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1º. TÓPICO CONCLUSIVO: SOBRE A “INTUIÇÃO” DE SANTOS DUMONT - (SEU LADO PRÁTICO) DIFERENÇAS NO EMPREGO DAS DUAS RELAÇÕES: (1) “ENERGIA / MASSA” & (2) “MASSA / ENERGIA” http://monografias.poli.ufrj.br/monografias/monopoli10008635.pdf - Em que diferem as relações: (1) a relação “empuxo (lbf) / peso (kg)” – (ENERGIA / MASSA) – é, modernamente, associada a aviões possuidores de turbinas a jato, por terem motores mais potentes e de alto consumo; (2) já a relação “peso (kg) / potência (hp)” – (MASSA / ENERGIA) – é empregada, historicamente, com aviões providos de motores a hélice, (seja de motor convencional, seja de motor turboélice); portanto, refere-se à proporção cartesiana entre o peso máximo de decolagem (Δy=kg) e a potência entregue pelo motor (Δx=hp), a resultar um coeficiente “angular” de sustentação: CAL=Δy÷Δx Portanto, a relação “peso/potência” refere-se, historicamente, a motor menos potente, do tipo tração (hp/shp). Assim, a tração, (propulsão do tipo “puxa” e/ou propulsão do tipo “empurra”) em um avião à hélice depende da eficiência da hélice (ηp) que exprime “o quanto de energia o motor entrega”, de modo a ser convertida em força de propulsão. - Embora ao tempo de Santos Dumont não se sonhasse com potência a jato do tipo “empuxo (lbf)” – até porque o Pai-da-Aviação e seus contemporâneos só atentavam para a relação “MASSA/ENERGIA” do tipo “kg/hp” – em nada esta relação compromete qualquer cálculo quando empregada com vistas à obtenção de um “coeficiente ´angular´ de sustentação”, que passa a ser um número adimensional identificador de eficiência e/ou de eficácia para TODOS os tipos de aviões do mundo, sejam a jato, sejam a hélice, a consumir combustíveis líquidos puros. - Relembramos que os erros e acertos de Santos Dumont na construção de aviões fizeram com que o Pai-da-Aviação “intuisse” um “Quociente 6” - (ou um quociente de “menor valor”) – determinando assim, um coeficiente “angular” de sustentação na relação matemática “MASSA / ENERGIA”, e que se entende como: pmd (kg) / potência (hp) ≤ 6 ...para que o avião pudesse decolar, isto é, ganhar “sustentação”, ou, dir-se-ia técnica e cientificamente sobre a “intuição” ou lado prático de Santos Dumont, que: o avião depois de vencer a inércia, (V0), e durante a corrida de decolagem vencendo todo o ARRASTO (=RESISTÊNCIA), estaria capacitado a alcançar a desejável SUSTENTAÇÃO, (VLof), se houver “6” (ou menor valor) como resultado de COEFICIENTE “ANGULAR” do quociente: pmd (kg) / potência (hp) ≤ 6 (CAL) - Seguem-se dois VÍDEOCLIPES e FOTOS nas duas páginas-slides seguintes: (1) acidente fatal com um CESSNA 172, (com o correspondente APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRONIZADO); exemplo que é no entender deste Autor, o coroamento de que Santos Dumont estava certo quando “intuiu” a relação PMD / POTÊNCIA INSTALADA resultando um CAL ≤ 6 - Ora, se o CAL fosse bem maior que 6, então, poderia comprometer a segurança de voo na operação de decolagem: (2) acidente fatal após decolagem de um Boeing 747-400, (idem com APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRONIZADO).

297


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2º. TÓPICO CONCLUSIVO: OBJETIVOS GERAIS DO ESTUDO

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

1) SABER-SE QUE AS DECOLAGENS DE TODOS OS AVIÕES MODERNOS DE OCORREM EM FUNÇÃO DE COEFICIENTES “ANGULARES” DE SUSTENTAÇÃO - CAL - DURANTE A CORRIDA NO SOLO, OS QUAIS INFLUEM DIRETAMENTE NA VLof, INDEPENDENTEMENTE DO COMBUSTÍVEL LÍQUIDO CONSUMIDO (GASOLINA OU QUEROSENE), A FIM DE PROPORCIONAR ECONOMIA OU PERFORMANCES NOS “CUSTOS OPERACIONAIS”. PORTANTO, ENTRE O CD E O CL EXISTE UM CAL A SER CONSIDERADO ATIPICAMENTE PARA QUE OS AVIÕES MODERNOS POSSAM SER PROJETADOS PARA DECOLAR COM UMA DETERMINADA POTÊNCIA INSTALADA, DE FORMA A VOAR EFICIENTEMENTE E/OU EFICAZMENTE, EM FUNÇÃO DE UMA RELAÇÃO “CUSTO x BENEFÍCIO”. 2) CONVENCIONAR-SE, EM FUNÇÃO DA SEGURANÇA DE VOO, QUE O MAIS EFICIENTE E “MÁGICO” COEFICIENTE ANGULAR DE SUSTENTAÇÃO ASSUME, NUM ENFOQUE CONSERVADOR, O VALOR “6”. OBSERVE-SE QUE ESTE ESTUDO TRATANDO O ASSUNTO CIENTIFICAMENTE ABORDA-O POR RAZÕES HISTÓRICAS, ALÉM DO TRATO CONSERVADOR. ESTE ÚLTIMO MOTIVO FAZ COM QUE O VALOR “6” SEJA ADJETIVADO DE “MÁGICO” – UM NÚMERO “PURO” INTUÍDO POR SANTOS DUMONT.

3) OBSERVAR-SE QUE, POR DECORRÊNCIA DA EXISTÊNCIA DE DIVERSOS COEFICIENTES “ANGULARES” DE SUSTENTAÇÃO NAS DECOLAGENS – CUJOS VALORES DEDUZIDOS DENTRO DE UM ENFOQUE CONSERVADOR VARIAM ENTRE 6,89 E 1,33 E, CUJA OPERACIONALIDADE NO SOLO DEVE DAR-SE EM FUNÇÃO DA RELAÇÃO “CUSTOS OPERACIONAIS x BENEFÍCIO”, É POSSÍVEL SE CONSTATAR A EXISTÊNCIA DE DETERMINADA ADEQUAÇÃO TÉCNICO-FINANCEIRA, ISTO É, CUSTOS OPERACIONAIS (= custos de eficiência, custos de eficácia) POR BENEFÍCIO (= segurança de voo), PRINCIPALMENTE EM FUNÇÃO DO COMBUSTÍVEL LÍQUIDO UTILIZADO PELO OPERADOR – (GASOLINA, QUEROSENE, BIOCOMBUSTÍVEL). 4) CONVENCIONAR-SE PARA EFEITO DESTE ESTUDO QUE HÁ DOIS TIPOS DE “AVIÕES NOTÁVEIS”: (a) AQUELES RAROS AVIÕES MONOMOTORES E/OU BIMOTORES QUE DECOLAM COM COEFICIENTES ANGULARES DE SUSTENTAÇÃO VARIANDO ENTRE 7,60 E 6,90; (b) E OS AVIÕES TRIMOTORES, QUADRIMOTORES E/OU COM MAIS MOTORES QUE, SEM CARGA E/OU PASSAGEIROS, SÃO CAPAZES DE DECOLAR COM UM MOTOR INOPERANTE SE TIVEREM COEFICIENTES ANGULARES DE SUSTENTAÇÃO VARIANDO ACIMA DE 1,33 ATÉ 6,89 5) ALERTAR OS GOVERNOS DE TODO O MUNDO, PRINCIPALMENTE OS DOS 10 MAIORES PRODUTORES DE PETRÓLEO, PARA INVESTIREM FORTEMENTE NA BUSCA DE OUTRAS MATRIZES ENERGÉRTICAS GERANDO COMBUSTÍVEL PARA OS AVIÕES A JATO, DE MODO QUE ESSE TIPO DE AVIAÇÃO MUNDIAL NÃO VENHA PARAR EM FACE DAS RESERVAS PETROLÍFERAS NÃO MAIS SEREM SUFICIENTES PARA ATENDER AS DEMANDAS GLOBAIS ATÉ A DÉCADA 2040, SEGUNDO ESTIMATIVA DA AGÊNCIA INTERNACIONAL DE ENERGIA – (IEA - INTERNATIONAL ENERGY AGENCY), A PAR DE PROBLEMAS NOS PLANOS DE ORDEM ECONÔMICO-FINANCEIRA, DE INSTABILIDADE POLÍTICA DOS DIVERSOS GOVERNOS, DE PREGÃO DESCONTROLADO DO PREÇO INTERNACIONAL DO PETRÓLEO, ETC.

298


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

3º. TÓPICO CONCLUSIVO:

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PROPOSTA DE TABELA DE CUSTOS ESPECÍFICOS - (CONVENÇÃO DO PONTO DE VISTA DO AUTOR) Santos Dumont depois de inventar o 14bis em 1906 teve a sua genialidade mais aguçada, ao desenvolver nova concepção de “aerofólio” no decorrer do ano de 1907. O Pai-da-Aviação nunca imaginou que o empirismo viesse a predominar no perpassar do tempo nas mentes de projetistas ao calcularem a potência ideal para determinado avião. Todavia, ao “destilar” todo o seu gênio criativo na conclusão do DEMOISELLE, o fez de tal forma que o mesmo se prestou de modelo “eterno” para a indústria aeronáutica mundial que iria nascer, ou seja: com as asas mais para a frente, com a cauda bem definida atrás e com uma hélice de tração no nariz, energizada por uma nova potência motorizada fruto de sua “intuição” calculista. Dessa forma se estabeleceu uma configuração de aerofólio que a engenharia aeronáutica nascente acabou acatando e melhorando. Porém, enquanto perdurar o empirismo no cálculo da potência instalada, o COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO CAL será, preliminarmente, de grande valia para os projetistas de aviões da modernidade chegarem a uma resolução matemática mais exata possível na determinação da motorização, de modo que seja garantida a segurança de voo no momento mais crítico da atividade aviatória, que é a corrida de decolagem. ASSIM, PODE-SE HOJE PROJETAR UM AVIÃO COM A MASSA ESTRUTURAL QUE SE QUISER E, CONHECIDO O PESO PROJETADO, BUSCAR-SE COM ABSOLUTA CERTEZA NO MERCADO MUNDIAL DE MOTORES UM CONJUNTO MOTO-PROPULSOR PARA SE TER UMA DECOLAGEM SEGURA E FEITA COM EFICIÊNCIA E/OU EFICÁCIA - (“setores” definidos por Coeficientes “Angulares” de Sustentação - CAL). Daí, propor-se abaixo a tabela de aviões a serem fabricados para ter os seguintes custos operacionais:

1) CUSTO DE “MÁXIMA” EFICÁCIA;

CAL de 1,33 a 1,72

2) CUSTO DE EFICÁCIA “ESPERADA”:

CAL de 1,73 a 2,41

3) CUSTO DE EFICIÊNCIA “ESPERADA”: CAL de 2,42 a 4,99 4) CUSTO DE “SUPER” EFICIÊNCIA:

CAL de 5,00 a 6,89

5) CUSTO DE “NOTÁVEL” EFICIÊNCIA:

CAL de 6,90 a 7,61

299


Francisco Bedê 4º. TÓPICO CONCLUSIVO: IN PORTUGUESE

A VIDA COMO VALOR SUPREMO DO SER HUMANO E O RESPEITO AO CONCEITO DE SUSTENTABILIDADE DO PLANETA

Preservação do meio ambiente

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

O esboço teórico deste estudo enseja com seus seis tópicos conclusivos um alerta e uma contribuição sem caráter mandante como solução preliminar para a engenharia aeronáutica e, paralelamente, para a engenharia em geral, para as economias de governos e para a geopolítica do petróleo, de forma que todos repensem sobre o que é mais importante na atualidade: a preservação do meio ambiente para que gerações futuras possam garantir a sua sobrevivência com qualidade de vida, sem sofrer graves impactos e em observância a uma desejável relação custo x benefício, pois, da forma como os ecossistemas estão sendo deteriorados a cada dia, o planeta acabará deixando de ser habitável. Assim, a VIDA como princípio universal da sobrevivência dos seres vivos deve ser regulada pela importância dos ORGANISMOS INTERNACIONAIS ATRAVÉS DOS SEUS LÍDERES E RESPECTIVOS GOVERNOS na administração das relações mundiais, como sejam políticas, econômicas, sociais e ambientais, de modo que possa ser estabelecida uma AGENDA MÍNIMA POSITIVA PARA GARANTIR A SUSTENTABILIDADE DO PLANETA a despeito dos projetos de interesses diversos, isto é, políticos, econômicos, arquitetônicos, etc. O consumo desenfreado de combustíveis de origem fóssil é a maior causa das emissões de dióxido de carbono CO2 em volta do planeta. Além desse gás de efeito estufa (GEE) na atmosfera terrestre dá-se destaque, também, para o ozônio metano (CH4) e para o óxido nitroso (N2O). Essa constatação exige ações prioritárias dos principais Chefes de Estado que representam as grandes economias do planeta no sentido de debaterem os desastres ecológicos, de modo que os acordos internacionais assinados para redução de emissões de gases GEE não passem de meros protocolos celebrados simplesmente “para os povos verem”. Veja-se que o aquecimento global está diretamente ligado aos gases do efeito estufa, fazendo com que o ano de 2014, (desde há 134 anos), tenha sido o mais quente da história telúrica, a despeito de que não tenha havido nesse ano o fenômeno El Niño. O planeta ultrapassou o limite tolerável de extinção das espécies em face do aumento do nível de gás carbônico na atmosfera a par, ainda, do desmatamento desordenado e da contaminação de rios, mares e oceanos por fertilizantes químicos e por outros despejos não tratados.

QAV - Um derivado de petróleo utilizado como Combustível de Aviação que está a exaurir a litosfera O texto que consta no ANEXO II deste estudo tem em vista uma discussão acadêmica capaz de chamar a atenção de todos os envolvidos na produção dos derivados do petróleo, de modo particular com relação ao QUEROSENE DE AVIAÇÃO, no sentido das autoridades mundiais responsáveis pela sustentabilidade do planeta compreenderem que o MEIO AMBIENTE precisa ser repensado com muito cuidado e trato mais eficiente, porquanto, operadores de aviões, indústrias aeronáuticas montadoras e fabricantes de motores e/ou turbinas para aviões a jato devem sentar-se à mesa de negociações para pensarem corajosamenmte sobre a “aposentadoria” dos motores turbo-jets, melhor dizendo, sobre a substituição dos mesmos por motores turbo-fans, estes indiscutivelmente muito mais econômicos em termos de consumo operacional e por serem possuidores de menor característica poluidora da atmosfera vital. Por isso, é imperioso que as indústrias aeronáuticas façam dos seus “próximos e/ou futuros” projetos, verdadeiros projetos “atuais”, principalmente os de aviões a jato, de modo que tais gerações de equipamentos de voo sejam ambientalmente sustentáveis, no mínimo incorporando turbinas tipos “turbofans”.

300


Francisco Bedê NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE

A engenharia aeronáutica está consciente de que o motor é o coração do avião e sua escolha é considerada de vital importância para o sucesso de um projeto de avião, pois, uma escolha acertada representará o atendimento a dois princípios: “princípio de economia”, que significa menor consumo de combustível e menor custo de manutenção; e; “princípio de funcionamento ideal”, que quer dizer menos barulhento e menos poluente. Por isso, a escolha técnica de um motor é complexa, devendo ser precisa para o sucesso do projeto aeronáutico considerado com vista a uma operacionalidade eficiente e/ou a uma operacionalidade eficaz. Alguns fabricantes de motores defendem a existência de um sistema “turbofan”, uma espécie de grande ventilador a operar a uma velocidade menor do que a de um compressor, de modo a elevar a circulação interna de ar dentro do motor. Embora não sejamos especialistas no assunto, mas como piloto que fomos ao longo 50 anos de atividade aérea, entendemos que isso é válido para a eficiência do avião e para menor redução de ruído se, ao mesmo tempo, houver garantia de que o volume de emissões de gases no espaço atmosférico será minimizado. Providência imediata Não só imediatamente como de modo inquestionável, os governos devem sentar-se à mesa de discussões ambientais e decidirem corajosamente por uma redução drástica da emissão de gases, visto que está comprovada a poluição do ar atmosférico a afetar, também, a quantidade de chuvas na região considerada em face das partículas contaminantes subirem e alterarem a formação das gotículas dágua dentro das nuvens, tornando estas menores e mais leves, sendo um dos motivos para não haver precipitação pluviométrica. A falta de chuvas torna desérticas as savanas de biodiversidade rica – exemplificando com o Cerrado do Nordeste Brasileiro; e, fantasmagóricos, os Sistemas de Captação e Tratamento de Água para as grandes cidades – exemplificando com o Sistema Cantareira que abastece a Capital do Estado de São Paulo.

301


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

5º. TÓPICO CONCLUSIVO: UM ALERTA PARA A ECONOMIA GLOBAL: “SE A AVIAÇÃO A JATO PARAR POR INSUFICIÊNCIA DE QAV, O MUNDO PARARÁ!”

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

v

Este estudo a par da sua precípua metodologia utilizada para elaboração de um “APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRÃO DE COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO CAL”, também faz um alerta sobre o alto consumo mundial diário de combustível tipo querosene de aviação QAV, (para aviões à jato e aviões turboélice), e sua preocupante logística de transporte subterrâneo. Produção X consumo A AGÊNCIA INTERNACIONAL DE ENERGIA sediada em Paris – (IEA - International Energy Agency) – publicou no ano 2000 uma estimativa alertando que as reservas petrolíferas conhecidas seriam suficientes apenas para atender as necessidades mundiais por cerca de mais 40 anos, isto é, até a chegada da década “2040”, se mantidos os ritmos de produção e consumo da época que eram respectivamente de 74.916 milhões de barris/dia e de 76.076 milhões de barris/dia. Significa dizer que o consumo mundial é maior que a produção: 76.076 ˃ 74.916 – Também, significa dizer com outro enfoque que o consumo no mínimo terá uma progressão “a maior” que a produção, o que é altamente preocupante para a economia mundial, porquanto a produção de QAV não acompanha o consumo dos aviões. Derivados - produtos e subprodutos Sabe-se que um barril de petróleo tem 159 litros de óleo cru, os quais depois de submetidos à destilação fracionada na torre de refino irão produzir importantes derivados. Assim, dentre os vários tipos de petróleo, (Brent, Light, Naftênico, Parafínico, Aromático, etc.), tem-se os seguintes derivados como produtos e subprodutos: - Gás do petróleo; (Gás Liquefeito de Petróleo GLP), para fabricação de plásticos. - Nafta: que irá gerar outros combustíveis. - Gasolina, Querosene, Diesel; combustíveis usados para motores em geral. - Óleos Lubrificantes; para lubrificação de equipamentos e motores em geral. - Óleo combustível; usado nos fornos das indústrias. - Resíduos; coque de petróleo, asfalto, alcatrão, breu, ceras, etc. Em função dos diferentes tipos de petróleo já citados anteriormente, tem-se em função da relação “ganho/qualidade” as seguintes principais quantidades produzidas na torre de refino a partir de 1 (um) barril de petróleo (= 159 litros de óleo cru): - 80 litros de gasolina/barril; - 11 litros de querosene de aviação (QAV) /barril; (de 1 barril = 159 litros óleo cru são derivados 11 litros de QAV) - 34 litros de destilados petroquímicos/barril; - 15 litros de lubrificantes/barril; - 12 litros de resíduos/barril – (resíduos = coque, asfalto, alcatrão, breu, ceras, etc.) Afirmação Afirmamos o seguinte: “Se a Aviação à Jato parar por insuficiência de QAV, o mundo pára!” Veja-se que a afirmação no parágrafo anterior será verdadeira à medida que vai chegando a década “2040”. Ou antes, talvez. Por que? Porque haja óleo cru a ser refinado, pois, de 159 litros de petróleo, (=1 barril), só se pode obter 11 litros de QAV.

302


Francisco Bedê Tomemos dois exemplos: um jato bimotor da BOEING, (B-787-9); e um jato quadrimotor da AIRBUS, (A-380) NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE

1°. exemplo: o bImotor à jato tipo BOEING B-787-9 com alcance de 14.140 km, decolando em dias alternados de NEW YORK (EUA) para SIDNEY (AUSTRÁLIA), em voo direto sem escalas durante 19 horas e 30 minutos a uma velocidade de cruzeiro recomendado, precisa ter sua capacidade máxima de combustível totalmente atendida, que é de 126.000 litros de QAV (querosene de aviação a ser armazenado nas asas), de modo que o voo possa ser realizado em obediência às regras internacionais de voo por instrumentos IFR, (do inglês Instrument Flight Rules), do mesmo modo como ocorrem com milhares e milhares de voos diariamente entre os cinco continentes: Dubay/Nova Iorque; Melbourne/Los Angeles; Tóquio/São Francisco; etc. Por uma simples “regra de três” constata-se que são necessários 11.454 barris de petróleo para atender ao voo do bimotor B787-9 de “NEW YORK para SIDNEY: 1 Barril (159 litros) de óleo cru 159 litros de petróleo Y litros de petróleo

Querosene de aviação QAV (litros) 11 litros de QAV 126.000 litros de QAV

Donde: 126.000 x 159 ≈ 1.821.272,72 litros

Y=

Donde: 1.821.272,72 ÷ 159 ≈ 11.454 barris de óleo cru

11 2°. exemplo: tomemos agora o avião quadrimotor à jato tipo AIRBUS A-380 com alcance de 15.700 km e que, para decolar de DALLAS (EUA) para SIDNEY (AUSTRÁLIA), voando sem escalas por pouco mais de 17 horas a uma velocidade de cruzeiro recomendado, precisa ter sua capacidade máxima de combustível totalmente atendida, que será de 323.546 litros de QAV (querosene de aviação armazenado nas asas), de modo que o voo possa ser realizado em obediência às regras internacionais de voo por instrumentos IFR, (do inglês Instrument Flight Rules), do mesmo modo como ocorrem com milhares e milhares de voos diariamente entre os cinco continentes: São Paulo/Madri; Rio de Janeiro/Londres; Buenos Aires/Paris; etc. Por uma simples “regra de três” constata-se que são necessários 29.413 barris de petróleo para atender ao voo do quadrimotor A-380 de DALLAS para SIDNEY”: 1 Barril (159 litros) de óleo cru 159 litros de petróleo Z litros de petróleo

Querosene de aviação QAV (litros) 11 litros de QAV 323.546 litros de QAV

Donde: 323.546 x 159 ≈ 4.676.710 litros

Y=

Donde: 4.676.710 ÷ 159 ≈ 29.413 barris de óleo cru

11

303


Francisco Bedê NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE Conclusão

O nosso alerta é uma contribuição para a Economia Mundial com múltiplas aplicações nos derivados do petróleo. Os dados numéricos de necessidades de combustível de aviação tipo querosene, assinalados nos dois exemplos anteriores, merecem uma análise profunda das principais autoridades governamentais de todo o mundo, e talvez da própria ONU, de forma que os governos devam investir fortemente na busca de novas matrizes energéticas que atendam à Aviação Mundial formada atualmente por aviões à jato e aviões turboélice. Exemplificando-se: biocombustível; combustível sintético (mistura de % QAV + % GTL); combustíveis do xisto; etc. Também, múltiplos aspectos de produção devem ser melhor tratados e compreendidos pelos 10 maiores países produtores de petróleo: Arábia Saudita, EUA, Rússia, Canadá, China, Emirados Árabes, Irã, Iraque, Kuwait, México, a fim de que o atendimento logístico seja racionalmente realizado sem ganância e sem busca desenfreada de mais lucros - (petrodólares). E, finalmente, perguntamos em prol da sustentabilidade do planet:a: seria o congelamento da produção uma das providências a serem tomadas? Entrementes, faz-se oportuno à bem da sustentabilidade e da ecologia mundial, e no que toca ao espaço atmosférico do planeta, que as atuais e antigas turbinas de aviões tipo “turbojet” fossem a curto prazo substituídas por turbinas “turbofans”, a despeito de que a nossa sugestão venha a ser compreendida como uma providência radical. Portanto, em relação aos antigos e remanescentes motores “turbojets”, os motores “turbofans” de uso civil dos dias atuais possuem um baixo empuxo específico, seja para manter o barulho do jato a um mínimo de “noise pollution” e, também, seja para aumentar a eficiência no uso do combustível. Estes motores, enquanto não surge uma nova matriz energética, (energia elétrica, de bateria???), têm um melhor desempenho porque possuem novas tecnologias na busca de máxima eficiência durante o consumo de combustível e, também, para redução dos custos de operação no que diz respeito às emissões de poluentes – (efeito estufa). Neste ano de 2019, quando é republicada a presente edição deste estudo, se válidas as estimativas da Agência Internacional de Energia – (IEA - International Energy Agency) sobre o volume mundial processado em todas as refinarias do globo, resta à Humanidade cerca de ¼ de século para a Aviação à Jato parar, caso outras matrizes energéticas não sejam encontradas. Fontes: http://www2.aneel.gov.br/arquivos/pdf/atlas_par3_cap7.pdf http://ciencia.hsw.uol.com.br/refino-de-petroleo2.htm; https://pt.wikipedia.org/wiki/Airbus_A380#Motores; Aero Magazine Ed. 239 (4/2014)

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http://www.h2brasil.com/parte-2/2-3;


Francisco Bedê Finalmente, a questão que incomoda O petróleo, como matriz energètica chave no crescimento de todas as economias, produziu no ano de 2014 (*) um pico de 89 milhões de barris/dia de petróleo, (Revista Internacional THE ECONOMIST). Um pico que, com relação ao gozo da Humanidade para viajar de avião em todo o mundo, representou um total de 2,51 milhões voos/mês, em aviões à jato. Assim, tomando-se o volume de extração diária de barris de petróleo, multiplicado pelo índice mensal “30”, tem-se uma ASSOMBROSA “CONSTATAÇÃO” para um período de 30 dias (mês). Mas, fiquemos apenas com o consumo “diário”:

IN PORTUGUESE

89.000.000 barris/dia X 159 litros = 14.151.000.000 litros/dia

Para se ter uma idéia física do que esse volume extraído diariamente representa, tomemos o volume do morro do “Pão-de Açúcar” no Rio de Janeiro, que é de 13.132.384 m3 , para se ter uma relação comparativa e, constatar-se, que é praticamente o mesmo volume:

volume de petróleo extraído diariamente

14.151.000.000 litros =

volume do morro do Pão-de-Açúcar

14.151.000.000 litros/dia =

13.132.384 m3

= 1,07 13.132.384.000 litros/dia

NOTE: In the numbers of grap and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

A sensção que se tem, é de que a Indústria Petrolífera Mundial estaria a provocar enormes 30 “buracos/mês” na litosfera, cada um com a capacidade (cúbica) igual à do MORRO PÃO-DE-AÇÚCAR, como se esses enormes vazios estivessem sendo “cavados” no interior do planeta, SE TODA VEZ que poços de petróleo já abertos PRODUZEM e/ou a cada vez que outros são abertos para PRODUZIR tamanho pico de produção.

Como compreender uma matriz energética que produziu o volume do Pão-de-Açucar no ano de 2014, um pico de 89 milhões de barris/dia de petróleo - Revista Internacional THE ECONOMIST - (*), necessários para gozo da Humanidade viajar de avião em todo o mundo num total de 2,51 milhões voos/mês, cujo volume de extração diária de barris de petróleo, multiplicado pelo índice mensal “30”, REVELAM UMA ASSOMBROSA “CONSTATAÇÃO”, como se a Indústria Petrolífera Mundial estivesse a provocar enormes 30 “buracos/mês” na litosfera, totalizando um “vazio” equivalente a 394 milhões de “m3/mês”, todos os 30 “buracos” cada um com a capacidade (cúbica) igual à do MORRO PÃO-DE-AÇÚCAR, como se esses imensos vazios estivessem sendo “cavados” no interior do planeta, SE TODA VEZ que poços de petróleo já abertos PRODUZEM diariamente e/ou a cada vez que outros são abertos para PRODUZIR tamanho pico de produção. Mesmo que tenha havido um pequeno decréscimo, (produção atual de 86 milhões de barris/dia), o que houve foi o preço do petróleo contribuir para subsequente contração econômica mundial. (*) 2014: ver gráfico em: http://www.resistir.info/peak_oil/global_oil_risks_mar12_p.html

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Francisco Bedê Assim, pelo que foi considerado como “alerta” neste Anexo, é para que as nações se preparem sem “egoísmo comercial” na disputa do mercado de cargas aéreas pagas (payload) e de assentos de avião (passengers), de modo que a Economia Global não contribua para o desmantelamento do TRANSPORTE AÉREO INTERNACIONAL, seja pela própria sensibilidade da atividade em si mesma, seja antecipando a insuficiência de QAV pela política dos petrodólares, seja pondo em perigo o fluxo do transporte logístico do querosene de aviação por dutos subterrâneos a atravessar cidades e grandes regiões continentais, sobretudo, paises da Europa, utilizando um transporte tubular complexo, por exemplo: de petróleo, gás, outros derivados destilados, etc. Etapas principais no transporte tubular:

IN PORTUGUESE

injeção inicial do produto

distribuição parcial

bomba/ compressor

válvula de bloqueio

entrega final

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Uma contribuição das indústrias aeronáuticas no sentido de diminuir o consumo de QAV no mundo Dentro de uma visão paralela, se as indústrias aeronáuticas se dedicassem a projetar aeronaves comerciais tão somente com fuselagem formada inteiramente de “compósitos poliméricos avançados”, ou seja, de “fibra carbono”, essas fábricas tornariam mais “leves” tais aeronaves pelo fato de eliminar grandes placas de alumínio e cerca de 50.000 parafusos - (rebites). Evidentemente, que os valores de PMD, peso máximo de decolagem (= mtow), em função da POT, potência instalada (= powerplant), quando equacionados iriam resultar um COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO CAL de valor adimensional indicativo de maior eficiência e/ou de eficácia. Por exemplo, no caso de eficiência, um Boeing 787, (com fuselagem constituída de compósitos de fibra carbono), é aproximadamente 20% mais eficiente que um Boeing 767, (sem fuselagem formada de compósitos de fibra carbono), isso comparando-se proporcionalmente as suas respectivas capacidades de transporte de carga e de passageiros. (*) Em termos de “consumo de combustível”, visando eficiência na operação de voo, não adianta as principais indústrias aeronáuticas, BOEING e AIRBUS, produzirem repectivamente seus B-747-8 (cerca de até 600 pax) e A-380 (cerca de até 800 pax), se suas powerplants serão vorazes no consumo operacional para atenderem todos os regimes de voo, já que a média de passageiros embarcados normalmente é de 60% da capacidade nominal desses aviões. A Teoria do CAL antecipa essa visão, pois, só o futuro dirá. Encerramos este tópico conclusivo deixando um possível questionamento para a Geociência, (1); e; fazendo uma assustadora colocação para a Indústria Aeronáutica Mundial, (2):: (1) Questionamento possível - “Não poderiam esses incontáveis vazios provocados pela extração do petróleo durante os últimos 250 anos serem, também, uma das causas a aumentar os movimentos das 12 placas tectônicas, gigantescos blocos que compõem a camada sólida externa do planeta, sustentando os continentes e os oceanos, movimentos esses a provocarem terremotos, maremotos, tsunames, vulcões, ondas sísmicas, severas condições meteorológicas nos mares, etc? Um exemplo: a placa tectônica norte-americana – EUA e MÉXICO. (*) https://pt.wikipedia.org/wiki/Boeing_787

306


Francisco Bedê Colocação assustadora – AERÓSTATOS DO PASSADO versus AVIÕES DA MODERNIDADE:

IN PORTUGUESE

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

“Caso não se encontre até 2040 uma nova matriz energética para substituir o querosene de aviação nos modernos aviões comerciais a jato e turboélices em todo o mundo, (como prevê tal escassez a Agência Internacional de Energia AIE - com sede em Paris), então, é assustador dizer-se para desagrado da indústria aeronáutica mundial que ela terá que se curvar e voltar a construir AERÓSTATOS RÍGIDOS do tipo Graf Zeppelin dos anos 1928, 1929, etc., para atendimento do transporte de grandes cargas aéreas, mesmo que esse transporte entre continentes demande maior tempo de entrega do carregamento: ISTO SE HOUVER ESCASSEZ DE QUEROSENE DE AVIAÇÃO A PARTIR DA DÉCADA DE 2040, SEGUNDO A AIE.” Observando-se as principais características técnicas dos dois tipos de equipamentos de voo, (zepelins e aviões), eis a seguir uma comparação honesta que pode ser feita se cotejarmos a carga útil de 60.000 kg dos zepelins, exemplificandose com o LZ 127 GRAF ZEPELIN, e idêntica carga transportada pelos BOEING B-747-8 e AIRBUS A-380, (referente ao peso de 600 passageiros com respectivas bagagens = (600 x 75 kg) + (600 x 25kg) = 45.000 kg + 15.000 kg = 60.000 kg que podem ser levados por esses aviões):

LF 127 GRAF ZEPPELIN 1º voo em 18/set//1928 Velocidade máxima de 128 kmh Carga útil de 60.000 kg Comprimento de 236,53 m Diâmetro de 30,48 m Volume de 105.000 m3 Motores: 5 motores a pistão MAYBACH, de 550 hp (cada) Alcance de 15.000 km - (discutível)

BOEING B-747-8

AIRBUS A-380

1º voo em 8/fev/2010 Velocidade máxina de 988 kmh PMD de 448.000 kg Comprimento de 76,3 m Peso de 600 passageiros + bagagem = = 60.000 kg Motores: 4 turbinas Genx-2B67, de 66.500 lbf (cada) Alcance de 14.300 km

1º voo em 27/abr/2005 Velocidade máxima de 945 kmh PMD de 575.000 kg Comprimento de 73 m Peso de 600 passageiros + bagagem= = 60.000 kg Motores: 4 turbinas GP 7270, de 70.000 lbf (cada) Alcance de 15.700 km

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Francisco Bedê CURIOSIDADE DOS ZEPELINS COM RELAÇÃO AO BRASIL E AMÉRICA DO SUL

O primeiro voo internacional aconteceu em 1928, de FRANKFURT a NEW YORK, durando 112 horas a travessia do Atlântico. Passados 2 anos, (em 22/maio/1930), deu-se o voo inaugural na rota da Alemanha para a América do Sul, quando o "Graf Zeppelin" chegou primeiro ao Recife, atracando no Campo do Jiquiá. Em terra, mais de 15.000 pessoas foram assistir ao evento. Para recepcionar a aeronave, passageiros e tripulantes: ao local estiveram presentes o próprio governador do Estado de Pernambuco, ESTÁCIO COIMBRA e o sociólogo GILBERTO FREYRE. No comando da aeronave estava o Professor HUGO ECKENER. Depois dessa escala em Pernambuco, o dirigível partiu para a cidade do Rio de Janeiro, onde chegou em 25 de maio. O primeiro brasileiro a fazer este percurso, da Europa para o Brasil, foi o engenheiro VICENTE LICÍNIO CARDOSO. Era a primeira viagem de uma longa carreira de voos, tão regulares que, à época, se afirmava ser possível o acerto do relógio por eles. Nas viagens posteriores ao Brasil, somente na cidade do Recife e do Rio de Janeiro, o LZ-127 fazia paradas, reabastecimento, embarque e desembarque de passageiros e cargas. O LZ 127 Graf Zeppelin, no período que viajou ao Brasil, sobrevoou vários estados e cidades, como em 1º de julho de 1934, quando passou pelas cidades de Joinville, na época com pouco mais de 40 mil habitantes e São Francisco do Sul, ambas no estado de Santa Catarina, quando esta foi sobrevoada pela segunda vez em 1936, só que pelo LZ-129 Hindenburg. O LZ 127 foi uma única vez para Buenos Aires, no final de junho de 1934. Nesta viagem experimental sobrevoou as cidades de Porto Alegre, Pelotas e Paranaguá. Foi na cidade do Rio de Janeiro, então Capital Federal, que a companhia alemã Luftschiffbau Zeppelin Gmb construiu um dos três hangares exclusivos da linha, sendo dois na Alemanha e um terceiro no Brasil, esse inteiramente subsidiado pelo governo brasileiro. Projetado e montado com peças vindas diretamente da Alemanha, ele foi utilizado apenas nove vezes - quatro pelo LZ-127 Graf Zeppelin e cinco pelo famoso LZ-129 Hindenburg, e que explodiu em 1937, nos Estados Unidos.

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IN PORTUGUESE

308


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

ANEXO I

DISCUSSÃO DE AVIÕES PODERÁ CONTRIBUIR PARA MINIMIZAR A ESCASSEZ DO QUEROSENE DE AVIAÇÃOACADÊMICA SOBRE O QUE O ESTUDO DO COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO (CAL) APLICADA NA DECOLAGEM EM FUTURO PREVISÍVEL E IDENTIFICAR OS SEUS IMPACTOS NO MEIO AMBIENTE Relembrando-se um pouco sobre a destilação do petróleo O petróleo é uma mistura de hidrocarbonetos composta por diversos tipos de moléculas formadas de átomos de hidrogênio e de carbono e, em menor parte, de átomos de oxigênio, de nitrogênio e de enxofre que, ao se combinarem de forma variável, conferem características diferenciadas aos diversos tipos de crus. Daí, os tipos diversificados de crus “in natura” encontrados na natureza, como: parafínicos, aromáticos, naftênicos, mistos, etc.; e, de coloração variada, como: parda, escura ou negra. Processo de fracionamento – (torre de fracionamento ou de destilação) Na figura ao lado, tem-se: a) à esquerda - uma torre de fracionamento formada geralmente de estágios (“bandejas”) necessários ao refino de derivados (destilados); b) no centro - lê-se a indicação de temperaturas - (ponto de ebulição) - referentes aos produtos destilados: c) à direita - produtos destilados, como: gás de cozinha (GLP), nafta, gasolinas (automotiva e de aviação), querosenes (comum e de aviação QAV-1), óleo diesel ou gasóleo, óleos lubrificantes (industriais), óleo combustível, produtos residuais (asfalto, alcatrão, asfalto, coque, piche, parafinas, vaselinas; etc.).

309

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (. to be COMMA (,)


Francisco Bedê ANEXO I – (continuação)

IN PORTUGUESE

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (. to be COMMA (,)

Armazenamento do petróleo – (quantificação em litros) imagem alegórica de um barril de petróleo, que é o tambor “típico” de óleo cru Conforme sites a seguir:

http://pt.wikipedia.org/wiki/Barril_(unidade) http://www.mediagroup.com.br/host/qgep/2012/port/ra/11.htm

...tem-se que 1 (um) BARRIL de petróleo equivale à quantidade de 159 LITROS de óleo cru. Também, registrem-se as suas seguintes e correspondentes unidades de medidas volumétricas: 1 barril = bbl 1.000 barris = Mbbl 1.000.000 barris = MMbbl Quadro comparativo – Conforme o site a seguir, (dados referentes a 2012) http://www.perfuradores.com.br/index.php?CAT=petroleo&SPG=noticias&TEMA=Not%EDcia&NID=0000007286 dentre os países cadastrados como produtores de petróleo tem-se os seguintes 20 maiores em milhões de “barris/dia”: Arábia Saudita, Rússia, Estados Unidos, China, Canadá, Irã, Emirados Árabes, Kuwait, Iraque, México, Venezuela, Nigéria, Brasil, Catar, Noruega, Angola, Cazaquistão, Argélia, Líbia e Colômbia.

Quadro comparativo entre BRASIL, FRANÇA e RÚSSIA – (países escolhidos aleatoriamente como exemplos para efeito didático); informação de produção barril/dia, relativa ao ranking de petróleo, conforme site: https://pt.wikipedia.org/wiki/Lista_de_pa%C3%ADses_por_produ%C3%A7%C3%A3o_de_petr%C3%B3leo O BRASIL ocupa a 12ª. posição no ranking de petróleo – (data da informação: 2016) - Brasil (produção)..........................................................................

2.500.000 barris/dia

A FRANÇA ocupa a 56ª. posição no ranking de petróleo – (data da informação: 2013) - França (produção)................................................................................ 70.820 barris/dia

A RÚSSIA ocupa a 3ª. posição no ranking de petróleo – (data da informação: 2015) Rússia (produção)........................................................................... 10.000.000 barris/dia

310


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

ANEXO I – (continuação)

Desenvolvimento acadêmico:

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Ganho/Qualidade - O tambor típico de petróleo - (barril) - produz em média as seguintes quantidades de destilados (derivados) por barril de petróleo, conforme os sites http://www.h2brasil.com/parte-2/2-3; http://mundoeducacao.bol.uol.com.br/quimica/composicao-dos-derivadospetroleo.htm; https://pt.wikipedia.org/wiki/Barril O petróleo dá origem a diversos derivados. Cada barril de petróleo equivale a 159 litros de óleo cru, os quais produzem em média os seguintes percentuais de derivados principais: 40 % de diesel; 18 % de gasoina; 14 % de óleo combustível; 8 % de GLP; 8 % de nafta; 4% de querosene de aviação; 8% de outros derivados. Portanto, tem-se em litros pelo site: http://www.h2brasil.com/parte-2/2-3 80 litros de gasolina/barril (≈ 21,22 galões por barril de petróleo); 11 litros de querosene de aviação QAV-1 ou jet fuel/barril (≈ 3 galões por barril de petróleo); 34 litros de destilados petroquímicos/barril (≈ 9 galões por barril de petróleo); 15 litros de lubrificantes/barril (≈ 3,98 galões por barril de petróleo); 12 litros de resíduos pesados/barril (≈ 3,18 galões por barril de petróleo); etc. Observe-se que dos 5 tipos de derivados citados no parágrafo anterior, o valor “em litros” para querosene de aviação reflete a quantidade “a maior” produzida em função de análise de sensibilidade aplicada a esse derivado, para: “destilação do QAV + processo aplicado para maior rendimento do derivado de boa qualidade”.

De: http://mundoeducacao.bol.uol.com.br/quimica/refino-petroleo.htm Todo petróleo extraído vem cheio de impurezas, as quais são separadas nas refinarias por meio de diversos processos físicos para terem um melhor aproveitamento. Por isso, essa separação ocorre em frações de substâncias, ou seja, separa-se a mistura complexa do petróleo em misturas bem mais simples. O principal método utilizado para isso é a destilação fracionada, que se baseia na diferença das faixas das temperaturas de ebulição das frações do petróleo – (gás natural, gasolina natural, querosene, óleo diesel, óleo lubrificante, resíduos, etc) Para tal, utiliza-se uma torre de destilação com uma fornalha na parte inferior, onde o combustível é aquecido. A torre possui até 50 pratos ou bandejas, sendo que cada uma apresenta uma temperatura diferente que vai diminuindo à medida que a altura aumenta. Algumas frações obtidas nesse processo são mostradas acima e incluem a gasolina, o óleo diesel, o querosene, o óleo lubrificante, o piche usado em pavimentação asfáltica, parafinas, como as usadas nas velas, a nafta e o gasóleo.

311


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

ANEXO I – (continuação)

Temperaturas de ebulição e de congelamento

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Além de outros parâmetros importantes, há a considerar dois tipos de temperatura: Ponto de Ebulição - Para separarmos uma mistura de produtos, utilizamo-nos de uma propriedade físico-química, o ponto de ebulição, ou seja no caso do petróleo: “a uma dada temperatura o cru irá evaporar”. Assim, entende-se que a destilação fracionada do petróleo é um processo de aquecimento, separação e esfriamento (= derivados). Ponto de Congelamento - Conforme o uso de determinado derivado do petróleo e em função do seu “emprego quanto à segurança”, por exemplo, o QAV-1 (querosene de aviação ou “jet fuel”), requer um ponto de congelamento baixíssimo, <http://pt.wikipedia.org/wiki/Combust%C3%ADvel_de_jato> a fim de atender à segurança de voo exigida, principalmente, para operacionalidade das aeronaves comerciais à jato voando a grandes altitudes. Assim, pode-se conceituar de forma simples que o ponto de congelamento do QAV-1 (jet-fuel) é a temperatura mais baixa, internacionalmente especificada em -470C, (conforme prevê a norma ASTMD-2386), para que esse combustível se mantenha livre de cristais de hidrocarbonetos sólidos capazes de restringir o seu fluxo através de filtros, se presentes no sistema de combustível do avião.

Auto-suficiência - (produção em barris/dia)

ÁUDIO IN PORTUGUESE

312


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

ANEXO I – (continuação) COEFICIENTES “ANGULARES” DE SUSTENTAÇÃO S

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,) DIFERENCIADOS

225

ANTONOV AN-225

AIRBUS A-380

BOEING B-747-8

EMBRAER E-195

O “Estudo do Coeficiente ´Angular´ de Sustentação CAL na Decolagem de Aviões” – disponível na Internet – é um estudo que deu caráter científico ao que Santos Dumont intuiu durante sua atividade aeronáutica nos anos de 1906 e 1907, isto é, ao invés de empregar em seus cálculos a relação “energia/massa”, o Pai-da-Aviação utilizava a ideia de “massa/energia” em seus projetos como “construtor de aviões”.

313


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

ANEXO I – (continuação)

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

No nosso entendimento um país só é “auto-suficiente” em petróleo quando refina as quantidades de derivados tanto para atender em solo nacional ao consumo “do país” (necessidades internas) como para atender ao consumo “de outros países”, (necessidades externas), a fim de cumprir acordos internacionais firmados nesse sentido, cujo exemplo típico é o derivado querosene de aviação QAV-1 (jet-fuel) para atender às numerosas aeronaves de Companhias Aéreas Comerciais Estrangeiras operando em aeroportos brasileiros – (aeronaves a jato, com motores turbo-fan e turbo-jet; e aeronaves com motores turboélices). País auto-suficiente é o que não precisa importar petróleo. É essa “auto-suficiência “ que nos permite fazer a seguinte comparação tomando-se tão somente a produção interna de petróleo de países como os já citados aleatoriamente antes e para efeito didático, (em função de suas indústrias aeronáuticas), ou sejam, os três seguintes exemplos de países: Brasil, França e Rússia, atentando-se para alguns dos seus principais aviões produzidos: Brasil: Embraer E-195; com capacidade de 9.335 litros de QAV França: Airbus A-380; com capacidade de 323.546 litros de QAV Rússia: Antonov AN-225; com capacidade de 300.000 litros de QAV

Exemplificando-se com relação ao Brasil, no que toca tão somente à sua produção interna de QAV para o ano considerado Se tomarmos a sua produção anual, do ano já considerado, 2.500.000 barris/dia, conclui-se que esse volume poderia atender por dia aproximadamente 2.946 aviões do tipo Embraer E-195, conforme simples cálculo de “regra de três”: 1 barril de cru ..................................... 11 litros de QAV 2.500.000 barris de cru........................ Z litros de QAV Donde: Z = 2.500.000 x 11 = 27.500.000 litros de QAV Donde: 27.500.000 ÷ 9.335 = 2.946 aviões E-195 reabastecidos por dia

314


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

ANEXO I – (continuação)

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

Exemplificando-se com relação a França, no que toca tão somente à sua produção interna de QAV para o ano considerado Se tomarmos a sua produção anual, do ano já considerado, 70.820 barris/dia, conclui-se que esse volume poderia atender por dia apenas 2,4 aviões do tipo Airbus A-380, conforme simples cálculo de “regra de três”: 1 barril de cru ..................................... 11 litros de QAV 70.820 barris de cru........................... Z litros de QAV Donde: Z = 70.820 x 11 = 779.020 litros de QAV Donde: 779.020 ÷ 323.546 = 2,4 aviões A-380 reabastecidos por dia

Exemplificando-se com relação a Rússia, no que toca tão somente à sua produção interna de QAV para o ano considerado Se tomarmos a sua produção anual, do ano já considerado, 10.000.000 barris/dia, conclui-se que esse volume poderia atender por dia aproximadamente 366 aviões do tipo Antonov AN-225, conforme simples cálculo de “regra de três”:

315


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

ANEXO I – (continuação)

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

1 barril de cru ..................................... 11 litros de QAV 10.000.000 barris de cru..................... Z litros de QAV Donde: Z = 10.000.000 x 11 = 110.000.000 litros de QAV Donde: 110.000.000 ÷ 300.000 = 366 aviões An-225 reabastecidos por dia Relembrando-se Para efeito do estudo já citado, tem-se por convenção, observando-se a relação “massa/energia”, os seguintes setores convencionados (custos) – em face do consumo de combustível, pois, este representa a maior despesa das companhias aéreas, em cerca de 40% do custo operacional no caso das empresas brasileiras, sem se falar na alta do preço do petróleo internacional e na valorização do US $ Dólar nos últimos anos (petrodólares): Setor Azul: AVIÕES EFICAZES (por convenção do Estudo do CAL) - aviões de “máxima” eficácia - aviões que possuem valores de CAL entre 1,33 e 1,72 - aviões de eficácia esperada - aviões que possuem valores de CAL entre 1,73 e 2,41 Assim: - do CAL 1,33 (53,070) ao CAL 1,72 (59,990) – (setor azul) = decolagem de máxima eficácia - do CAL 1,73 (60,000) ao CAL 2,41 (67,540) – (setor azul) = decolagem de eficácia esperada Setor Verde: AVIÕES EFICIENTES (por convenção do Estudo do CAL) - aviões de eficiência comprovada - aviões que possuem valores de CAL entre 2,42 e 4,99 - aviões de “súper” eficiência - aviões que possuem valores de CAL entre 5,00 e 6,89 - aviões de “notável” (inesperada) eficiência - aviões que possuem valores de CAL entre 6,90 e 7,61

Assim: - do CAL 2,42 (67,550) ao CAL 4,99 (78,690) – setor verde = decolagem de eficiência comprovada - do CAL 5,00 (78,700) ao CAL 6,89 (81,740) – setor verde = decolagem de “súper” eficiência - do CAL 6,90 (81,750) ao CAL 7,61 (82,510) – setor amarelo = decolagem de “notável” (inesperada) eficiência Quer aviões eficazes, quer aviões eficientes, todos eles são construídos para voar muito bem atendendo à relação “custo (emprego operacional) versus benefício (segurança)”. Injunções de ordem econômico-financeira - Constata-se no caso particular da Aviação Comercial Brasileira, sobretudo operando aviões a jato, que a mesma vive um sério problema “econômico-financeiro”, ou seja, está a pagar o “preço mais caro do mundo por litro do QAV-1”. Isso é o que mais afeta a competitividade das empresas aéreas nacionais devido aos impostos locais. Torna-se injusta e discriminatória a tributação de ICMS sobre o QAV-1 para consumo por parte das aeronaves nacionais, porquanto, as aeronaves estrangeiras estão dispensadas desse tributo. Só a tributação do ICMS faz com que as viagens domésticas sejam mais caras do que as viagens internacionais, conforme levantamento da IATA (International Air Transport Association), quando diz que o “Brasil é um dos países mais caros do mundo para se abastecer um avião”. Também, afirma a ABEAR, (Associação Brasileira das Empresas Aéreas), que só a redução de tributação excessiva e desnecessária sobre o QAV-1 tornaria as passagens aéreas bem mais baratas.

316


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

ANEXO I – (continuação)

Por exemplo, se em determinado aeroporto nacional, (junho a agosto/2014), o preço de 1 galão de QAV-1, (cerca de 3,785 litros), era cobrado a US$ 5,06 – conferir http://guir:www.agenciaabear.com.br/agenda-2020/estadao-destaca-alto-preco-do-qav-no-pais/ significa dizer que 1 (um) litro custa, conforme seguinte proporção: (valores US$ e R$ para ano considerado, de 2014) se 3,785 litros (1 galão) equivaler a US$ 5,06 então, tem-se aplicando o divisor “3,785” que: 3,785 litros

US$ 5,06

.:.

= 3,785

1 litro = US$ 1,336856 ≈ US$ 1,34

.:.

3,785

valor médio para o ano 2017: 1 litro de querosene de aviação = US$ 1,34 (QAV-1, JET-FUEL ou JET-A1) Admitindo-se que os seguintes 4 tipos de aviões adiante citados estivessem em determinado aeroporto nacional a reabastecer-se de combustível em sua capacidade total, e que tais tipos de aviões fossem de propriedade de Companhias Aéreas Brasileiras, então, estes seriam os seus custos “astronômicos” do QAV-1 em US$ comercial e em REAL (= cotação a R$ 2,268 por US$ Dólar ≈ US$ 2,27 = valor médio em agosto/2014): http://economia.acspservicos.com.br/IEGV/IEGV_DOLAR.HTM AIRBUS A-380 = US$ 1,34 x 323.546 litros = US$ 433,551.64 ANTONOV An-225 = US$ 1,34 x 300.000 litros = US$ 402,000.00 BOEING 747-8 = US$ 1,34 x 239.000 litros = US$ 320,260.00 EMBRAER Emb-195 = US$ 1,34 x 9.335 litros = US$ 12,508.90

= = = =

R$ 984.162,22 R$ 912.540,00 R$ 726.990,20 R$ 28.395,20

Comportamento independentemente de que se tenha QAV-1 produzido com “maior rendimento” (11 litros) e tendo-se o melhor tipo de gestão sobre esse derivado É oportuno frisar, se por um lado há as “injunções de ordem econômico-financeira” (petrodólares), por outro lado há as “imposições de ordem físico-químicas” aliadas à capacidade de produção de petróleo/derivados do país considerado. Também, outras preocupações devem ser consideradas. No caso do derivado “jet-fuel”, tem-se que, cada barril de petróleo produz, em média e na condição de maior rendimento, cerca de 11 litros de QAV-1, implicando em: “países autossuficientes x países dependentes”

317


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

ANEXO I – (continuação)

Dentro das dificuldades citadas anteriormente, eis as cinco principais questões a se detalhar:

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

- Com relação à “imposição de ordem físico-química, face à origem dos diferentes e pesados crus, verifica-se que o querosene de aviação, (QAV-1, JET-FUEL ou JET-A1), é destilado com rendimentos volumétricos “parecidos” em números, isto é, em quantidades de litros muito próxima uma da outra, variando em torno de 11 litros (qualidade normal), a 12 litros – (qualidade comum) – para a quantidade de 9 litros (de ótima qualidade) - por barril de petróleo utilizado. - Com relação à condição de ordem econômico-financeira, isto é, sobre o preço final do litro do QAV-1 chegando aos tanques dos aviões - (a jato e turboélice) - muitas empresas aéreas comerciais de países não suficientemente produtores desse tipo de derivado são prejudicadas na competição de mercado, em virtude de tributação diferenciada e discriminatória. Então, como haverá certamente um desequilíbrio econômico-financeiro na operacionalidade dessas empresas, pergunta-se: por que os Governos, sem necessariamente intervirem na economia do mercado de petróleo, não proporcionam regras mais claras no sentido de regularem o mercado do querosene de aviação visando saudável competição entre as Empresas Aéreas Comerciais? - “Upgrade” - Quando se fala em “aposentadoria” dos aviões turbojets é para que os seus correspondentes fabricantes pensem em modificações tecnológicas, fazendo um “upgrade” (atualização) em termos de nova motorização, isto é, transformando os aviões turbo-jets em aviões turbofans. Assim, com os novos aviões “upgraded” (atualizados), e tendo CAL variando de 5 a 6,89 as fábricas de aviões estariam assegurando e contribuindo para menor consumo de QAV-1 e, consequentemente, causando menores impactos ambientais. Com a assertiva anterior, não se trata desses fabricantes estarem regredindo em seus projetos aeronáuticos. Portanto, o Estudo do CAL ao mostrar os três tipos de operacionalidade de aviões - (custos no emprego operacional) - também se presta para sinalizar a essas mesmas indústrias aeronáuticas, face aos custos imprevisíveis do custo do petróleo e, por decorrência, dos seus derivados, que as fábricas de aviões ao produzirem as modernas aeronaves a jato com motores “turbo-fans”, que as fabriquem com CAL convencionados para o setor “súper” eficiente: Nesse sentido, merecem ser destacados a seguir 4 (quatro) exemplos de aeronaves “súper” eficientes: ANTONOV An-225

AIRBUS A-380

EMBRAER Emb-195

BOEING 747-8

318


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

ANEXO I – (continuação)

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

- Instabilidade política - Esta conclusão não poderia deixar de atrelar os problemas decorrentes de possíveis instabilidades políticas dos maiores produtores de petróleo, sobretudo dos países do Oriente Médio, pois, sempre que isso ocorre o “pregão de valores do petróleo” leva os seus preços – (petrodólares) – para as alturas e, ainda, se a atividade de fornecimento por parte desses países não for interrompida.

- Por ter um caráter “provocativo”, o Estudo do CAL sinaliza e enfatiza uma última questão a ser levantada, tão ou mais importante que os objetivos - (tópicos conclusivos) – teorizados por este estudo. Diz respeito à sustentabilidade do planeta, porquanto, “o consumo de petróleo no mundo, hoje nos 89 milhões de barris/diários, pode estar perto do seu pico” , (segundo importante revista internacional).

Toda e qualquer ação é válida para preservar o meio ambiente, seja partindo da própria conduta individual do ser humano, seja partindo da capacidade governamental de proteger o meio ambiente através de políticas mundiais sustentáveis e de programas buscando objetivos comuns para reverter perdas de recursos naturais. Por que não aprofundar as pesquisas em termos de alternativas, como é o caso dos biocombustíveis, a fim de diminuir o consumo de combustíveis fósseis que já se prenuncia como “escasso” em futuro previsível?

O ser humano ficará grato por ser possível a continuação da vida se for buscada a sustentabilidade do planeta. Do mesmo modo, os demais seres vivos ficarão instintivamente agradecidos. As fábricas de aviões e as empresas aéreas comerciais que apoiarem o desenvolvimento e a produção de combustíveis alternativos, (ex.: querosene de aviação produzido a partir de amêndoas, de algas, da cana-de-açúcar, etc.), terão cumprido a sua missão, contribuindo para redução de emissões de CO2 na atmosfera. E os Governos poderão ser aplaudidos pelas gerações seguintes por não terem provocado um holocausto da raça humana, ao encontrarem fórmulas realistas para preservação da vida em consonância com o desenvolvimento da Humanidade. Eis na página-slide seguinte algumas questões cruciais que estão ligadas diretamente aos líderes de Nações no sentido de tomarem decisões corretas sobre as condições climáticas do planeta e de buscarem novas matrizes energéticas para uso devido da Humanidade, de modo que não sejam comprometidas as oportunidades para as futuras gerações:

319


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

ANEXO I – (continuação)

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

ATÉ QUANDO O MUNDO CONTINUARÁ IGNORANDO OS ASPECTOS NEGATIVOS DA EMISSÃO DE GASES POLUIDORES A PROVOCAR O EFEITO ESTUFA NA ATMOSFERA VITAL?

SERÁ QUE NÃO ESTÁ NA HORA DE SER ESTABELECIDO UM MARCO REGULATÓRIO INCLUINDO TODOS OS PAÍSES NO SENTIDO DE HAVER UM SISTEMA ENERGÉTICO SEGURO E SUSTENTÁVEL, INDEPENDENTEMENTE DE SÓ VISAR A COMPETIÇÃO DE MERCADO? E POR QUE NÃO COMEÇAR ESSE MARCO ESTABELECENDO UM MÁXIMO DE 50% DE EMISSÃO DE GASES EM BUSCA DA EFICIÊNCIA GLOBAL?

POR EXEMPLO, O QUEROSENE DE AVIAÇÃO: SE ESSE DERIVADO DO PETRÓLEO FOSSE UTILIZADO POR AVIÕES DE PROJETOS AERONÁUTICOS “SUPER EFICIENTES” - (de CAL variando entre 5 e 6,89) - CERTAMENTE HAVERIA MENOS IMPACTOS NA RELAÇÃO “MEIO AMBIENTE x EFICIÊNCIA ENERGÉTICA”!

320


Francisco Bedê NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

IN PORTUGUESE ANEXO II - TABELAS TRIGONOMÉTRICAS

cateto adjacente

cateto oposto cos ∅ =

sen ∅ =

hipotenusa

hipotenusa

cos ∅ cotg ∅ =

1 =

sen ∅

cateto adjacente =

tg

cateto oposto

1 sec ∅ =

= cateto adjacente

hipotenusa =

cos ∅

sen ∅

cateto oposto tg ∅ =

1 cossec ∅ =

cateto adjacente

cos ∅

hipotenusa =

sen ∅

cateto oposto

Quando exemplificamos com valores aleatórios, (escritos em vermelho escuro por serem valores pertinentes ao nosso estudo), então, veremos através de uma calculadora científica que as fórmulas acima são facilmente comprovadas pelos valores abaixo de ângulos constantes no Quadrante I do Círculo Trigonométrico:

GRAUS 0,00 1,00 26,57 45,00 53,07 60,00 67,55 80,55 81,75 82,51 88,00 89,00 90,00

SEN 0,000000000 0,017452406 0,447290848 0,707106781 0,799370169 0,866025403 0,924213135 0,986429257 0,989651386 0,991467627 0,999390827 0,999847695 1,000000000

COS 1,000000000 0,999847695 0,894388560 0,707106781 0,600838856 0,500000000 0,381877049 0,164186846 0,143492622 0,130353150 0,034899496 0,017452406 0,000000000

TG (CAL)

COTG

SEC

COSSEC

0,000000000 0,017455064 0,500107971 1,000000000 1,330423559 1,732050806 2,420185071 6,007967636 6,896879939 7,606012006 28,636253280 57,289963060 não existe

não existe 57,289964680 1,999568209 1,000000000 0,751640327 0,577350269 0,413191541 0,166445637 0,144993099 0,131474943 0,034920769 0,017455064 0,000000000

não existe 1,000152328 1,118082280 1,414213563 1,664339764 2,000000000 2,618643887 6,090621900 6,968999424 7,671467855 28,653708920 57,298689930 não existe

não existe 57,298689930 2,235681782 1,414213563 1,250984886 1,154700539 1,082001502 1,013757442 1,010456828 1,008605801 1,000609544 1,000152328 1,000000000

321


Francisco Bedรช IN PORTUGUESE tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg

ANEXO II โ€“ (continuaรงรฃo)

89,99ยบ =5729,57789 89,90ยบ = 572,95721 89,80ยบ = 286,47773 89,70ยบ = 190,98418 89,60ยบ = 143,23712 89,50ยบ = 114,58650 89,40ยบ = 95,48975 89,30ยบ = 81,84704 89,20ยบ = 71,61507 89,10ยบ = 63,65674 89,00ยบ = 57,28996 88,00ยบ = 28,63625 87,00ยบ = 19,08113 86,00ยบ = 14,30066 85,00ยบ = 11,43005 84,00ยบ = 9,51436 83,00ยบ = 8,14434 82,90ยบ = 8,02847 82,80ยบ = 7,91581 82,70ยบ = 7,80622 82,60ยบ = 7,69957 = 7,70 82,51ยบ = 7,60601 = 7,60 82,50ยบ = 7,59575 = 7,59 82,40ยบ = 7,49465 โ€œCALโ€ indicadores 82,30ยบ = 7,39615 de โ€œsetoresโ€ onde 82,20ยบ = 7,30017 podem acontecer decolagens, na 82,10ยบ = 7,20661 relaรงรฃo kg/hp 82,00ยบ = 7,11536 81,87ยบ = 7,00008 = 7,00 81,74ยบ = 6,88841 = 6,89 81,00ยบ = 6,31375 80,55ยบ = 6,00789 = 6,00 80,00ยบ = 5,67128

tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg

79,00ยบ = 78,69ยบ = 78,00ยบ = 77,00ยบ = 76,01ยบ = 76,00ยบ = 75,00ยบ = 74,00ยบ = 73,20ยบ = 73,00ยบ = 72,00ยบ = 71,60ยบ = 71,00ยบ = 70,00ยบ = 69,00ยบ = 68,00ยบ = 67,00ยบ = 66,00ยบ = 65,00ยบ = 64,00ยบ = 63,53ยบ = 63,00ยบ = 62,00ยบ = 61,00ยบ = 60,00ยบ = 59,00ยบ = 58,00ยบ = 57,00ยบ = 56,00ยบ = 55,00ยบ = 54,00ยบ = 53,07ยบ = 53,00ยบ = 52,00ยบ =

322

5,14455 4,99996 = 5,00 4,70463 4,33147 4,01376 = 4,00 4,01078 3,73205 3,48741 3,31215 3,27085 3,07768 3,00611 = 3,00 2,90421 2,74747 2,60508 2,47508 2,35585 2,24603 2,14450 2,05030 2,00832 = 2,00 1,96261 1,88072 1,80404 1,73205 1,66427 1,60033 1,53986 1,48256 1,42814 1,37638 1,33042 = 1,33 1,32704 1,27994

tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg tg

51,00ยบ = 50,00ยบ = 49,00ยบ = 48,00ยบ = 47,00ยบ = 46,00ยบ = 45,00ยบ = 44,00ยบ = 43,00ยบ = 42,00ยบ = 41,00ยบ = 40,00ยบ = 35,00ยบ = 30,00ยบ = 25,00ยบ = 20,00ยบ = 15,00ยบ = 10,00ยบ = 5,00ยบ = 4,00ยบ = 3,00ยบ = 2,00ยบ = 1,00ยบ = 0,50ยบ = 0,40ยบ = 0,30ยบ = 0,20ยบ = 0,10ยบ = 0,05ยบ = 0,04ยบ = 0,03ยบ = 0,02ยบ = 0,01ยบ = 0,00ยบ =

1,23489 1,19175 1,15036 1,11061 1,07236 1,03553 1,00000 = 1,00 0,96568 0,93251 0,90040 0,86928 0,83909 0,70020 0,57735 0,46630 0,36397 0,26794 0,17632 0,08748 0,06992 0,05240 0,03492 0,01745 0,00872 0,00698 0,00523 0,00349 0,00174 0,00087 0,00069 0,00052 0,00034 0,00017 0,00000

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)


Francisco Bedê ANEXO III – FÓRMULAS PRÁTICAS DE CONVERSÃO – (resultados aproximados)

N (newton)

kN (kilonewton)

hp (horsepower)

kgf (kilograma-força)

cv (cavalo-vapor)

lbf (libra-força)

shp (potência hp no eixo da turbina)

lb (libra-peso)

kW x 1,341 = hp

hp ÷ 1,341 = kW

kW x 1,341 = shp

shp ÷ 1,341 = kW

hp = cv ÷ 1,014

cv = hp x 1,014

(valores aproximados)

kW = (quilowatt de potência) = 1.000 W (watts)

kt (nó) = 1,852 km/h (velocidade) pé = 0,3048 m (comprimento) cv = 0,98632 hp = 735,4987 W (fora dos países de lingua inglesa)

kN x 1.000 = N N ÷ 1.000 = kN N ÷ 9,807 = kgf kN x 101,972 = kgf kgf ÷ 101,972 = kN kgf x 9,807 = N tnf x 2.204,62 = lbf kN x 224,809 = lbf kgf x 2,205 = lbf N ÷ 4,448 = lbf

ENERGIA (potência)

IN PORTUGUESE

MASSA (peso) ton 1 kg 1 lb 2 lb

P (hp) = [ F (lbf) ] x [ VLOF (kt) ÷ 325,71 ]

= = = =

1.000 kg 2,20462 lb 0,453592 kg 0,907184 kg

lb 2,20462

= kg

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

CAL = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ] Do mesmo modo que Santos Dumont ao intuir na prática utilizando certos “coeficientes”, é porque ele não teve outras preocupações, como: tipo de pista, arrasto causado, atrito das rodas do trem de pouso na pista, etc., então, este Autor se julgou no direito de intuir, didaticamente, determinado índice na transformação de lbf (empuxo) para hp. Isso significa dizer que poderá ser aplicado um outro índice aproximado, conforme a VLof considerada durante a fase de decolagem.

1) Nos aviões equipados com motor convencional, (tipos Cessna, Piper, etc.), a potência é dada em cavalo vapor (hp = horse power; cv = cheval vapeur). Obs.: à potência hp estão agregadas as seguintes siglas: a) shp (shaft horse power = potência hp no eixo da turbina); b) ehp (effective horse power); c) thp (true horse power); d) bhp (break horse power); e) ihp (indicated horse power); etc. 2) Nos aviões equipados com motor turboélice, (tipos C-95 Bandeirante, C-130 Hércules, etc.), a potência é dada em shp (= potência “hp” no eixo da turbina); e/ou; em kW; 3) Nos aviões tendo motor a jato, (tipos Boeing, Airbus, Jatos da Embraer, etc.), a potência é dada em lbf (= libras-força, libras de empuxo); 4) Nos aviões supersônicos, (ex.: F-5M), a potência é dada em: a) kN (kilonewton de potência); b) kgf (kilograma-força, kg de empuxo). De qualquer maneira, com relação aos aviões a jato, a potência é finalizada em lbf para efeito deste estudo, a fim de ser convertida em hp, em função da VLof considerada didaticamente, conforme já demonstrado neste anteriormente. Obs.: A potência para aviões convencionais providos de hélice (tração) é tomada em hp; para turboélices é em shp; para os jatos é empuxo lbf

323


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

ANEXO IV GLOSSÁRIO DE TERMOS PERTINENTES

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

FORÇA – Aquilo que é capaz de produzir ou modificar o movimento de um corpo. Um objeto só poderá se movimentar, parar ou mudar de direção se lhe for aplicada uma força. As unidades mais usadas para medir a força são: kgf (quilograma-força); lbf (libra-força) MASSA – Quantidade de matéria contida num corpo. A massa é INVARIÁVEL em qualquer lugar. Exemplificando-se: um saco contendo 60 kg de milho sempre terá a quantidade de 60 kg de milho, em qualquer parte, seja na Terra, seja na Lua onde a gravidade é menor que em nosso planeta. As unidades mais usadas são: kg (quilograma); lb (libra peso = 0,4536 kg) POTÊNCIA – É o trabalho produzido por unidade de tempo. A potência decorre da multiplicação da força pela velocidade. É, geralmente, medida em hp (horsepower). Por convenção internacional, 1 hp é a potência de um cavalo puxando um objeto com uma força de 76 kgf à velocidade de 1 m/s (metro/segundo).

ACELERAÇÃO – É a variação da velocidade por unidade de tempo. Obtém-se a aceleração dividindo-se a força pela massa. A aceleração pode ser definida, também, como sendo a “razão de troca de velocidade”. Um aumento na velocidade da aeronave é um exemplo de aceleração positiva, enquanto a redução de velocidade em outra aeronave é um exemplo de aceleração negativa. (A “aceleração negativa” é chamada de “desaceleração”). PESO – É a força da gravidade. O peso é VARIÁVEL. Exemplificando-se: o peso de uma pessoa é maior nos Pólos do que no Equador, devida à maior proximidade do centro da terra. Na Lua, o peso de um astronauta é menor do que na Terra - A razão é devida a gravidade lunar (gL) ser menor do que a gravidade terrestre (gT). OBS.: O peso é um fator muito importante nas operações de decolagem e de pouso. Um avião muito pesado irá precisar de maior comprimento durante a decolagem, a fim de obter velocidade suficiente para sua sustentação no espaço. O mesmo acontece na aterrissagem, pois, deve-se respeitar a Lei da Inércia. CARGA ALAR – Peso teoricamente suportado por m2 de uma asa de avião. (Área alar = área da asa = S = superfície total em m2 das asas) TRABALHO – É o produto da força pelo deslocamento. Exemplificando-se: um trator tendo uma força de 200 kgf ao deslocar uma pedra por 10 metros de distância produzirá um trabalho de 2.000 kgf x m (= 200 kgf x 10 m = 2.000 kgf x m) VELOCIDADE – em inglês – é traduzida por “SPEED” (celeridade) e por “VELOCITY” (palavra usada mais em contextos científicos ou formais); são termos frequentemente usados com sentido semelhante, porém, eles não têm exatamente o mesmo significado: “SPEED” (velocidade) é a razão de celeridade, rapidez. Ex.: “that car is running with a lot of speed” (aquele carro está correndo com muita velocidade); “the speed of sound” (a velocidade do som); “it is a high speed train” (é um trem de alta velocidade); “it flies at full speed” (ele voa na velocidade máxima); etc “VELOCITY” (velocidade) é a razão de movimento numa direção particular e em relação ao tempo. Ex.: “the rotation velocity Vr of that aircraft is of 130 knots” (a velocidade de rotação Vr daquele avião é de 130 milhas marítimas/h)

324


Francisco Bedê ANEXO IV – (continuação) Relembrando-se: Uma aeronave em voo está sob a ação de quatro forças:

IN PORTUGUESE NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

1) GRAVIDADE ou PESO, força que puxa a aeronave para baixo; 2) SUSTENTAÇÃO, força que empurra a aeronave para cima; 3) PROPULSÃO (EMPUXO e/ou TRAÇÃO), força que move a aeronave para frente; 4) ARRASTO (RESISTÊNCIA), força que exerce a ação de um freio. O fluxo de ar em volta de um objeto, causado pelo movimento do ar ou do objeto, ou de ambos, é chamado de vento relativo.

AEROFÓLIO ou PERFIL ALAR - Um aerofólio é uma superfície projetada para obter uma reação desejável do ar, através do qual esse aerofólio se move. Assim, podemos dizer que, qualquer peça de uma aeronave, que converta a resistência do ar em força útil ao voo, é um aerofólio. CENTRO DE GRAVIDADE – Sabe-se que a Gravidade é a força que tende a puxar todos os corpos da esfera terrestre para o centro do planeta. O centro de gravidade (de um avião) pode ser considerado como o ponto no qual todo o peso de uma aeronave está concentrado.

AERODINÂMICA – Toda teoria de voo relaciona-se com a “aerodinâmica”. O termo “aerodinâmica” é derivado da combinação de duas palavras gregas: "AER", significando AR; e; "DYNE", significando FORÇA (de potência) Assim, quando juntamos aero e dinâmica, temos Aerodinâmica, significando o “estudo dos objetos em movimento através do ar e as forças que produzem ou mudam tal movimento”. A Aerodinâmica estuda a ação do ar sobre um objeto. Ela é, além disso, definida como aquele ramo da Dinâmica, que trata do movimento do ar e de outros gases, com as forças agindo sobre um objeto em movimento através do ar, ou com um objeto que esteja estacionário na corrente de ar. De fato a Aerodinâmica está relacionada com três partes distintas. Essas três partes podem ser definidas como: a aeronave; o vento relativo; e; a atmosfera. PESO MÁXIMO DE DECOLAGEM – PMD (MTOW) <http://monografias.poli.ufrj.br/monografias/monopoli10008635.pdf> Peso = Weight PMD = W 0 O peso máximo de decolagem é composto da seguinte forma: W 0 = W c + W p + W f + W e = MTOW (maximum takeoff weight) Ou: W 0 = W to = MTOW Onde: W c é o peso da tripulação; W p é o peso da carga paga; W f é o peso de combustível; e; W e é o peso vazio

325


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

ANEXO V SIGLAS PRINCIPAIS (EM INGLÊS, EM FRANCÊS, EM PORTUGUÊS, EM RUSSO) lb; kg = libra peso (pound); quilograma peso lbf = libra-força; kgf = quilograma-força; kN = quilonewton; N = Newton; hp = horse power; shp = shaft horse power; kW = quilowatt; cv = cavalo vapor; PAV = Poids à vide (peso básico); PMAD = Poids maximum au decolage (peso máximo de decolagem); MOTORISATION = motorização (planta de potência); PUISSANCE = potência; PUISSANT = potente; PU = Puissance unitaire (potência de cada motor); MOTEUR = motor, turbina; MTOW = Maximum takeoff weight (peso máximo de decolagem); POWERPLANT = planta de potência; motorização; PMD = peso máximo de decolagem (kg) POT = potência do(s) motor(es) максимальная взлётная, кг: = peso máximo de decolagem, kg Мощность двигателя, кгс (кН) = motorização, kN = potência, kN PAX (kg) = passageiro (peso médio estimado por pax. = 75 kg) BAG (kg) = bagagem individual (peso médio estimado por bag. = 25 kg) Donde: 75 + 25 = 100 kg = peso por passageiro embarcado e sua bagagem CAPAX (kg) = nr . de pax. = capacidade de passageiros por avião (= nr. x 100 kg) a = CAL = m = coeficiente “angular” de sustentação; b = coeficiente linear; CD = coeficiente de arrasto; CL = coeficiente de sustentação; Y = eixo das ordenadas; X = eixo das abcissas; O.T. = T.O. = ordem técnica (manual do avião). FAR = Federal Aviation Regulation IEA (International Energy Agency) RAF = Royal Air Force

326

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (. to be COMMA (,)


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

ANNEX VI

Musical tribute to Alberto Santos Dumont the Inventor of the Airship of the Balloons and the Airplane - hence being the Aviation Father. (Note: lyrics sung in Portuguese with stanzas translated into English.)

“THE AIR CONQUEST” Melody by the popular songwriter EDUARDO DAS NEVES: In Brazil 1902 was the most successful song.

IV

I

The conquest of the air that aspired The old Europe, powerful and virile, Breaking the veil that hid it, Who won was Brazil!

Europe bowed to Brazil, And cried out congratulations in gentle tones; Another star shone in the sky: Santos Dumont appeared.

V

II

This is why Brazil is so majestic, Of the century has the main glory; He bore in his bosom the great hero, Who today has a universal renown.

Hail, Star of South America, Beloved Indian darling land, warrior! The greatest glory of the twentieth century, Santos-Dumont is a Brazilian! III

VI

Brazil, increasingly powerful, Less fears the roar of the Breton; It is strong in the fields and in the seas, And today in the air with its balloon.

Forever marked the twentieth century The hero that haunted the whole world; Higher than the clouds, almost God,, Santos-Dumont is a Brazilian.

327


Francisco Bedê ANEXO VII

IN PORTUGUESE

CURRÍCULO DE FRANCISCO BEDÊ

NOME: FRANCISCO LAÉLIO DE OLIVEIRA BEDÊ, nasceu em Limoeiro do Norte - CEARÁ – BRASIL, a 15 de agosto de 1937. Seus pais, já falecidos, chamavam-se: SAMUEL BEDÊ FILHO, médico; e MARIA DE OLIVEIRA BEDÊ, de prendas do lar. Fez o Curso Primário, (1º. Grau Menor), em sua cidade natal, no Ginásio Dom Aureliano Matos. Mudou o domicílio para Fortaleza a fim de dar prosseguimento aos seus estudos, onde concluiu os Cursos Ginasial e Científico, (2º. Grau), respectivamente, no então Ginásio Sete de Setembro e no Liceu do Ceará. Sua formação acadêmico-profissional se deu na Escola de Aeronáutica do Campo dos Afonsos, na cidade do Rio de Janeiro, em 1960, quando foi declarado Aspirante-a-Oficial-Aviador – (FORÇA AÉREA BRASILEIRA). Paralelamente ao serviço profissional na Aeronáutica, dedicou-se a criações literárias, quer em PROSA, quer em VERSOS, quer em ASSUNTOS TÉCNICO-CIENTÍFICOS, etc. Prestou serviço durante mais de 30 anos à Força Aérea Brasileira, onde contabilizou (durante toda a sua vida de aviador) 8.000 horas de pilotagem, aposentando-se no posto de Coronel-Aviador. SÃO DE SUA LAVRA OS SEGUINTES TRABALHOS LITERÁRIOS: Primeiras Pedras; Ponto de Congelamento; Teorema da Clonagem; A matemática dos homens e a Mente Matemática de Deus; Deus não tem Moral e o homem não tem Ética; Cidadanismo (trabalho feito em parceria com os autores doutores Jorge Acário e Pedro João Abreu); Contos Reais do Último Verão Brasileiro; Retalhos Poéticos; Entrevista Inusitada; Capistrano de Abreu, o Homem na Província, na Corte e no Mundo; Centenário do Primeiro Voo de Avião e o seu Inventor no Brasil e na França; Geometrizando os conceitos de Ética e Moral; Estudo do Coeficiente “Angular” de Sustentação na Decolagem Horizontal de Aviões que Utilizam Combustíveis Líquidos – (como teoria inicial), MEMBRO DE INSTITUIÇÕES LITERÁRIAS E/OU DE OUTROS ESTUDOS ACADÊMICOS: 1- É membro da ACADEMIA DE CIÊNCIAS, LETRAS E ARTES DO COLUMINJUBA DE CAPISTRANO DE ABREU - ACLA - como Titular da Cadeira 13, de Letras. 2- É membro da ACADEMIA MAÇÔNICA DE LETRAS DO ESTADO DO CEARÁ – AMLEC, como Titular da Cadeira 12, de Letras. 3- É membro da SOCIEDADE CEARENSE DE GEOGRAFIA E HISTÓRIA. Fone: +55-85-9-9985-4571;

Email: flbd2006@gmail.com

Skype: franciscobede3

328


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

ANEXO VIII

REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS – SITES – ENTREVISTAS - COLABORADORES Aerodinâmica e Teoria de Voo – JORGE M. HOMA Aerodynamics, Aeronautics and Flight Mechanics (Copyright 1979) – BARNES WARNOCK MC CORMICK Aeronaves esquecidas... Ou quase – VOL. 1 EUA (PDF)– RONALDO OLIVE PDF:https://books.google.com.br/books?id=GyNFBQAAQBAJ&pg=PT202&lpg=PT202&dq=AERONAVES+ESQUECIDAS...+OU+QUASE&source =bl&ots=IAJ_urnaWr&sig=j0iGwOwOs1S-4NJFzx-eFdB24Yw&hl=ptBR&sa=X&ei=1VIHVaTlJ8KYgwSJuIS4Ag&ved=0CCMQ6AEwAQ#v=onepage&q=AERONAVES%20ESQUECIDAS...%20OU%20QUASE&f=false

All the world´s aircraft 2009/2010 – JANE´S Almanaque do Avião – ERNESTO KLOTZEL & TOMAS PRIETO Aprendendo Física 2 – Biografias – 1996 - Ed. Scipione - GERSON FERRACINI Aviação – A Enciclopédia Completa Desde O Início Até Os Dias Contemporâneos – ÉVANS & GUIBBONS Aviation - Os primeiros anos da Aeronáutica - (textos em inglês, em alemão, em francês) – PETER ALMOND Aviões da Segunda Guerra Mundial – EDITOR VICTOR CIVITA – ABRIL CULTURAL Aviões de Guerra – WELLINGTON KIRMELIENE Aviões de Guerra – THOMAS NEWDICK Avions de Notre Enfance – FRANCIS DRÉER Boeing versus Airbus - JOHN NEWHOUSE Combat Aircraft of the World – JOHN W. R. TAYLOR FAR – Federal Aviation Regulations Flight – The Complete History – R. G. GRANT Fundamentos da Engenharia Aeronáutica - 2013 – LUIZ EDUARDO MIRANDA JOSÉ RODRIGUES L´Histoire de l´Aviation pour les Nuls – PHILIPPE BENHAMOU Mais de cem tipos de aviões de guerra – Aviões de caça da 1ª. Guerra Mundial – (em russo) - ANDREI KHARUK O Que Eu Vi, O Que Nós Veremos – SANTOS DUMONT Os Meus Balões – SANTOS DUMONT Os Projetos Aeronáuticos de Alberto Santos Dumont – CLÁUDIO LUCCHESI & JOÃO PAULO MORALEZ Página 3-91 O.T. do C-130 Página 23.30.068 do B-707 Operations Manual Página 33 Aeromagazine Nº. 175, Ano 15, Dezembro/2008 – IVAN PLAVETZ Piston-Powered Single-Engine Aircraft – BENTO SILVA DE MATTOS Santos Dumont – A Conquista do Ar/1941 – ALUÍZIO NAPOLEÃO DE FREITAS REGO Santos Dumont e a Física do Cotidiano/2006 – ALEXANDRE MEDEIROS Santos Dumont e a Invenção do Voo – HENRIQUE LINS DE BARROS Santos Dumont – Maître d´Action – PIERRE PAQUIER (França) Santos Dumont – O Retrato de uma Obsessão – PETER WYKEMAN (Ten. Brig. da RAF - Inglaterra) Santos Dumont – O Engenheiro Autodidata – FRANCISCO BEDÊ Segunda Guerra Mundial – H. P. WILLMOTT & ROBIN CROSS & CHARLES MESSENGER

329


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

ANEXO VIII – (continuação)

Tabela Trigonométrica – Tangentes – Quadrante I The Aviation Book – The World´s Aircreft A-Z – FIA O CAOIMH The Encyclopedia of Military Aircraft – ROBERT JACKSON Todos os Aviões do Mundo – ENZO ANGELUCCI VED-009/2008 – EMBRAER Sites: http://www.fab.mil.br/noticias/mostra/35107 http://www.if.ufrgs.br/tex/fis01043/20031/Andre/ Entrevistas: 13/setembro/2006 – (3ª feira) – Fortaleza - CE Prof. Dr. JOÃO BATISTA FURLAN DUARTE UNIFOR – UNIVERSIDADE DE FORTALEZA 28/29 de maio de 2007 – (2ª/3ª feiras) – São José dos Campos - SP Prof. Dr. PhD MAURÍCIO PAZINI BRANDÃO Eng Aer-78, MBA, M Sc.,; PhD, Brig Eng R1 Semper Fidelis Member #366 - Twice Soccer World Champion Aerospace Engineering Professor ITA/DCTA – Aeronautical; Engineering Division 19 de novembro de 2014 – (3ª. feira) – Moscou / RÚSSIA Prof. Dr. PhD NIKOLAY KONSTANTINOVICH LISEYTSEV Professor do Departamento 101 de Projetos de Aeronaves da Faculdade de Engenharia Aeronáutica do I.A.M. – (Instituto de Aviação de Moscou) Николай Константинович Лисейцев мастер преподаватель кафедры 101 - Проект самолета Факультет авиационной техники в Московском авиационном институте, Российский университет Стране Поиск Colaboradores: Ano de 2019 Cel Av ALEX PEREIRA DE SOUZA – Cmte. da BAFZ; Ten Cel Av ROGÉRIO VIEIRA MACIEL JÚNIOR – Cmte. do 1/1 GT; Ten Farm WALTER BRENO DE SOUZA FREIRE – (Lab. BAFZ); Dra. SARA MENEZES – (Laboratório Clementino Fraga)

AGRADECIMENTOS ESPECIAIS - ANO DE 2019 Presidindo a reunião de lançamento do livro: TEN BRIG AR ANTÔNIO CARLOS MORETTI BERMUDEZ – (ALA 10 – 5/12/2019) Comandante da Aeronáutica Difundindo institucionalmente o livro: MAJ BRIG AR PEDRO LUIS FARCIC MAJ BRIG AR CELESTINO TODESCO BRIG AR PAULO CÉSAR ANDARI BRIG AR MARCELO FORNASIARI RIVERO BRIG AR ARY SOARES MESQUITA

330


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

ANEXO IX (compilado de textos da Internet)

NOTE: In the numbers of graphs and calculations, understand COMMA (,) as POINT (.); and understand POINT (.) to be COMMA (,)

A GENIALIDADE DE ALBERTO SANTOS DUMONT: QUAL TERIA SIDO O SEU QI? Introdução Para não excluir personalidades que nasceram antes da invenção dos testes de QI, o engenheiro eletroquímico americano Libb Thims usou como referência a metodologia COX, ao estimar o QI dos maiores gênios que nasceram até o Século XX. A metodologia utilizada estava de acordo com a Escala Stanford-Binet, primeiro indicador para medir a inteligência humana, de modo que não excluísse personalidades que nasceram bem antes da invenção dos testes de QI.

E ainda, segundo o Dr. Howard Gardner, o ser humano possui não um, nem dois, etc., mas nove tipos de inteligência, com diversas personalidades que podem ser apontadas como referências para cada uma delas: musical, corporal-cinestésica, espacial, lógico-matemática, interpessoal, intrapessoal, naturalista, existencialista, linguística. Além desses nove tipos, especula-se modernamente a formulação de uma “nova” inteligência: a digital.

Eis as 10 principais personalidades listadas por Thims, (nascidas a partir de 1452 e falecidas até 1944), para as quais observa-se terem em comum o indicador QI (médio) = 200. Daí, traçar-se adiante um gráfico cartesiano para se visualizar como seria a “curva” de genialidade correspondente e poder perceber que SANTOS DUMONT não foi citado por Libb Thims pelo fato de estar fora da “curva” da genialidade humana, isto é, por ser um “súper” gênio. Portanto, seu QI teria o valor 200 para a faixa inferior e 250 no mínimo para a faixa superior: 1452-1519: DA VINCI (QI = 180 A 220) 1473-1543: COPÉRNICO (QI = 160 200) 1643-1727: NEWTON (QI = 190 A 200) 1646-1716: LEIBNIZ (QI= 180 A 210) 1749-1832: GOETHE (QI = 200 A 220) 1773-1829: THOMAS YOUNG (QI = 180 A 200) 1822-1888: RUDOLF CLAUSIUS (QI = 190 A 200) 1831-1879: JAMES MAXWELL (QI = 190 A 210) 1879-1955: EINSTEIN (QI = 200 A 230) 1898-1944: WILLIAM SIDIS (QI = 200 A 240)

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Francisco Bedê IN PORTUGUESE CARTESIANO DA “CURVA” DE GENIALIDADE HUMANA

N/F

NOME

QI (FAIXA)

1452-1519: DA VINCI (QI = 180 A 220)

EIXO Y (faixa QI inferior) 250

1473-1543: COPÉRNICO (QI = 160 200) 1643-1727: NEWTON (QI = 190 A 200) 1646-1716: LEIBNIZ (QI= 180 A 210)

240

1749-1832: GOETHE (QI = 200 A 220) W. SIDIS

230

EINSTEIN DA VINCI

220

1822-1888: RUDOLF CLAUSIUS (QI = 190 A 200) 1831-1879: JAMES MAXWELL (QI = 190 A 210)

GOETHE

1879-1955: EINSTEIN (QI = 200 A 230)

J. MAXWELL

210

1773-1829: THOMAS YOUNG (QI = 180 A 200)

LEIBNIZ

1898-1944: WILLIAM SIDIS (QI = 200 A 240)

EINSTEIN W. SIDIS GOETHE NEWTON COPÉRNICO T. YOUNG R. CLAUSIUS

200 190

OS PRIMEIROS COLOCADOS NA LISTA ELABO-

R. CLAUSIUS NEWTON NEWTON T. YOUNG LEIBNIZ DA VINCI J. MAXWELL

180

RADA POR THIMS TÊM QI MÉDIO ESTIMADO EM TORNO DE 200. A TÍTULO DE COM-

170

PARAÇÃO, CERCA DE 50% DA POPULAÇÃO COPÉRNICO

160

MUNDIAL POSSUI QI DE 90 A 105, QUE É CONSIDERADA INTELIGÊNCIA MÉDIA. ESTIMASE QUE APENAS 2% DA POPULAÇÃO MUNDIAL

POSSUA QI ACIMA DE 150.

0

EIXO X (faixa QI superior) 160 170 180

190 200 210

220

332

230

240

250


Francisco Bedê IN PORTUGUESE Experiência e intuição – início do Século XX O conhecimento de então dizia serem impossíveis muitas coisas que se mostraram práticas mais tarde, graças a Santos Dumont. Por exemplo, dizia-se que combinar um motor a explosão movido a gasolina com um balão de hidrogênio – gás altamente inflamável – era como encomendar uma catástrofe. Pois o inventor brasileiro contrariou o bom senso – muitas vezes colocando sua vida em risco – e comprovou que era possível reunir as duas coisas para dar dirigibilidade aos balões. Isso só foi possível porque ele deu mais atenção a seus experimentos e a intuição do que que diziam os chamados “especialistas” da época. Contudo, o futuro da navegação aérea não estava nos veículos mais leves que o ar, e sim nos aviões. Quando se apercebeu disso, o brasileiro não hesitou em recomeçar do zero. Usando o mesmo método que lhe servira bem antes, Santos Dumont conquistou para si, em 1906, o primeiro voo registrado da história da aviação, com o 14bis. Mas o sucesso não veio sem alguns “tiros n´água”. O inventor deu passos em falso quando tentou, por exemplo, criar um híbrido entre avião e balão – com asas e invólucro de gás. Apesar disso, sua mente frenética trabalhava tão depressa e absorvia tão rapidamente o conhecimento obtido com experimentos que ninguém conseguiu tomar-lhe a dianteira na Europa, a despeito de haver muitos competidores. Depois de realizado o primeiro voo homologado, (1906), Santos-Dumont continuou trabalhando em novos projetos de avião, (1907), e contribuiu sobremaneira para modernizar a sua invenção. Entre suas inovações estão a instalação do leme na parte traseira da aeronave, o uso de um trem de pouso com rodas e os precursores dos ailerons – pequenas asas auxiliares que ajudam a controlar o voo. Onde a ciência não chegava, ele avançava intuitivamente. O inventor viu muito mais longe do que era possível com a tecnologia da época. Em seus escritos, ele antecipa a existência futura dos aeroportos e sugere que os aviões se tornariam máquinas gigantes, capazes de transportar centenas de pessoas e promover a união entre os povos. Ele também sabia que o avião poderia ser decisivo instrumental na guerra, um dos motivos que, mais tarde, o levaria ao suicídio, no Brasil, em 1932. Mas engana-se quem vê o brasileiro apenas como um gênio intuitivo. Foi mais que isso: foi um “súper” gênio.

333


Francisco Bedê IN PORTUGUESE Um manuscrito dele, datado de 1902, mostra que havia muita ciência por trás de seu trabalho. “O grau de informação científica que Santos-Dumont demonstra ter aqui mostra que ele não estava trabalhando só por intuição, tateando às cegas – ele sabia exatamente o que estava fazendo”, diz Henrique Lins de Barros, físico do CBPF (Centro Brasileiro de Pesquisas Físicas), no Rio de Janeiro, e especialista na vida e obra do inventor. Talvez até por isso – aliar o domínio da ciência da época a lampejos criativos que iam além dela – Santos Dumont merece ser lembrado como o maior gênio inventivo da história da aviação. Quem inventou o avião? A disputa é tão antiga quanto a invenção. Foram ou não os irmãos Wright, de Dayton, nos Estados Unidos, os primeiros a voar? Quem consulta os registros da Federação Aeronáutica Internacional constata que o primeiro voo registrado e reconhecido é o de Santos Dumont, com o 14bis, em 1906. Contudo, a principal razão para isso é que os irmãos americanos trabalhavam em sigilo, com o objetivo de comercializar sua máquina a governos para fins militares. Wilbur e Orville Wright realizaram seus primeiros voos em 17 de dezembro de 1903 – voos catapultados. Com uma abordagem de engenheiros, foram aperfeiçoando ano a ano o invento e, em 1905, chegaram a fazer um voo de 39 km. Para dar um termo de comparação, o maior voo do 14bis no ano seguinte, (1906), seria de 220 m. Veio o ano seguinte, (1907), quando SANTOS DUMONT consagrou sua invenção do avião com a construção do Demoiselle, Um senão é que a máquina dos Wright usava uma catapulta para decolar. Isso faz com que alguns questionem a legitimidade do pioneirismo americano. De todo modo, embora tenham sido os primeiros, os irmãos Wright sempre foram muito conservadores. Achavam que o avião jamais poderia ser muito melhor que aquilo. Pela falta de visão, foram rapidamente superados por inventores mais arrojados – sobretudo na Europa, onde seus processos de patente atrapalharam menos a evolução do campo. Santos Dumont: Um Gênio Sem Copyright Santos Dumont sempre colocou os planos de todos os seus inventos, (mais de 10 inventos), a quem quer que os quisesse reproduzir, como forma de estimular a aviação.

334


Francisco Bedê ANEXO X – NO BRASIL: PUBLICAÇÕES E PRIMEIROS RECONHECIMENTOS DO ESTUDO DO CAL v

IN PORTUGUESE

Prof. Dr. JOÃO BATISTA FURLAN DUARTE

2007 - abril – (Parte final do texto assinado pelo Orientador do Estudo) “...considerando-se a suspeita - (quociente 6) - como verdade haveria um ganho indiscutível para o projeto das aeronaves. No entanto, deduzir uma expressão teórica, apesar do seu fascínio peculiar, demandaria uma grande dedicação de tempo e de recursos intelectuais. Além disso, poderia ser enfadonha para a maioria dos leitores; mais ainda, enquanto estudo teórico poderia ser aceito ou não. A ESTATÍSTICA revelou-se o caminho mais rápido para produzir convencimento. Esta sim, construída sobre exemplos concretos, traria consigo a verdade debruçada na janela da história, viva e consagrada. Como brinde, as aeronaves apresentadas nos levam a passear entre passado, presente e futuro, revivendo e sonhando como todo aquele que faz da aviação um ideal de vida. O que seria um capítulo transformou-se em um livro, uma tese que extrapolou o cálculo de decolagem e apresentou corolários muito úteis a temas relacionados ao projeto e à segurança de voo. Lembro-me de determinado momento do trabalho, quando o Autor fez um comentário sobre a forma com que nós, meros colaboradores, nos apaixonamos pelo tema. Hoje, com a obra terminada e o êxito da comprovação tenho a obrigação de fazer um duplo agradecimento: ao convite para participar e ao espírito empreendedor, histórico e científico que motivou Francisco Bedê, uma personalidade ímpar com quem tenho o orgulho de conviver.” Eng. Aer. e Piloto de Provas Rubens Peixoto da Silva

335

T.Cel.Av. R/1 e Engº. Aeronáutico RUBENS PEIXOTO DA SILVA (Orientador do Estudo)


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

2007: 30 de maio (cópia de depoimento)

MAURÍCIO PAZINI BRANDÃO Eng Aer-78, MBA, M Sc., PhD, Brig Eng R1 Semper Fidelis Member #366 Twice Soccer World Champion Aerospace Engineering Professor ITA/DCTA - Aeronautical Engineering Division

2007: 15 de junho (cópia de depoimento)

Dr. ABÍLIO NEVES GARCIA (IAE- Instituto de Aeronáutica e Espaço)

336


Francisco Bedê 2008: 4 de abril

IN PORTUGUESE Nota do Autor: EMBRAER – EMPRESA BRASILEIRA DE AERONÁUTICA S. A. é considerada em 2015 a terceira maior indústria aeronáutica do mundo.

2008: 4 de abril - (parágrafos finais do documento oficial VED-009/2008, da EMBRAER, assinado pelo então VicePresidente de Engenharia, Engenheiro EMÍLIO KAZUNOLI MATSUO) “...Como citado pelo autor não se trata de um estudo mandante, mas que certamente vem se somar às diversas metodologias existentes, oferecendo ainda um leque maior de opções aos projetistas aeronáutiticos. Parabéns pelo excelente trabalho e criatividade.” Eng. Aer. EMÍLIO KAZUNOLI MATSUO (então Vice-Presidente de Engenharia da EMBRAER)

Eng. Aer. EMÍLIO KAZUNOLI MATSUO (Embraer)

337


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

Capa da Revista AERO MAGAZINE Nº. 175 – ANO 15 Dezembro/2008. Na página 33 da revista está publicado artigo assinado por Ivan Plavetz informando que: “Pesquisador brasileiro desenvolve um novo conceito na Ciência Aeronáutica, que ajuda a determinar o motor mais adequado para o projeto de uma aeronave”. E, à manchete principal, foi dado o seguinte título: “O SENHOR DA RAZÃO”

338


Francisco Bedê Este Autor remeteu em 20/janeiro/2014 ao GABAER em Brasília o presente Estudo do CAL com algumas conclusões importantes, dentre as quais destacou aquela “de como escolher um avião moderno para voar com eficiência e/ou com eficácia”, em função da relação custo x benefício – (“operacionalidade x segurança”, quer para a Aviação Comercial, quer para a Aviação Militar). Foi uma oportunidade do Autor, com base em seu estudo, louvar a decisão de escolha feita por parte da COPAC - Comissão Coordenadora do Programa Aeronave de Combate em favor do novo caça a jato a equipar a Força Aérea Brasileira. A COPAC, ao observar os critérios previstos pelo Programa FX-2, acabou optando por uma aeronave de manobrabilidade eficaz caracterizada por ter CAL = de 2,17 a 2,28 - (CAL indicativos de grande eficácia). Este Autor recebeu como resposta uma honrosa e animadora correspondência, (datada de 20/fev/2014 e abaixo reproduzida), instante em que compreendeu os motivos da aeronave escolhida GRIPEN NG BRASIL, designada originalmente pelo fabricante como “fighter” F-JAS-39, <http://www.saabgroup.com/pt/Air/Gripen-Fighter-System/Gripen-Para-o-Brasil/O-Caca-Gripen-NG/> não poder receber a designação “F-2014-BIS” sugerida para homenagear Santos Dumont no ano da aquisição – (ano de 2014).

IN PORTUGUESE

339


Francisco Bedê 2015: 14 de maio (certificado de mérito) Cópia reduzida de Certificado de Mérito v

Louis Joseph Nicolas Andrée

CERTIFICADO DE MÉRITO ENTREGUE EM SESSÃO PÚBLICA O Venerável Mestre da Augusta e Respeitável Loja Simbólica Nova Cruzada do Norte nº. 83, no uso de suas atribuições institucionais junto à Ordem Maçônica e em nome dos Obreiros do Quadro, confere o presente certificado a FRANCISCO LAÉLIO DE OLIVEIRA BEDÊ, reconhecendo os seus relevantes serviços prestados ao mundo aeronáutico internacional, ao contribuir graciosamente para conhecimento de todos com o seu estudo de natureza científica depois de tê-la desenvolvida no País, em 2006, e consolidada no Exterior a partir de 2014, dandolhe o título de ESTUDO DO COEFICIENTE “ANGULAR” NA DECOLAGEM HORIZONTAL DE AVIÕES QUE UTILIZAM COMBUSTÍVEIS LÍQUIDOS, tendo tomado como seus fundamentos o trato físico-matemático dado pelo Pai-daAviação e Irmão Honoris Causa da Ordem Maçônica Universal ALBERTO SANTOS DUMONT, às suas atividades de construção de modelos numéricos de paradigma do “mais pesado-que-o-ar” nos anos de 1906 e 1907 em Paris, Capital da França, ao legar fraternalmente sua invenção ao bem comum da Humanidade. Or.: de Fortaleza-CE, 14 de maio de 2015, da E.: V.: (ass.) José Mário Correia de Queiroz – Venerável Mestre IN PORTUGUESE

NOTA SOBRE O PAI-DA-AVIAÇÃO – Conforme documento oficial expedido pelo Supremo Conselho do Brasil do Grau 33 para o Rito Escocês Antigo e Aceito, Campo de São Cristóvão, nº. 114 – Rio de Janeiro-RJ, datado de 12 de junho de 2006, e assinado pelo Soberano Grande Comendador do Supremo Conselho do Brasil do G33REAA, Ir.: NEY COELHO SOARES, que o insigne inventor: “ALBERTO SANTOS DUMONT foi de fato membro da Maçonaria Universal, tendo sido iniciado honorariamente na França, estando seu retrato a integrar a pinacoteca dos 200 brasileiros considerados Grandes Maçons, pintura a óleo que fica do lado esquerdo do Portal de Entrada do Templo do Kadosch.” Ainda, segundo Ney Coelho Soares, que: “A admissão de Santos Dumont na Ordem Maçônica deu-se honoris causa em Paris, mediante concessão de certificado da parte de seu particular amigo e Ministro da Guerra da França no período de 1900 a 1904, General de Divisão LOUIS JOSEPH NICOLAS ANDRÉE, quando este por ser Positivista e LivrePensador veio a tornar-se Franco-Maçom da Grande Loja da França, contrariando interesses anti-republicanos da época.”

Américo de Campos Florisval de Oliveira

Cristiano Benedito Otoni

OBS: a pinacoteca está aberta à visitação pública, de 3º a Domingo,. Portal do Templo do Kadosch

Alberto Santos Dumont

José Adriano Marrey

340

Alberto Santos Dumont


Francisco Bedê IN PORTUGUESE 2018 - novembro – (trechos proemiais do Prof. de Física e Matemática PLAUTO HÉLVIO TEIXEIRA - (UFC) ...o estudo de Francisco Bedê ao entrelaçar conhecimentos de duas áreas científicas – Ciências da Natureza e Ciências Exatas – foi uma oportunidade para que pudéssemos fazer coro e defesa de muitos de seus propósitos que se evidenciaram durante o desenvolvimento de singular maestria acadêmica ao construir um aplicativo iconográfico de coeficientes “angulares” de sustentação, síntese e objetivo principal da obra na qual o Autor chamou o resultado de CAL, (para dados do peso máximo de decolagem e da necessária potência requerida para realização do voo considerado). E, digo que seriam dentre outros, alvos anunciados corajosamente em todo o desenvolvimento do estudo, pois o seu desiderato visava resgatar conhecimentos insipientes existentes na primeira década do século XX, precisamente a partir dos anos 1906 e 1907, conforme as seguintes avaliações históricas e técnicas que fizemos e destacamos a seguir: - seja a respeito de “competências” vetoriais e/ou escalares fazendo parte do estudo do Autor sobre as PLAUTO HÉLVIO TEIXERA quatro forças aerodinâmicas, assim enumeradas pelo nosso entendimento: Engo. em Mecânica – Universidade Federal do Ceará; S (FS): força de sustentação, em inglês lift (L ou FL); obs.: para coeficiente de sustentação CL (calculado Especialização/MBA; UFC – 1969; experimentalmente, lift coefficient); com formação universitária em A (FA): força de arrasto, em inglês drag (D ou FD); obs.: para coeficiente de arrasto CD (calculado Física e Matemática; Mestrado; experimentalmente, drag coefficient); Professor de Engenharia Mecânica na UNIFOR – P: peso, weight, (W); 1974/2001 nas Disciplinas T: empuxo (turbina), tração (hélice); em inglês: thrust, traction (T); forças essas que já eram consideradas e de Termodinâmica e de estudadas na recém-nascida FÍSICA DE VOO, (Física de então, da época do balonismo praticado por Santos Mecânica dos Fluidos. Dumont); - seja sobre outras “competências” denotadas por valores adimensionais gerados pela função “tangente de um ângulo” – a MATEMÁTICA DOS COEFICIENTES “ANGULARES” – para o Plano de Coordenadas Cartesianas inserido no Círculo Trigonométrico, especificamente para os ângulos localizados no 1º. quadrante, (ao estabelecer a equação reduzida da reta a partir da sua equação geral), um conhecimento de trigonometria embasado desde os estudos de funções correlatas para variáveis complexas, consolidados que foram por Bernoulli e Euler a partir do século XVIII. - seja sobre que o Autor visava, sobretudo resgatar o início da história da invenção do avião pelo brasileiro Alberto Santos Dumont e tornar público suas anotações feitas durante dois anos seguidos, (1906 e 1907), dando origem a surpreendente visão de cálculo de Santos Dumont para que os construtores da época acima citada passassem a considerar uma nova forma de calcular, (livre de grandezas físicas associadas), proporcionando através de um APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO PADRÃO DE COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO, um outro resultado a que chamou de CAL – coeficiente “angular” de sustentação, que é bem diferente do cálculo de CL – coeficiente “de sustentação”. Portanto, que os primeiros construtores de aviões devessem atentar para valores (números) referentes à razão MASSA/ENERGIA, de modo que os mesmos fossem calculados livres de dimensão, e serem apenas considerados na condição de referência respectiva como numerais relativos a kg e como numerais relativos a hp, e ainda, de modo que a ideia dos valores de competências adimensionais se prestassem para estimativa de cálculo do CAL, o que em nada deveriam ser confundidos com valores de outras competências adimensionais calculados experimentalmente em túneis aerodinâmicos e/ou por sistemas computacionais com aproximações empíricas para CL e para CD, experimentalmente.

341


Francisco Bedê Percebe-se claramente que o Autor pretendeu que as “competências” aerodinâmicas trazidas à tona fossem tanto desnudadas de mito no espaço atmosférico e, ao mesmo tempo, desmistificadas na prancheta de dados aeronáuticos, de modo que uma faixa de coeficientes “angulares” de sustentação – CAL previamente estabelecida pudesse, ao enquadrar determinada aeronave, mostrar custos operacionais (eficiência/eficácia) VERSUS benefícios (segurança de voo), para saber quando se trata de um projeto de aeronave eficiente e/ou de um projeto de aeronave eficaz. Outra singularidade do APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO PADRÃO DE COEFICIENTES “ANGULARES” DE SUSTENTAÇÃO é que nos permite identificar quais aviões multimotores poderão, a título de voo de traslado para fins de manutenção a ser feita com destino a outra base de apoio, decolar com um motor inoperante. O Autor cita vários exemplos desses aviões, (comprovando tais decolagens através de videoclipes), com destaque para as seguintes aeronaves: - o trimotor XF-88B, decolando na condição bimotor; - o quadrimotor C-130, decolando na condição trimotor; - o quadrimotor ELECTRA II, decolando na condição trimotor; IN PORTUGUESE - o octomotor B-52G, decolando na condição heptamotor; - o decamotor B-36, decolando na condição nonamotor; - o dodecamotor Do-X, de 12 motores, podendo decolar com 11 motores. Afirmo que dois aspectos preocupantes o estudo nos impactou: (1) a informação dada pela Agência Internacional de Energia sediada em Paris - (IEA – International Energy Agency), alertando que no ano de 2040 as reservas petrolíferas conhecidas não serão mais suficientes para atender as demandas mundiais de combustível para a aviação a jato, sobretudo o QUEROSENE DE AVIAÇÃO, se mantidos os atuais ritmos de produção e consumo desse combustível. Então, entraria em cena nesse instante o APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO PADRÃO DE COEFICIENTES “ANGULARES” DE SUSTENTAÇÃO mostrando aos fabricantes de aviões a jato que a aeronave considerada poderá ou não receber um overhaul kit para nova motorização. Por exemplo, trocar os seus turbojets por turbofans, tudo em nome da “eficiência” enquanto não se vislumbra uma nova matriz energética para suprir a aviação a jato. (2) a antevisão de que não são as grandes “capacidades” de passageiros embarcados, (B-747-8, com cerca de 600 pax; e; A-380, com cerca de 800 pax), que assegurarão eficiência operacional. O estudo de Francisco Bedê tem um lado curioso e muito interessante: mostra pelo aplicativo padrão de CAL como podemos estimar com bastante segurança o “ESFORÇO POTENCIALIZADO EFICAZMENTE” das grandes aves de de rapina, exemplificando-se as águias americanas, quando identificamos e comparamos a força do seu “bater de asas” com a “potência em hp” dos motores de pequenos aviões convencionais. Concluimos que tudo que ocorre na Aviação, seja no alto - ESPAÇO ATMOSFÉRICO - seja cá embaixo - nas PRANCHETAS DE PROJETOS AERONÁUTICOS - está intimamente relacionado com a Física e a Matemática, de maneira que em ambas as ciências não haja, respectivamente, mito e nem mistificação, conforme o Autor sugere no título da sua obra para demonstrar que ALBERTO SANTOS DUMONT estava fora da “curva” da genialidade humana traçada por Libb Thims, (desenvolvida geometricamente pelo Autor, cfr. texto anexado), pelo fato de ter sido um “súper” gênio. Com esta última consideração entendemos, salvo melhor juízo, que seria uma grande homenagem póstuma ao Paida-Aviação se o presente estudo de Francisco Bedê viesse a ter outros reconhecimentos científicos internacionais e publicação em revistas especializadas. (ass.) Plauto Hélvio Teixeira Prof. de Física e Matemática – Universidade federal do Ceará – (UFC)

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Francisco Bedê NOTICIÁRIO OFICIAL DO PORTAL INTRAER INSTITUCIONAL – (AGÊNCIA FORÇA AÉREA) IN PORTUGUESE

Data de lançamento oficial de livro: 5/dezembro/2019, na ALA 10 (Base Aérea de Natal-RGN) Órgão difusor (PrtScr): CECOMSAER – AGÊNCIA FORÇA AÉREA - Publicado em: 09/12/2019 17h:00 Ver noticiário completo em: http://www.fab.mil.br/noticias/mostra/35107 09/12/2019 – 17h00

FONTE: Agência Força Aérea, por Ten. Elias EDIÇÃO: Agência Força Aérea – REVISÃO: Cap. Landenberger

Livro trata do que se chama o Algoritmo de Santos-Dumont

343


Francisco Bedê IN PORTUGUESE AND IN ENGLISH

NO EXTERIOR: PUBLICAÇÕES E PRIMEIRO RECONHECIMENTO DO ESTUDO DO CAL – CRONOLOGIA v

2014 – 19 de novembro (Breve histórico) O Autor, FRANCISCO BEDÊ, foi o único latino-americano a apresentar trabalho na 13ª CONFERÊNCIA INTERNACIONAL DE AVIAÇÃO E COSMONÁUTICA, realizada em Moscou-RÚSSIA, na semana de 17 a 21 de novembro de 2014, sob os auspícios do Comitê Organizador da Conferência (*). Após apresentar o seu estudo com o título oficial de "TEORIA DO COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO – CAL – NA DECOLAGEM DE AVIÕES”, o Autor teve o seu trabalho certificado com “aprovação” e elogiado publicamente pelo Professor PhD do IAM - Instituto de Aviação de Moscou, Dr. NIKOLAY KONSTANTINOVICH LISEYTSEV, (em 21/nov/2014), que depois de comentar o trabalho do Autor, sintetizou sua apreciação final com a seguinte conclusão em inglês:

Prof. Dr. NIKOLAY K. LISEYTSEV

“Not being the study presented to be mandatory character matter, ie, that could counteract the traditional concepts of Science Aeronautics, the same is observed with simplicity of development and, considering the relation MASS/ENERGY, it comes in addition to the various existing scientific methodologies.” Tradução literal: “Não sendo sua proposição científica um estudo de caráter mandante, isto é, que poderia contrariar conceitos tradicionais da Ciência Aeronáutica, soma-se às várias metodologias científicas existentes”. (*) O Comitê Organizador da 13ª Conferência Internacional de Aviação e Cosmonáutica - Rússia - Novembro 2014 - do INSTITUTO DE AVIAÇÃO DE MOSCOU (IAM) - Universidade Nacional de Pesquisa, aprovou o estudo do Autor para ser apresentado publicamente na "Semana da Ciência Aeroespacial", de 17 a 21 Novembro de 2014, em data aprazada de apresentação pública para 19 de Novembro de 2014, uma vez que seu resumo foi escolhido como RESUMO DE ABERTURA, à pág. 12, do Livro de Resumos do IAM-2014, de 710 páginas, de ISBN 978-5-206-00927-9 344


Francisco Bedê REVISTAS ESPECIALIZADAS NO EXTERIOR PUBLICANDO RESUMOS SOBRE O ESTUDO DO CAL JOURNAL OF ABSTRACTS - 13th INTERNATIONAL CONFERENCE “AVIATION AND COSMONAUTICS 2014” – MOSCOW, MAI – (710 pages) O Comitê Organizador da Conferência Internacional de Aviação e Cosmonáutica de Moscou (17 a 21/novembro de 2014), elegeu o Abstract do Autor para ser o artigo de abertura dos “ABSTRACTS DIGEST”, conforme constata-se à pág. 12: CA - ANGULAR COEFFICIENT THEORY IN HORIZONTAL TAKEOFF OF FIXED-WING AIRCRAFTS AND THAT USE LIQUID FUELS

IN PORTUGUESE AND IN ENGLISH

Abstract In 1906 and 1907 Alberto Santos Dumont worked tirelessly in Paris making airplanes: Project 14Bis, Project 15, Projects Demoiselle. These projects were the result of the junction of Scientific Knowledge from the Late Nineteenth Century with the New Techniques of Twentieth Century First Decade. So, it was the link between those Knowledge and Technique that birthed the current term Technology. Thus, Dumont designed the future. Before, between 1892 and 1897, Dumont was prepared himself “scientifically” attending the Collège de France, the Sorbonne University and the Bristol University. In 1898, he studied at the navigation school Merchant Ventures Technical College. It´s true, that he didn´t apply in this quadrennium of studies because he preferred to invest in their talent and admirable practical and mechanic, revealing an inventive genius in balloons and dirigibles to, finally, become a autodidact engineer in aircraft construction, when he sensed a dimensionless and “magic” number 6 for the relationship “mass/energy”, resulting from the ratio between the maximum takeoff weight (mtow) and powerplant (motor/engine power). Dumont also realized, yet, if the result of that ratio was less than 6, then the airplane would takeoff with more safety.

Over one century has passed and we had the privilege of giving a trigonometric treatment for numerical data annotated by Dumont about their airplanes, resulting in a Scientific Theory as already entitled. The theory concludes with a “Reduced Cartesian Application of CA”, developed trigonometric from data “mass/energy” annotated by Dumont, when he dismissed the relation “wing loading”. These data were entered into two “cartesian axes" of a Trigonometric Circle, Quadrant I, Unit Radius containing 49 intervals, where: in Axis Y or Axis of Sines has the maximum value recorded as 490 (relating to “kg”); and; in Axis X or Axis of Cosines has the maximum value noted as 368,421 (regarding “hp”). This application provides the ideal ratio “weight/power” for all aircrafts flying very well in the world, meeting a “cost versus benefit”, ie, efficiency and/or effectiveness (COST) versus flight safety (BENEFIT). In this application, since the fragile 14Bis even the largest commercial airliner A-380 and the most robust cargo Antonov AN-225, the “cost” is identified by three sectors bounded by m = CA (angular coefficients), representing the declivities of tangents from four angles: 53.070 , 67.550 , 81.740 and 82.510 relating respectively to the angular coefficients CA 1.33 ; CA 2.42 ; CA 6.89 ; and; CA 7.60 Keywords Coefficients: Angular CA ; Lift CL ; Drag CD

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Francisco Bedê Abaixo, cópia reduzida do “draft” (rascunho) do MANUSCRIPT NUMBER ENGINEERING JOURNALS-15-553, de “Username FBED-698”, emitido pela revista científica internacional JAAE - JOURNAL OF AERONAUTICS AND AEROSPACE ENGINEERING, do OMICS GROUP ENGINEERING JOURNALS, tendo em vista que o presente estudo foi submetido sob a forma de “abstract” - (resumo de 20 páginas) - ao OMICS GROUP, em 23 de maio de 2015. Após avaliação e estudo feitos durante mais de um mês pelo Corpo de Editores e Revisores, sua publicação foi aprovada em 25 de junho de 2015, conforme termos de comunicado por email recebido pelo Autor, (ver abaixo). IN PORTUGUESE AND IN ENGLISH From: OMICS GROUP - ENGINEERING JOURNALS To: FRANCISCO BEDÊ Date: Jun 25, 2015 - 04:08 Subject: Your Submission Ref.: Ms. No. Engineering Journals-15-553 CA - Angular Coefficient Theory in Horizontal Takeoff of Aircrafts that use Liquid Fuels

ENGINEERING JOURNALS Dear BEDÊ, I am pleased to tell you that your work has now been accepted for publication in Engineering Journals. It was accepted on Jun 25, 2015. Comments from the Editor and Reviewers can be found below. Thank you for submitting your work to this journal. With kind regards. MAHABOOBI SHAIK Managing Editor Engineering Journals Comments from the Editors and Reviewers: ACCEPT

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Francisco Bedê BIBLIOGRAFIA TÉCNICA – (DADOS DE MTOW & POWERPLANT EXTRAÍDOS DOS SEGUINTES LIVROS) Verifica-se de um modo geral que os dados técnicos referentes a PMD (mtow) e a POTÊNCIA (powerplant) de todos os aviões construídos no mundo desde 1906 até 2018 foram transcritos das duas seguintes origens: (1ª. fonte) - de 28 livros reconhecidamente importantes; e; (2ª. fonte) - de 8 sites referentes aos Irmãos Wright.

The Aviation Book The World´s Aircraft A-Z - (Fia O Caoimh)

Avions de notre enfance (Francis Dréer)

The Encyclopedia of Military Aircraft (Robert Jackson)

Todos os Aviões do Mundo (Enzo Angelucci)

Flight – The Complete History - (R. G. Grant)

AVIÕES DE GUERRA (Wellington Kirmeliene)

347

Combat Aircraft of the World - (John W. R. Taylor)

IN PORTUGUESE

L´Histoire de l´avia- Almanaque do Avião (Ernesto Klotzel & tion pour les nuls Tomas Prieto) (Philippe Benhamou)

BOEING VERSUS AIRBUS AVIÕES DE GUERRA (Thomas Newdick) (John Newhouse)

AVIÕES DE GUERRA


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

AVIÕES DA SEGUNDA GUERRA MUNDIAL (Editor Victor Civita – Abril Cultural)

COLEÇÃO ARMAS DE GUERRA Abril Coleções – volume 1

(H. P. Willmott & Robin Cross & Charles Messenger)

COLEÇÃO ARMAS DE GUERRA Abril Coleções – volume 2

AERONAVES ESQUECIDAS... OU QUASE (Ronaldo Olive)

COLEÇÃO ARMAS DE GUERRA Abril Coleções – volume 3

348

COLEÇÃO ARMAS DE GUERRA Abril Coleções – volume 4

TODOS OS AVIÕES DO MUNDO 2009/2010 (Jane´s)

COLEÇÃO ARMAS DE GUERRA Abril Coleções – volume 5


Francisco Bedê IN PORTUGUESE AND RUSSIAN

MAIS DE CEM TIPOS DE AVIÕES DE GUERRA – AVIÕES DE CAÇA DA 1ª. GUERRA MUNDIAL – (em russo) (Andrei Kharuk)

AVIAÇÃO – A ENCICLOPÉDIA COMPLETA DESDE O INÍCIO ATÉ OS DIAS CONTEMPORÂNEOS – (em russo) (A. A. Évans & David Guibbons)

349


Francisco Bedê AVIATION – (AVIAÇÂO - Os primeiros anos da Aeronáutica (em inglês, em alemão, em francês – Edição H. F. Ullmann - Peter Almond)

AVIÕES EDITORA EUROPA 2ª Edição - 2010

AERONAVES MILITARES BRASILEIRAS Action Editora Autor: Jackson Flores Jr.

350


Francisco Bedê DADOS DE MTOW & POWERPLANT DOS AVIÕES DE SANTOS DUMONT EXTRAÍDOS DOS SEGUINTES LIVROS) De um modo particular, os dados técnicos de PMD (MTOW) e de POTÊNCIA (POWERPLANT) dos aviões construidos por SANTOS DUMONT, (em 1906 e 1907), foram transcritos dos dois seguintes livros:

“Os Projetos Aeronáuticos de Alberto Santos Dumont” Cláudio Lucchesi & João Paulo Moralez

“Santos Dumont e a Invenção do Voo” Henrique Lins de Barros 14 Bis

Demoiselle

351


Francisco Bedê

VIDEO IN TRIBUTE TO THE FATHER OF THE AVIATION: ALBERTO SANTOS DUMONT Years 2006 and 2007: Centenarians for 14Bis and Demoiselle flights

23/OUT/1906: DATA DO VOO DO 14BIS

16/NOV/1907: DATA DO VOO DO DEMOISELLE

352


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

LIVRETO DE ENCARTES

ENCARTE Nº 1 – CONSIDERAÇÕES GERAIS PERTINENTES AO ESTUDO – (Energia elétrica) Cientista da computação e escritor chinês KAI-FU-LEE, desenvolvedor do primeiro sistema de IA, (INTELIGÊNCIA ARTIFICIAL), disse ao ser entrevistado no Programa de Televisão CONVERSA COM BIAL, ido ao ar na madrugada de 20/12/2019, que, para tudo:

“ENERGIA ELÉTRICA É TECNOLOGIA.”

PEDRO BIAL KAI-FU-LEE https://gshow.globo.com/programas/conversa-com-bial/epoisdio/2019/12/20/videosdo-episodio-de-conversa-com-bial-de-quinta-feira-19-de-dezembro.ghtmL

ENCARTE Nº 2 – O FUTURO DA ENERGIA ELÉTRICA – (Transcrevendo e repensando) https://www.mundodaeletrica.com.br/qual-e-a-energia-do-futuro/

AVIÕES ELÉTRICOS: “Decolando da ficção científica para a realidade.” A eletricidade é um dos fenômenos que mais causou revolução ao ser descoberta, tornando-se uma das grandes responsáveis pelo avanço da Humanidade. Hoje a energia elétrica é fundamental aos seres humanos. Ela está presente de alguma forma em praticamente todos os lugares. Sabendo desta importância, na dependência da eletricidade muitas pesquisas são realizadas para que se melhore o desempenho das formas de gerar energia e mesmo de novas fontes geradoras de energia elétrica. O ideal seria que a energia fosse geENCARTE 353– Pág. 1


Francisco Bedê IN PORTUGUESE

LIVRETO DE ENCARTES

rada sem agressão ao meio ambiente e de uma forma infinita e ser a mais barata possível. E, referendou: A eletricidade é um dos fenômenos que mais causou revolução ao ser descoberta, tornando-se uma das grandes responsáveis pelo avanço da Humanidade. Hoje a energia elétrica é fundamental aos seres humanos, estando presente de alguma forma em praticamente todos os lugares e setores. Sabendo desta importância, e até da dependência da eletricidade, muitas pesquisas são realizadas para que se melhore o desempenho das formas de se gerar novas fontes energéticas (energia elétrica). Diz o Diretor de Inovação da Embraer, SANDRO VALERI: “O futuro da aviação será elétrico, autônomo e compartilhado”. Diz ainda: "Estamos ensinando a empresa inteira a trabalhar com as startups“.

SANDRO VALERI

VALERI participou em 07/11/2019, em São Paulo, do FUTURE SUMMIT 2019, evento de empreendedorismo e inovação organizado pela consultoria Polinize, já que a Embraer está unindo esforços com startups de tecnologia e inteligência artificial (IA) para acelerar a inovação e a transformação digital da Companhia. O primeiro voo do protótipo elétrico está previsto para 2020, tendo como base a plataforma do monomotor de pequeno porte: EMB-203 IPANEMA (*) https://www.weg.net/institutional/BR/pt/news/produtos-e-solucoes/embraer-avancacom-projeto-de-aviao-demonstrador-de-tecnologias-de-propulsao-eletrica

(*) Considerando-se a ficha técnica do IPANEMA EMB-203 tem-se o seguinte CAL como coeficiente “angular” de sustentação, a assegurar decolagem: PMD = 1.800 kg POT = 320 hp CAL = 5,62

Avião demonstrador de tecnologia de propulsão 100% elétrica, que está em desenvolvimento pela EMBRAER. O protótipo tem um esquema de pintura especial e está preparado para receber os sistemas e componentes. O motor e inversor da aeronave estão sendo fabricados pela WEG, na sede da empresa em Jaraguá do Sul, em Santa Catarina, como parte do acordo de cooperação científica e tecnológica para desenvolvimento em conjunto de tecnologias de eletrificação. Dentre os avanços do projeto estão as parcerias com as empresas ELECTRIC POWER SYSTEMS (EPS), para o fornecimento do sistema de armazenamento de energia, e PARKER AEROSPACE, que será responsável pelo sistema de arrefecimento da plataforma demonstradora de tecnologias.

ENCARTE354 – Pág. 2

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Angular Lift Coefficient - CAL  

Angular Lift Coefficient - CAL - Francisco Bedê

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Angular Lift Coefficient - CAL - Francisco Bedê

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