Coeficiente Angular de Sustentacao - Cas (Portugues_Brasil) by franciscobede

Francisco Bedê

ALGO NOVO NA FÍSICA DE VOO DE TODOS OS TIPOS DE AVIÃO: COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO - CAS Espaço

Este tratado reflete o pensamento científico de Alberto Santos Dumont envolvendo conhecimento de duas áreas: a das Ciências da Natureza, a FÍSICA; e; a das Ciências Exatas, a MATEMÁTICA. O estudo desfaz “mito” na camada atmosférica e “desmistifica” número mágico no projeto aeronáutico.

atmosférico

Espaço atmosférico

No trabalho tem-se a FÍSICA DE VOO - (aerodinâmica) - sendo desmitificada no espaço atmosférico que circunda o objeto “avião” saindo do solo com “velocidade de sustentação” VLOF a partir de um ponto qualquer da Terra e indo envolver-se com o fluido “ar” formado por uma camada de gases, a identificar o CONHECIMENTO como Ciência que trata da essência das coisas que se interagem na superfície do planeta. A presença fundamental da MATEMÁTICA DOS COEFICIENTES “ANGULARES” - (trigonometria) - também é desvendada no projeto aeronáutico, todavia considerada neste trabalho tão somente como simples operação de relações entre lados e ângulos dos triângulos para obtenção de coeficientes “angulares” de sustentação (CAS) e, ainda, ser pensada como Ciência que trata da operação “massa por energia” a título de cálculo adimensional intuído por Santos Dumont nos anos de 1906 e 1907, observados os conceitos de TEORIA DE VOO de seu tempo.

Espaço

atmosférico

tg Ɵ = y

= x

= m = CAS

1ª Edição – outubro de 2019, fundamentada nas três seguintes obras do mesmo Autor: “Santos Dumont, o Engenheiro Autodidata” (ISBN 978-85-900990-8-6); “Teoria do CAS” (ISBN 9-788590-857600); e; “Desmitificando a Física de Voo no Espaço Atmosférico e Desmistificando a Matemática no Projeto Aeronáutico” (ISBN 978-85-908576-4-8). 4ª Impressão – dezembro de 2019.

Francisco Bedê

ALGO NOVO NA FÍSICA DE VOO DE TODOS OS TIPOS DE AVIÃO: COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO - CAS Copyright © for FRANCISCO BEDÊ; 1st edition: October 2019, in Portuguese (*); 4th printing: December 2019; EMAIL: flbd2006@gmail.com SKYPE: franciscobede3 TELEPHONE (Brazil): +++55-85-9-9985-4571 CARACTERÍSTICA FUNDAMENTAL DESTE ESTUDO – Trata-se de um trabalho dissertativo contendo conhecimentos de Ciências da Natureza (FÍSICA) e de Ciências Exatas (MATEMÁTICA). Sendo de feição acadêmica, apresenta-se quanto a sua grandeza de três formas: 1) ou como estudo; 2) ou como ensaio; e/ou; 3) como tratado. Dada à sua proposta de tornar-se bem fundamentado com importantes dados técnicos e de ser sistemático no discorrer da sua lógica durante 15 anos de teorização, o presente trabalho começou como estudo simples baseado na prática e na intuição calculista do Pai-da-Aviação, o brasileiro ALBERTO SANTOS DUMONT. Aprofundando-se na sua teorização o trabalho passou a ter caráter mais consistente tornando-se um ensaio. Face aos recursos tecnológicos da modernidade o trabalho deu um novo salto, consustanciando-se formalmente num tratado altamente científico na área da Teoria de Voo, de modo a revelar como a Matemática dos coeficientes “angulares” de sustentação deve ser aplicada diretamente ao estudo da Física inerente ao voo de todos os tipos de avião. Daí este trabalho teórico conter diversos reconhecimentos de estudiosos em Engenharia Aeronáutica - (professores, mestres, doutores, PhD´s, fabricantes de avião, outras organizações do nível “instituto tecnológico de aeronáutica”, revistas especializadas, etc.), os quais estão inseridos adiante em ordem cronológica, a partir do ano 2006 até o ano de 2019. Este tratado é um estudo que se apresenta sem “afrontar” outras metodologias, isto é, soma-se a estas e, portanto, sem caráter compulsório ou mandatório. DECLARAÇÃO – Formal e legalmente todos os direitos da pesquisa em si mesma são reservados ao Autor. Todavia, em prol da Ciência, o Autor não se opõe a qualquer pessoa e/ou instituição a transcrever o que julgar oportuno desta proposta científica. Assim disposto, o Autor doa graciosamente o presente estudo técnico-científico ao mundo aeronáutico, bastando-lhe dar o devido crédito para estar autorizado a fazer outra adaptação, arranjo, etc., desde que seja para aperfeiçoar o estudo. Finalmente, a utilização deste estudo via ferramentas tecnológicas a produzir aplicativos tipos APP dependerá de autorização do Autor, tendo em vista que as ferramentas tecnológicas nem sempre são capazes de dar toda e qualquer solução. Para tal, é preciso que um estudioso de software esteja bem familiarizado com aerodinâmica, conhecimentos de engenharia aeronáutica, etc. FICHA CATALOGRÁFICA: elaborada pela Bibliotecária Ana Maria Farias – CRB 3/858, em conformidade com a Lei Federal 10.753/03 (E-mail: anamfarias13@gmail.com de 2/agosto/2019 – 09:17 h) B411a Bedê, Francisco Laélio de Oliveira Algo novo na física de voo de todos os tipos de avião: coeficiente “angular” de sustentação – CAS / Francisco Laélio de Oliveira Bedê – Fortaleza: [s.n.] 2019. 352p.: il. 21x29cm ISBN: 978-85-908576-5-5 1.Física. 2.Aeronáutica. 3.Estudo Científico.

I. Título. CDD 530

(*) Proposta de Título em inglês: SOMETHING NEW IN FLIGHT PHYSICS OF ALL TYPES OF AIRPLANE: "ANGULAR" COEFFICIENT OF LIFT – CAL

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ALGO NOVO NA FÍSICA DE VOO DE TODOS OS TIPOS DE AVIÃO: COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO - CAS COPYRIGHT (AUTOR): FRANCISCO BEDÊ © - 2019 ENDEREÇO ELETRÔNICO: flbd2006@gmail.com CIDADE / ESTADO / PAÍS: FORTALEZA / CEARÁ / BRASIL EDIÇÃO: 1ª. (PRIMEIRA) IMPRESSÃO: 4ª. (QUARTA) REVISÃO LINGUÍSTICA: MARIA TEREZA DA SILVA E SILVA (*) PESQUISA/DIAGRAMAÇÃO: FRANCISCO BEDÊ – (trabalho executado mediante programa de computador atendendo tarefas simultâneas de printing e de digital presentation) CAPA (1ª. Capa): CHARLES MONTE CONTRACAPA (4ª. Capa): JOAQUIM FERNANDES (técnica de pintura de artista plástico evocando em aquarela a cidade de Paris-FR dos anos de 1906 e 1907, onde pontificou Santos Dumont). GRAVAÇÃO DE DVD INTEGRANDO O LIVRO: CHARLES MONTE IMPRESSÃO DO PAPEL DA CAPA/CONTRACAPA: GRÁFICA PRINTS IMPRESSÃO DO MIOLO (4ª. IMPRESSÃO): GRÁFICA INKPRESS COMPOSIÇÃO & LAMINAÇÃO: GRÁFICA E EDITORA TIPROGRESSO OPÇÃO POR TIPO DE GUARNIÇÃO (“ROSTO DO LIVRO”): CAPA DURA ACABAMENTO GRÁFICO E MONTAGEM COM CONTROLE DE QUALIDADE: FRANCISCO ALBERTO MENEZES DE MORAIS REGISTRO ISBN: 978-85-908576-5-5 APOIO CULTURAL: O Autor torna público o seu agradecimento à Clã dos Esteves, tradicional Família do Setor Gráfico Cearense que lhe tem apoiado incondicionalmente nestes últimos 20 anos.

(*) Por solicitação do Autor à Revisora, a correção textual deste livro se limitou a fins linguísticos, isto é, em função de regras gramaticais dada à natureza técnico-científica do texto desenvolvido. Por se tratar de assunto conciso e preciso em função das presenças da FÍSICA e da MATEMÁTICA abordadas em toda a extensão do trabalho, assim foi disposto para que não houvesse preocupação de serem agregadas ao texto intervenções “próprias de análise revisora”, como sejam: resolutivas (preenchimento de lacunas); indicativas (sugestão de alterações); interativas (reflexão sobre textos considerados “obscuros”); classificatórias (retirar ou não destaques como aspas, parênteses, caixa alta, sublinhamentos, negritos, itálicos, etc.). A par das considerações acima o Autor solicita por sua vez ao Leitor para relevar qualquer erro ou engano que venha a ser detectado nas contas e cálculos desenvolvidos, porquanto em sua maioria foram feitos na “ponta do lápis” (doing all the calculations), devendo prevalecer o escopo da teoria desdobrada e incorporada de exemplos comprobatórios e de videoclipes, já que o seu conteúdo é tornado público graciosamente para o bem da Ciência Aeronáutica, sem que o estudo teorizado tenha caráter “mandante”. Portanto, o que foi aqui sistematizado como mais um conhecimento a vir a lume é porque o mesmo se apresenta ao público alvo apenas para “se somar” às metodologias existentes sem lhes causar “conflitos de ensino”.

Francisco Bedê PÁGINA DE ABERTURA EM HOMENAGEM AO PAI-DA-AVIAÇÃO, ALBERTO SANTOS DUMONT: (1) PROMOVIDO HONORARIAMENTE AO POSTO DE MARECHAL-DO-AR DA FORÇA AÉREA BRASILEIRA, PELA LEI 3.636 DE 22/SET/1959; E; (2) PROCLAMADO PATRONO DA AERONÁUTICA BRASILEIRA, PELA LEI 7.234 DE 6/NOV/1984.

Francisco Bedê QUATRO TÓPICOS INTRODUTÓRIOS

TEMA CENTRAL: COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO RESPECTIVAMENTE NOS ANOS DE 2007, 2008, 2018 E 2019 ESTE ESTUDO FOI REPUBLICADO COM OS QUATRO SEGUINTES TÍTULOS TEMÁTICOS DIFERENTES:

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

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

Apresentação do Autor - OUTUBRO de 2019 NYC AIRPORT

Oceano Atlântico

A superfície da Terra é 13,5 vezes maior que a da Lua.

“MOON AIRPORT”

Mar da Tranquilidade

Oceano Pacífico

Ao invés de soprar 82 velinhas em agosto de 2019 para comemorar mais um aniversário de vida e muitos dos primeiros minutos festivos desse mês a receber cumprimentos, preferi registrar no Sistema Internacional de Identificação de Livros estas mais de 82 mil palavras sobre o equacionamento físico-matemático de uma questão que nunca deve ser dada por acabada, embora o perpassar do tempo nos leve algumas vezes a aceitar essa equação para se conformar numa solução que pareça não mais precisar de alteração até o fim. POR QUE? PORQUE os paradigmas são “quebrados” pela Ciência, e, pelo fato de sermos as únicas consciências inteligentes vivendo no planeta Terra a desafiar os paradoxais sistemas interplanetários que até hoje não mandaram qualquer dos seus “representantes” visitar nossa órbita. Observando-se o espaço sideral do Sistema Solar vemos que a Lua não possui camadas de gases semelhantes às da Terra, isto é, não há quaisquer gases envolvendoa, em que pese saber-se da presença tão somente de partículas atômicas e moleculares na sua vizinhança, portanto consideradas desprezíveis. Porém, tendo a Lua uma gravidade 83,65% menor que a da Terra (g Terra=9,8m/s2; g Lua=1,6m/s2), significa dizer, admitindo-se a Lua ter uma camada gasosa densa como a primeira camada terrestre,

Francisco Bedê e se tivesse também uma pista de decolagem semelhante às nossas na Terra, este estudo seria válido “em valores proporcionais” no nosso satélite como probabilidade desse evento acontecer “a posteriori” – diante da Regra de Thomas Bayes – (matemático inglês, com o seu teorema das probabilidades). Por exemplo, um avião que precisasse decolar na Terra de uma pista de 3.000 m, (EX.: NYC AIRPORT), e com uma VLOF = 160 kt, então, esse mesmo avião para fazer semelhante “corrida de decolagem” no solo lunar, (ex.: MOON AIRPORT), precisaria de uma pista de apenas 490m e uma VLOF = 27 kt. Daí, Armstrong e Aldrin terem saltitado “alegremente” e com muita facilidade no solo da Lua; e; idem, terem decolado com êxito no módulo EAGLE para retorno da missão. Dito isso, faço graciosa doação ao Mundo da Aviação destas mais de 82 mil palavras para somarem-se, na prática, às metodologias da Engenharia Aeronáutica Mundial antes que os voos comerciais de passageiros em aviões totalmente elétricos sejam uma realidade, pois, o algoritmo aqui desenvolvido prova que este tipo de voo já é uma realidade na prancheta. Basta que as indústrias aeronáuticas acreditem na seguinte equação de Santos Dumont e tenham “coragem” de fazer a decolagem de um avião totalmente elétrico destinado a passageiros comerciais a sair de suas linhas de produção. Eis o ALGORITMO DE SANTOS DUMONT: MASSA (pmd kg) ÷ ENERGIA (potência hp) ≤ 6 (CAS) Isso ocorre para significar ao final de tudo que o relevante dará certo e, se não der certo, é porque esse fim ainda não chegou. Por isso confesso, em função das minhas 8.000 hs de piloto em comando, que poderei ajudar a fazer essa primeira “decolagem comercial” do primeiro voo oficial do avião elétrico para passageiros. Não quero ser um protagonista no eterno embate entre o SPIDER-MAN e o DR. OCTOPUS, mas confesso que estou de acordo com este último quando diz: “Inteligência não é um privilégio, é um dom que deve ser usado para o bem da humanidade”. O que brotou da minha inteligência nasceu para conhecimento sem quaisquer custos de todas as pessoas moradoras nos quatro cantos do mundo e, sobretudo, para o seu bem-estar. Que apenas avaliem a minha contribuição para a CIÊNCIA. Devemos ter sempre em mente que o CONHECIMENTO vai reinventando-se todos os dias; trata-se do NOVO redescobrindo-se por si mesmo a fim de ampliar o SABER.

Encerrando esta breve apresentação afirmo ao leitor dizendo que está diante de um livro científico diferenciado: histórico, resgatador, físico-matemático, inovador, conclusivo sem confrontar áreas pertinentes ao CONHECIMENTO. Trata-se de um estudo que se soma às várias METODOLOGIAS existentes, porquanto, acredito que estamos diante da “nova matriz energética” para fazer voar aviões de todos os tipos, quais sejam convencionais, turboélices e a jato. É a energia elétrica despontando no horizonte de modo promissor para fazer aviões voarem... Francisco Bedê 7

Francisco Bedê ACERVO BIBLIOTECÁRIO - 1º. HISTÓRICO (ÂMBITO INTERNACIONAL)

Tema central: COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO ESTUDO DE FRANCISCO BEDÊ EM MOSCOU-RÚSSIA: ENTREGA DE LIVRO E APRESENTAÇÃO PÚBLICA DO TRABALHO EM 19/NOV/2014, NO I. A. M. Ao tomar conhecimento de que iria ocorrer a 13ª. CONFERÊNCIA INTERNACIONAL DE “AVIAÇÃO E COSMONÁUTICA” EM MOSCOU – “SEMANA DA CIÊNCIA AEROESPACIAL 2014 NA RÚSSIA” – conforme publicou <http://www.mai.ru/conf/aerospaceen/committee.php> – para realizar-se no período de 17 a 21 de novembro de 2014 no INSTITUTO DE AVIAÇÃO DE MOSCOU – I. A. M. da Universidade Nacional de Pesquisa da Rússia, este Autor aceitou o convite para apresentar seu trabalho sobre Coeficiente “Angular” de Sustentação. (Cfr. convite abaixo) CONVITE № 2Y9438521 para entrada na Federação da Rússia Categoria e tipo do visto: comum Número de entradas/saídas permitido pelo visto: único Cidadania: brasileiro País de residência: Brasil Data de chegada no país: 10.11.14 Saída do país: 24.11.14 Prazo de permanência: 15 dias Sobrenome: DE OLIVEIRA BEDE Nome: FRANCISCO LAELIO Sexo: masculino Data de nascimento/local de nascimento: 15.08.1937 / Brasil - Limoeiro do Norte Número e data de expedição do passaporte: FF681789 - 23.03.2012 Objetivo da viagem: COMUNICAÇÃO CIENTÍFICA E TÉCNICA Nome e endereço da instituição que convida: INSTITUTO DE AVIAÇÃO DE MOSCOU (Universidade Nacional de Pesquisa Científica), 125993, Volokolamskoe shosse, prédio 4, Cidade de Moscou, Rota (pontos de visita): Moscou Acompanhado por: - - Informação adicional: - - Convite válido até: 24.11.2014 Instituição que emitiu o convite/carimbo: UFMS-877 Assinatura: Data: 15.10.2014 FMS-1 4160040

Francisco Bedê

2014: 10 de novembro Tendo sido aprovada a nossa candidatura, mediante confirmação de CONVITE oficializado, providenciamos imediatamente o nosso transporte aéreo para Moscou, embarcando em Fortaleza-CE., pela TAP, às 23:00 hs de 10 de novembro de 2014, com uma escala em Lisboa, chegando a Moscou às 04:00 hs de 12 de novembro de 2014.

2014: 14 de novembro Na manhã desse dia fomos fazer os primeiros contatos com o IAM – Instituto de Aviação de Moscou: 17/nov/2014: Francisco Bedê chega à Sala dos Participantes da “Aerospace Science Week”

Francisco Bedê

Sessão de abertura da SEMANA DA CIÊNCIA AEROESPACIAL presidida pelo Reitor do I.A.M., Prof. Dr. Anatoliy Nikolaevich Geraschenko.

Francisco Bedê junto ao Reitor do Instituto de Aviação de Moscou – I.A.M. (МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ - МАИ) - Prof. Dr. Anatoliy Nikolaevich Geraschenko, após a abertura da Semana da Ciência Aeroespacial, 17-21 de novembro de 2014 – Moscou.

Francisco Bedê oferece exemplar do seu estudo científico, acompanhado de DVD, ao Reitor do I.A.M., Prof. Dr. Anatoliy Nikolaevich Geraschenko, para fazer parte do acervo bibliotecário do INSTITUTO DE AVIAÇÃO DE MOSCOU – RÚSSIA.

Francisco Bedê

2014: 17 de novembro

2014: 19 de novembro

Francisco Bedê adentrando o auditório da Sessão de Abertura da SEMANA DA CIÊNCIA AEROESPACIAL presidida pelo Reitor do I.A.M., Prof. Dr. Anatoliy Nikolaevich Geraschenko.

Francisco Bedê na entrada da Sala 08 (sala de Treinamento e de Laboratório do Departamento 101)

AUDITÓRIO DE APRESENTAÇÕES Francisco Bedê preparando-se para iniciar a sua palestra. 2014: 19 de novembro, às 09:00 hs

Francisco Bedê

2014: 19 de novembro, às 10:00 hs

2014: 19 de novembro, às 09:00 hs

AUDITÓRIO DE APRESENTAÇÕES Francisco Bedê sendo cumprimentado pelo Professor Dr. Nikolay Konstantinovich Liseytsev, após encerrar sua palestra.

AUDITÓRIO DE APRESENTAÇÕES Francisco Bedê sendo apresentado ao público presente pelo Professor Dr. Nikolay Konstantinovich Liseytsev, antes de iniciar a sua palestra.

Professor Dr. Nikolay Konstantinovich Liseytsev, PhD Tutor da Faculdade de Engenharia Aeronáutica do I.A.M., tendo presidido todas as palestras nessa Faculdade.

Francisco Bedê 2014: 21 de novembro – LIVRO DE RESUMOS CONTENDO, de 710 PÁGINAS - RESUMOS (Abstract), em inglês e/ou em russo. Obs.: o estudo de Francisco Bedê foi escolhido pelo Comitê Organizador da Conferência Internacional de Aviação e Cosmonáutica – “SEMANA DA CIÊNCIA AEROESPACIAL – MOSCOU 2014”, para ser o artigo de abertura do “ABSTRACT DIGEST OF THE CONFERENCE”, conforme constata-se à pág. 12:

ABSTRACT DIGEST OF THE CONFERENCE Página 12 (página de abertura dos resumos apresentados na Conferência) (710 páginas)

Francisco Bedê 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: CAS- 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

Francisco Bedê

2014: 21 de novembro – RESUMO (Abstract), em russo, escolhido pelo Comitê Organizador da Conferência Internacional de Aviação e Cosmonáutica – “SEMANA DA CIÊNCIA AEROESPACIAL – MOSCOU 2014”, para ser, em inglês, o artigo de abertura do “ABSTRACT DIGEST OF THE CONFERENCE”, conforme constata-se à pág. 12:

Абстрактный

CAS - 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

Francisco Bedê

2014: 21 de novembro – RESUMO (Abstract), em português, escolhido pelo Comitê Organizador da Conferência Internacional de Aviação e Cosmonáutica – “SEMANA DA CIÊNCIA AEROESPACIAL – MOSCOU 2014”, para ser, em inglês, o artigo de abertura do “ABSTRACT DIGEST OF THE CONFERENCE”, conforme constata-se à pág. 12:

CAS - 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

Francisco Bedê (Documentos recebidos em JAN/2015, de certificação e reconhecimento do estudo apresentado em 19/NOV/2014)

Francisco Bedê (Documentos recebidos em JAN/2015, de certificação e reconhecimento do estudo apresentado em 19/NOV/2014) CERTIFICADO DE PARTICIPAÇÃO E DE AVALIAÇÃO DAS CONCLUSÕES Certificamos que Francisco Laélio de Oliveira Bedê, após submeter em Julho de 2014 o estudo científico de sua autoria, de título “CA - Estudo do Coeficiente “Angular” na Decolagem Horizontal de Aviões de Asas Fixas”, para ser avaliada pelo Comitê Organizador da 13ª Conferência Internacional de Aviação e Cosmonáutica - Rússia - Novembro 2014 - do INSTITUTO DE AVIAÇÃO DE MOSCOU - Universidade Nacional de Pesquisa, foi aprovada para ser apresentada publicamente na "Semana da Ciência Aeroespacial", de 17 a 21 Novembro de 2014, quando o Autor a apresentou em 19 de Novembro de 2014, uma vez que seu resumo integra o Livro de Resumos do IAM-2014, de ISBN 978-5-206-00927-9, à página 12. Não sendo sua proposição científica um estudo de caráter mandante, isto é, que poderia contrariar conceitos tradicionais da Ciência Aeronáutica, observa-se que a mesma é desenvolvida com muita simplicidade, ao levar em conta a relação "Massa / Energia“ para, assim, somar-se às várias metodologias científicas existentes. As conclusões científicas mencionadas no estudo são compostas dos seguintes 5 tópicos: - tópicos conclusivos de números 1-4: porque eles formulam as "primeiras aproximações adimensionais válidas" no cálculo preliminar da relação “Massa / Energia”, ou seja, MTOW (kg) / POWERPLANT (hp), para qualquer projeto de aeronave que começa na prancheta de desenho, reduzindo etapas de tempo de cálculo, a fim de se ter uma desejável relação "custo x benefício", ou seja, se o projetista quer construir uma aeronave de CA de “eficácia" e/ou de CA de “eficiência", sempre observando a total "segurança de voo“; - tópico conclusivo de número 5: significa um chamamento a todos para repensarem e buscarem uma nova matriz energética para produção de combustível de aviões a jato, visando a redução dos níveis de poluentes na atmosfera vital e do efeito estufa. Moscou, datado de 21 de novembro de 2014. NIKOLAY KONSTANTINOVICH LISEYTSEV Professor do Departamento 101 de Projetos de Aeronaves da Faculdade de Engenharia Aeronáutica do I.A.M. Николай Константинович Лисейцев мастер преподаватель кафедры 101 Проект самолета Факультет авиационной техники в Московском авиационном институте, Российский университет Стране Поиск

Francisco Bedê ACERVO BIBLIOTECÁRIO - 2º. HISTÓRICO (ÂMBITO INTERNACIONAL)

Tema central: COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO ESTUDO DE FRANCISCO BEDÊ EM NOVA IORQUE - EUA: ENTREGA DE LIVRO À NYPL, EM 14/AGO/2019

KEITH GLUTTING

Na data acima aprazada FRANCISCO BEDÊ foi recebido às 11:00 hs local de Nova Iorque - EUA, pelo Prof. Dr. KEITH ANTON GLUTTING, Gerente do Programa de Visitantes da NYPL – THE NEW YORK PUBLIC LIBRARY.

FRANCISCO BEDÊ

Como um dos marcos históricos da Cidade de Nova Iorque-EUA, a belíssima NYPL - NEW YORK PUBLIC LIBRARY, fundada em 1895, é uma biblioteca pública localizada no Bryant Park, coração de Manhattan, Nova York, Estados Unidos da América – EUA, esquina da 5ª. Avenida com a 42ª Rua – (5th Ave / 42nd St). É uma das maiores redes de pesquisa bibliotecária do mundo além de ser consagrada como um dos marcos históricos de NYC. O que há de incomum na NYPL é o fato de ser composta por um grande sistema de circulação pública combinado com um vasto sistema de não-empréstimo, aceitando ter em seu acervo, para consulta pública, todos os livros comprovadamente considerados “inéditos” de autores e pesquisadores nos diferentes campos científicos. A instituição é gerenciada pelo poder privado, através de uma corporação não-lucrativa com missão definida, operando com financiamento público e privado. O historiador David McCullough descreveu a Biblioteca Pública de Nova Iorque como uma das cinco mais importantes dos Estados Unidos da América, sendo as outras quatro: 1) a Biblioteca do Congresso; 2) a Biblioteca de Boston; 3) a Biblioteca da Universidade de Harvard; e; 4) a Biblioteca da Universidade de Yale.

(Vista panorâmica de uma das salas de leitura)

Francisco Bedê De acordo com dados oficiais constantes no site da NYPL, o sistema informatizado da biblioteca assegura a existência de um acervo totalizando 45 milhões e 200 mil itens de pesquisa, dentre livros, microfichas, microformas, fotografias, partituras, mapas, programas, gravuras e similares. Somente com relação ao item livro (papel) o total na data de entrega do livro de Francisco Bedê, (em 14 de agosto de 2019), era de 20.402.004 livros. Implica dizer que o recebimento oficial do livro de Francisco Bedê deverá ser catalogado como o item de pesquisa com o número de ordem de chegada na NYPL: “20.402.005”.

Francisco Bedê junto à placa de entrada da NYPL.

Prof. Dr. Keith Glutting recebendo o estudo de Francisco Bedê para fazer parte do acervo da NYPL.

Francisco Bedê ACERVO BIBLIOTECÁRIO - 3º. HISTÓRICO (ÂMBITO NACIONAL)

Tema central: COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO ESTUDO DE FRANCISCO BEDÊ DE TÍTULO DESMITIFICANDO A FÍSICA DE VOO NO ESPAÇO ATMOSFÉRICO E DESMISTIFICANDO A MATEMÁTICA NO PROJETO AERONÁUTICO REMETIDO POR SEDEX AO ACERVO DA BIBLIOTECA DO ITA, EM 2019 – SÃO JOSÉ DOS CAMPOS – SP - BRASIL A Biblioteca do ITA é, no Brasil, o maior centro de pesquisas e de informações científicas e tecnológicas com relação ao estudo de engenharia aeronáutica.. A biblioteca proporciona consultas, reservas e renovações de assuntos pertinentes também pelo seu site: www.bibl.ita.br ; e está sediada na cidade de São José dos Campos, distante 91 km da capital SÃO PAULO-SP, em prédio projetado pelo arquiteto Oscar Niemeyer, dentro do Departamento de Ciência e Tecnologia Aeroespacial - (DCTA).

Biblioteca do ITA

Os funcionários da biblioteca são responsáveis pelo atendimento, catalogação e administração do acervo composto por mais de 240.000 itens dispostos em prateleiras deslizantes, sob a forma de livros, microfichas, microformas, fotografias, partituras, etc. SISTEMA INFORMATIZADO - Com a implantação do SophiA, dentre os principais benefícios, a instituição teve significativa melhora na prestação de serviços aos usuários. A possibilidade de serem feitas reservas e renovações pela web torna desnecessário que o usuário enfrente filas para ser atendido no balcão, desafogando o Setor de Circulação. Além disso, eles recebem avisos automáticos por e-mail, como: data de devolução, de empréstimo e liberação de reserva, o que facilita a rotina do próprio usuário. Ao lado, um “print” da catalogação do estudo do Autor na Biblioteca do ITA..

Francisco Bedê

SUMÁRIO PROLEGÔMENOS...................................................................................................................................................................... APLICAÇÃO DESTE ESTUDO AOS “AIRLINERS” DE GRANDE PORTE E A OUTROS AVIÕES POTENCIALIZADOS...................................................................................................................................................................................... SÍNTESE ICONOGRÁFICA DO ESTUDO DO COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO CAS NA FASE DE DECOLAGEM.............................................................................................................................................................................. COMO ESTE AUTOR SE PERMITIU IDEALIZAR UM “ESPECTRO COLORIDO” COM BASE NA TÉCNICA DE ESFREGAÇO SANGUÍNEO A FIM DE PODER REPRESENTAR, DE FORMA “PLANIFICADA”, OS VALORES DE REFERÊNCIA PARA O APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRÃO DE CAS ................................................................................ BREVE RESGATE HISTÓRICO DO INVENTOR DO AVIÃO.................................................................................................... DOIS “ALBERTOS” QUE DESMITIFICARAM A AURORA DO SÉCULO XX E O QUE HOUVE DE COMUM ENTRE AMBOS: OS TERMOS MASSA E ENERGIA............................................................................................................................. GENEALOGIA DE SANTOS DUMONT E DO ENTREVISTADO: MARCOS SICILIANO VILLARES FILHO.................... A “EQUAÇÃO” ALGORITMICA DO PAI-DA-AVIAÇÃO: MITO OU VERDADE?.................................................................... A FORMAÇÃO CIENTÍFICO-ACADÊMICA DO PRIMEIRO ENGENHEIRO AERONÁUTICO DO MUNDO.......................... A BUSCA DE SANTOS DUMONT POR “MOTORES” DE AVIÃO NO MEIO DA 1ª DÉCADA DO SÉC. XX (1906-1907)... QUATRO MOTORES ENCONTRADOS NA INDÚSTRIA AUTOMOBILÍSTICA FRANCESA EM 1906 E 1907.................... O PRIMEIRO PLANADOR = decolagem catapultada pelos norte-americanos Irmãos Orville e Wilbur Wright.............. O PRIMEIRO AVIÃO = decolagem por meios próprios pelo brasileiro Alberto Santos Dumont...................................... A FÍSICA ENCONTRADA NA PRÁTICA DIÁRIA DE SANTOS DUMONT.............................................................................. SANTOS DUMONT – O GRANDE EMPREENDEDOR QUE REVOLUCIONOU A FÍSICA NO INÍCIO DO SÉCULO XX.... SÍNTESE DOS PROJETOS AERONÁUTICOS DE ALBERTO SANTOS DUMONT AO ATUAR COMO ENGENHEIRO AERONÁUTICO NA CONSTRUÇÃO DE BALÕES, DE DIRIGÍVEIS E DE AVIÕES.............................................................. SANTOS DUMONT SE TORNOU ECLÉTICO PORQUE ALÉM DE ENGENHEIRO AERONÁUTICO SE FEZ ENGENHEIRO CIVIL-ELÉTRICO-MECÂNICO-QUÍMICO-etc.................................................................................................. DIPLOMA "HONORIS CAUSA", A TÍTULO PÓSTUMO, DE “DOUTOR EM ENGENHARIA AERONÁUTICA”................... O LADO PRÁTICO DO PAI-DA-AVIAÇÃO E SUA EQUAÇÃO ALGORÍTMICA..................................................................... COMO SE CONSOLIDOU ESTE ESTUDO; DEFESA DA TESE.............................................................................................. EVIDENCIANDO TÍTULOS DESTE TRATADO E RELEMBRANDO CONCEITOS AERODINÂMICOS................................ AS SETE PRINCIPAIS VELOCIDADES PREVISTAS NA FASE DE DECOLAGEM CONVENCIONAL PELO FAR PART 25 TAKE-OFF................................................................................................................................................................ AS TRADICIONAIS QUATRO FORÇAS AERODINÂMICAS .................................................................................................. RECORDANDO O ALGORITMO DE SANTOS DUMONT........................................................................................................ COEFICIENTES AERODINÂMICOS - (DE FORÇAS AERODINÂMICAS: L, D, X, Y)........................................................... NOTAÇÕES CONSAGRADAS INTERNACIONALMENTE – (em inglês neste estudo)....................................................... AS RELAÇÕES FÍSICO-MATEMÁTICAS: EMPUXO / PESO; PESO / POTÊNCIA................................................................

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Francisco Bedê CONCEITO DE POTÊNCIA NA FÍSICA DOS AVIÕES A JATO E DOS AVIÕES DE MOTORIZAÇÃO HÍBRIDA.... OBTENÇÃO DE POTÊNCIA EM (hp), ATRAVÉS DE FATORES DECIMAIS APLICADOS.................................................. CATEGORIAS DE AVIÕES QUANTO ÀS VELOCIDADES PERMITIDAS E AO PESO MÁXIMO DE DECOLAGEM.................... DUAS CURIOSIDADES EM CÁLCULOS DE DETERMINADAS VELOCIDADES........................................................................... OS PRIMEIROS CÁLCULOS DE SANTOS DUMONT A SINALIZAREM COEFICIENTES “ANGULARES”........................ “BAIXANDO-SE O APP” A PARTIR DO ALGORITMO DE SANTOS DUMONT; PASSO-A-PASSO NA MATEMÁTICA DE OBTENÇÃO DOS COEFICIENTES “ANGULARES” DE SUSTENTAÇÃO................................................. ANÁLISE DIMENSIONAL.......................................................................................................................................................... EQUAÇÕES GERAL & REDUZIDA (=SIMPLIFICADA) DA RETA.......................................................................................... PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO....................................... FATOR “MULTIPLICADOR” EMPREGADO NO APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRONIZADO DE CAS ....................... AVIAÇÃO A JATO: de empuxo - força F (N, kN, tnf, kgf, etc., convertida para “lbf”)........................................................ AVIAÇÃO CONVENCIONAL: potência (hp)............................................................................................................................. AVIAÇÃO TURBOÉLICE (shp= hp).......................................................................................................................................... AVIAÇÃO DE MOTORIZAÇÃO HÍBRIDA E AVIAÇÃO DE MOTORIZAÇÃO UNIFORME..................................................... AVIAÇÃO ELÉTRICA PARA PASSAGEIROS COMERCIAIS............................................................................. .................... ALICE: 1º. AVIÃO TOTALMENTE ELÉTRICO DESTINADO A PASSAGEIROS COMERCIAIS........................................... E-FAN X: 1º. GRANDE AVIÃO HÍBRIDO - (ELÉTRICO shp + EMPUXO lbf) - DESTINADO A AVIAÇÃO COMERCIAL................................................................................................................................................................................ AVIÃO DECAMOTOR – 10 MOTORES: CONVAIR B-36J-III.................................................................................................. AVIÃO DODECAMOTOR – 12 MOTORES: Do-X.................................................................................................................... OUTRAS DECOLAGENS EXCEPCIONAIS............................................................................................................................. AVIÕES “NOTÁVEIS” IDENTIFICADOS NO SETOR DE “INCERTEZAS” ...................................................................... DECOLAGENS DE AVIÕES MULTIMOTORES DE POTÊNCIA lbf DIFERENCIADA.......................................................... DECOLAGENS ASSISTIDAS: PRIMEIRA DECOLAGEM ASSISTIDA.................................................................................. DECOLAGENS CATAPULTADAS EM NAVIOS-AERÓDROMOS (NAe)............................................................................... FORÇAS AERONAVAIS: Marinha da Rússia – (URSS); Marinha dos EUA – (USA); Marinha do Reino Unido – (UKD); Marinha da França; Marinha da China; Marinha da Índia; Marinha do Brasil – (EUB)......................................... O LADO CURIOSO MOSTRADO PELO APLICATIVO PADRÃO DE CAS IDENTIFICANDO E COMPARANDO AS “FORÇAS AERODINÂMICAS” DE AVIÕES COM O “ESFORÇO POTENCIALIZADO” DA MAIOR DAS AVES DE RAPINA: A ALTIVA E VIGOROSA ÁGUIA REAL, AO “CAÇAR” E “DECOLAR” COM UMA CABRA MONTESA.......... EXEMPLOS DE ACIDENTES DEVIDO AS AERONAVES ESTAREM COM COEFICIENTES “ANGULARES” DE SUSTENTAÇÃO ACIMA DO PREVISTO E CARGAS COM PESO EXCESSIVO E DISPOSTAS A NÃO OBSERVAR O CENTRO DE GRAVIDADE....................................................................................................................................................... CINCO TÓPICOS CONCLUSIVOS............................................................................................................................................. ANEXOS......................................................................................................................................................................................

78 82 88 89 91 92 93 94 98 131 144 172 193 198 199 200 206 217 220 225 248 254 260 265 270

277

293 296 309

Francisco Bedê

PROLEGÔMENOS

Francisco Bedê APLICAÇÃO DESTE ESTUDO AOS “AIRLINERS” DE GRANDE PORTE E A OUTROS AVIÕES POTENCIALIZADOS SUSTENTAÇÃO (FS )

SUSTENTAÇÃO (FS )

(FA ) ARRASTO

TRAÇÃO (força motora)

(resistência do ar) (P) PESO DO AVIÃO - (gravidade)

(FA ) ARRASTO (resistência do ar)

EMPUXO (potência) PESO DO AVIÃO (P)

(gravidade)

Este estudo científico se aplica a todos os aviões de grande potência dos tipos: 1) a jato (lbf); 2) convencionais (hp); 3) turboélices (shp, watts); todos estes tipos com motores e/ou turbinas de combustão interna consumindo gasolina de aviação e/ou querosene de aviação, no estado de “pureza” do seu refino; idem, consumindo bioA-380 B-777X combustíve, etanol, etc; 4) aviões potencializados híbrido/totalmente com energia elétrica (shp, kW) destinados ao transporte de passageiros comerciais. Vale dizer que se aplica a todos os aviões de grande potência acima listados desde a invenção do 14Bis até os mais modernos aviões civis - (comerciais, executivos, etc.), como sejam os aviões da AIRBUS, da F-22 EMBRAER KC-390 T-50 BOEING, da EMBRAER, etc.; os avançados aviões militares (caças, bombardeiros) exemplificando-se: o F-22 dos EUA e o T-50 da URSS; e os protótipos total e/ou híbrido “elétricos” destinados ao transporte comercial de passageiros: ALICE da Eviation e E-FAN X da Airbus. Portanto, o estudo não contempla os aviões de “baixíssima” potência a exemplo daqueles que possuem motores elétricos funcionando por meio de bateri as de ion polímero, as quais por sua vez são “sustentadas” por energia solar. Exemplo: o avião SOLAR IMPULSE-2. SOLAR IMPULSE-2 Finalmente o estudo não se aplica, também, aos aviões de “altíssima” potência dos tipos aviões “foguetes”, por consumirem combustível de aviação “misturado” com etanol e/ou amoníaco + oxigênio líquido. Exemplo: o avião NORTH AMERICAN X-15.

X-15

Francisco Bedê SÍNTESE ICONOGRÁFICA DO ESTUDO DO COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO CAS NA FASE DE DECOLAGEM Trata-se de um “APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO PADRÃO FINALIZADO DE COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO CAS, (fig.2), deduzido trigonometricamente de dados numéricos “puros”, indicativos de peso e de potência anotados por Santos Dumont durante suas atividades de construtor aeronáutico nos anos de 1906 e 1907. Tais dados foram alocados nos eixos Y e X, para desenvolvimento “cartesiano” num CÍRCULO TRIGONOMÉTRICO, Quadrante I, (figs. abaixo), de Raio Unitário contendo 49 intervalos em cada Eixo, onde o Eixo Y, (Eixo dos Senos - ordenadas), contém valores padrões de “kg” e, o Eixo X, (Eixo dos Cosenos - abcissas), contém valores padrões de “hp”. Este aplicativo visualiza a relação ideal de “MASSA/ENERGIA” intuída por Santos Dumont, ou seja, de “peso/potência” para que todos os aviões decolem muito bem, portanto, com SEGURANÇA e, ainda, observada determinada relação “CUSTO x BENEFÍCIO” – (eficiência = setor de cor verde; e/ou; eficácia = setor de cor azul). Este Autor julgou que, tecnicamente, o GRÁFICO após desenvolvimento cartesiano devesse se chamar APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRÃO “FINALIZADO” DE CAS – tendo 49 intervalos no Eixo Y; e; o Eixo X reduzido para 38,02 intervalos. Obs.: em ambos os eixos a distância métrica entre cada 2 intervalos deve representar 2 mm – (qualquer que seja a escala diagramada). Os resultados nas figuras abaixo decorrem de operação matemática mostrando a execução do “passo-a-passo” do gráfico diagramático – (cfr. desenvolvimento em páginas adiante de título “passo a passo”). Y 14 Bis

Demoiselle

(49 intervalos)

QUADRANTE I

Quadrante II

Quadrante I (38,02 intervalos)

Não há decolagens

55,07º

(49 intervalos)

Quadrante III

Quadrante IV

Círculo Trigonométrico

Aplicativo Diagramático Padrão de CAS = m

Francisco Bedê INDÚSTRIA AERONÁUTICA: Tabela de “AVIÕES EFICIENTES E EFICAZES” CONCEITUAÇÃO DE INDÚSTRIA AERONÁUTICA: Em todo o mundo a indústria aeronáutica, (ao fazer parte de um setor industrial mais abrangente e que se chama indústria aeroespacial) é, em conceito amplo e estratégico, “o setor industrial que abrange empresas governamentais ou privadas, cujas atividades são a pesquisa, o desenvolvimento, a fabricação, os serviços e a comercialização de aeronaves e helicópteros, comerciais e militares, incluídos os seus componentes, caracterizando-se todos os seus produtos por um alto conteúdo tecnológico, bem como grande valor agregado.” DESTACANDO-SE QUATRO GRANDES INDÚSTRIAS DE AVIÕES COMERCIAIS: BOEING; (indústria americana, fundada em 1916); AIRBUS; (indústria francesa, fundada em 1970); EMBRAER; (indústria brasileira, fundada em 1969); BOMBARDIER; (indústria canadense, fundada em 1942); DESTACANDO-SE FABRICANTES DE AVIÕES MILITARES: 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.

A RELAÇÃO ADIMENSIONAL MASSA ÷ ENERGIA Observações: MASSA = Eixo Y = eixo dos senos = = mtow = PMD (peso máximo de decolagem em kg) ENERGIA = Eixo X = eixo dos cossenos = = powerplant = POT (potência aplicada, ou, motorização em hp) COEF ANG = Eixo T = eixo das tangentes = = Coeficientes “angulares” de sustentação (CAS)

TABELA PROPOSTA PELO AUTOR – (convenção)

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

CAS

VALORES INTUÍDOS POR SANTOS DUMONT (CAS )

1,33 a 1,74

Só há decolagens eficientes e eficazes respectivamente nos setores VERDE e AZUL.

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 Nota: Ver maior detalhamento em páginas-slides adiante.

Não há decolagens nos setores VERMELHO e ROSA.(CENOURA)

(gráfico cartesiano)

Francisco Bedê COMO ESTE AUTOR SE PERMITIU IDEALIZAR UM “ESPECTRO COLORIDO” COM BASE NA TÉCNICA DE ESFREGAÇO SANGUÍNEO A FIM DE PODER REPRESENTAR, DE FORMA “PLANIFICADA”, OS VALORES DE REFERÊNCIA PARA O APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRÃO DE CAS v

Observando-se através de microscópio em laboratório de análises clínicas a aplicação de diversas lâminas de vidro contendo reações com aspectos policromáticos em função dos corantes aplicados, este Autor se permitiu elaborar de forma análoga uma espécie de “lâmina” policromática em degradé com pontos de corte definidos, portanto, em correspondência com as lâminas em degradé natural de coloração de células sanguíneas – (esfregaço) – para denotar ESPECTRO APROPRIADO contendo cinco cores “degradadas” assim definidas: vermelho, azul, verde, amarelo e cenoura, a fim que se possa retratar de modo “planificado” os valores de coeficientes de referência para o APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRÃO DE CAS Destarte, como se vê abaixo, foi idealizado o seguinte ESPECTRO COLORIDO REVELADOR a exemplo daquele “revelador” e decorrente da técnica de esfregaço sanguíneo a fim de se poder representar “planificadamente” o Aplicativo Diagramático Padrão de CAS

Francisco Bedê Veja-se que as lâminas de análises clínicas são utilizadas nos mais diversos procedimentos para diagnóstico laboratorial, com destaque dado por este Autor ao da realização do esfregaço sanguíneo que, numa apresentação de aspecto policromático, possibilita “sutil” modo de visualização em degradé natural, com leve estrutura celular de cores de tonalidades bem próximas. Na verdade, a partir do esfregaço são revelados os diversos valores encontrados num hemograma completo. Exemplificando-se com referência a “eritrograma”, tem-se os valores encontrados para HEMÁCIAS dentro dos valores de referências previstos em todo mundo de análises laboratoriais. Dando-se na prática exemplo de resultado laboratorial da leitura de células sanguíneas, poderíamos citar adiante um exemplo de valores de assertividade pertinente, os quais são referências numéricas consagradas internacionalmente pela medicina laboratorial para fins de DIAGNÓSTICO. Portanto, no caso da leitura de células sanguíneas, tais valores de assertividade significam os “limites” numéricos quantitativos que a normalidade do organismo humano deve se enquadrar, a fim de denotar, pelos “pontos de corte”, se os mesmos estão e/ou não estão dentro dos valores de referência. Ou, metaforicamente: SE O CORPO HUMANO PODE DECOLAR E/OU NÃO PODE DECOLAR PARA O “VOO DE CRUZEIRO DA VIDA”. Daí, os resultados dos glóbulos vermelhos – (para hemácias) – estarem dentro da seguinte faixa de “coeficientes de referência numérica”, para que se possa questionar figuradamente: “O organismo se sustentará e/ou o organismo não se sustentará? Eis a faixa consagrada internacionalmente: de 4.3 a 6.0 x 106 / mm3 para homens em condições normais; de 3.9 a 5.3 x 106 / mm3 para mulheres em condições normais. De modo semelhante, com base nos valores de assertividade consagrados pela EQUAÇÃO ALGORITMICA DE SANTOS DUMONT, ou seja, a fórmula que define o COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO (CAS ), tem-se: PMD (kg) ÷ POTÊNCIA (hp) ≤ 6,00

(CAS )

Portanto, um equipamento de voo produzido pelas indústrias aeronáuticas do tipo avião deve ter a seguinte garantia de “diagnóstico”, de modo que possa revelar se o mesmo se trata: de aeronave eficiente e/ou de aeronave eficaz, (a ser dado ao mundo aeronáutico). Postas essas considerações, o seguinte “ESPECTRO COLORIDO REVELADOR” representa na forma “planificada” a assertividade com relação aos valores de referência para o Aplicativo Diagramático Padrão de CAS, isto é, se o avião tem e/ou não tem valores de coeficientes “angulares” de sustentação para decolar e se manter em voo no espaço atmosférico com total garantia de permanência em voo, seja de modo eficiente, seja de modo eficaz. Assim, tem-se no caso do Aplicativo do CAS uma assertividade que se situe entre 1,33 e 6,0 (ver próxima figura) 29

“DIAGNÓSTICO”

NHD

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

Codificação: NHD = não há decolagens RD = raríssimas decolagens (“super” eficiência) FND = faixa normal de decolagens - (com eficiência e/ou com eficácia) v

Por que qualificar-se de “revelador” o Aplicativo Diagramático Padrão de CAS ? Porque refere-se à eficiência e/ou à eficácia do avião produzido consoante o Algoritmo de Santos Dumont! Por conceituação etimológica tem-se que: 1) eficiência - “fazer certo as coisas”; 2) eficácia - “fazer as coisas certas”. Assim, a eficiência seria o ato de “fazer certo as coisas”, enquanto que a eficácia consistiria em “fazer as coisas certas”. Se algo produzido tem que ser eficiente, é porque esse algo deve ser feito de forma certa, com o menor uso de recursos e tempo possível, com domínio do processo de feitura, com habilidade e com rapidez. Então, eficiência é fazer as coisas de forma certa. É ligeiramente diferente de eficácia, que significa fazer com que as coisas certas sejam feitas. Ocorre que em AVIAÇÃO fazer um avião eficiente e/ou fazer um avião eficaz não quer dizer necessariamente fazer certo um avião e/ou fazer o avião certo. A compreensão do assunto vai mais além por causa do benefício chamado segurança de voo e do objetivo a alcançar. Como em todo o mundo, há no Brasil o item a considerar: custo operacional de 1 (uma) hora de voo, que é o fator mais dispendioso na relação “CUSTO x BENEFÍCIO” das empresas comerciais de aviação. Com relação ao nosso País esse item representa 40% na relação econômicofinanceira já destacada. Por isso o binômio “eficiência e/ou eficácia” deve ser o primeiro item “financeiro” para as empresas comerciais de aviação prestarem atenção no momento da compra de novo avião. É muito importante conhecer a diferença “técnica” entre um avião eficiente e um avião eficaz. Como regra geral diz-se que a AVIAÇÃO COMERCIAL deve operar aviões eficientes, (de baixo custo operacional); e a AVIAÇÃO MILITAR deve operar aviões eficazes, (a alcançar o seu objetivo sem preocupação com o custo operacional). Enquanto não se consolida a nova matriz energética para suprir aviões a partir do ano de 2020 de ENERGIA ELÉTRICA oriunda de um sistema de geração e armazenamento de baterias de alta potência, o ESPECTRO DO CAS já apresentado poderá ser de grande valia nessa decisão, ao oferecer um “pré-diagnóstico”. 30

Francisco Bedê CODIFICAÇÕES DO ESPECTRO COLORIDO DECORRENDO DO APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRÃO DE CAS v

T Y Glenn Research Center - Lewis Field NASA CENTER

VALORES INTUÍDOS POR SANTOS DUMONT (CAS )

A EQUAÇÃO ALGORITMICA DE SANTOS DUMONT EM “ESPECTRO”: PMD (kg) ÷ POTÊNCIA (hp) ≤ 6,00 (CAS ) No espectro em cores abaixo os tons variam conforme estão no gráfico cartesiano ao lado, ou seja, de 6,89 até 1,33 – valores estes correspondentes aos coeficientes “angulares” m = (CAS) – indicativos de que o avião poderá decolar. Portanto, é dentro dessa faixa de números “adimensionais” que as indústrias aeronáuticas, na verdade, trabalham os seus projetos aeronáuticos, definindo se eles serão eficientes e/ou eficazes e partindo do pressuposto de que o avião tem o seu aerofólio incorporado dos mais modernos recursos técnicos (slats, flaps, winglets, etc.) para máximo desempenho em voo. (Ver figura “NASA” acima) 0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

5729,57 20,74

“DIAGNÓSTICO”

Só há decolagens eficientes e eficazes respectivamente nos setores VERDE e AZUL. Não há decolagens nos setores VERMELHO e ROSA.(CENOURA)

(gráfico cartesiano)

Codificação: v

NHD = não há decolagens v

NHD

FND (aviões eficientes) INDÚSTRIAS

FND (aviões eficazes)

NHD v

RD = raríssimas decolagens (“super” eficiência) v

FND = faixa normal de decolagens (eficiência e/ou eficácia)

AERONÁUTICAS

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

Francisco Bedê

BREVE RESGATE HISTÓRICO DO INVENTOR DO AVIÃO

Francisco Bedê DOIS “ALBERTOS” QUE DESMITIFICARAM A AURORA DO SÉCULO XX E O QUE HOUVE DE COMUM ENTRE AMBOS: OS TERMOS MASSA E ENERGIA ALBERT EINSTEIN

ALBERTO SANTOS DUMONT

EM 1906: VOO DO 1º. AVIÃO – ALGORITMO DO CAS

EM 1905: TEORIA DA RELATIVIDADE GERAL

Em 1905 o físico e matemático alemão Einstein descobriu a energia relativística, demonstrando que MASSA e ENERGIA são grandezas equivalentes, porquanto qualquer “massa” possui “energia” associada a ela e vice-versa. Com isso estabeleceu a formulação inicial entre essas duas grandezas desenvolvendo a equação que se tornou a mais famosa do mundo:

Em 1898 o aeronauta brasileiro Dumont, em Paris, projetou, construiu e voou os primeiros balões providos de motor a gasolina: o Balão Brésil e o Balão L´Amérique. Ao final desse mesmo ano, construiu o seu primeiro dirigível motorizado, o Le Santos 1. Em 1901 construiu o dirigível Le Santos 6, fazendo o primeiro voo controlado da história, no trecho “Saint Claud-Torre Eiffel-Saint Claud”, em 30 minutos. Com esse feito ganhou o Prêmio DEUTSCH DE LA MEURTHE, no valor de 100 mil Francos. Em 23 de outubro de 1906 Dumont realizou o evento aéreo do “mais-pesadoque-o-ar”: voo nivelado do primeiro avião, o 14 Bis, percorrendo em 8 seg uma distância de 60 m sobre o solo. Com esse feito ganhou a TAÇA ARCHEDEACON, de 3 mil Francos

E = m c²

Trabalhos de Einstein que se destacam: Relatividade Geral; Relatividade Restrita; Movimento Browniano; Efeito Fotoelétrico; Equivalência MassaEnergia; etc.

Dentre prêmios e honrarias recebidos devido às suas descobertas científicas evidencia-se o PRÊMIO NOBEL DE FÍSICA concedido em 1922: "por seus serviços à física teórica e, especialmente, pela descoberta da lei do efeito fotoelétrico.”

Após executar os projetos DEMOISELLE em 1907, disse Dumont aos construtores de aviões que deveriam considerar valores adimensionais iguais ou menores que 6 (coeficientes “angulares” de sustentação) para um avião poder decolar, quando formulou intuitivamente a seguinte equação algoritmica: massa (pmd kg) ÷ energia (potência hp) ≤ 6

(CAS)

Destacando-se duas de suas célebres frases: Destacando-se duas de suas célebres frases: “O grande problema da Humanidade não está no domínio da Ciência, mas no domínio dos corações e das mentes humanas.” “É a teoria que decide o que devemos observar.”

“Criei um aparelho para unir a Humanidade, não para destruí-la.” “Pela observação das aves comecei, então, a elevar-me no ar com balão cativo. Progredindo mansamente cheguei ao dirigível e, finalmente, alcancei o avião.”

EINSTEIN foi o primeiro a propor a equivalência da massa e energia como princípio geral a regular as simetrias cósmicas do espaço e tempo a encerrarem segredos sobre o buraco negro – região no espaço sideral em que nada pode escapar. Parafraseando diz-se que: SANTOS DUMONT foi o primeiro a propor um algoritmo envolvendo massa (kg) e energia (hp) como regra geral a revelar na primeira camada do espaço atmosférico terrestre: “o que voa é para se sustentar e não para cair”. Melhor dizendo: basta que, na prática, se obedeça a uma equação algorítmica relacionando massa e energia na forma de operação “quociente” com resultado adimensional.

Francisco Bedê GENEALOGIA DE SANTOS DUMONT E DO ENTREVISTADO: MARCOS SICILIANO VILLARES FILHO Tronco DUMONT = (D)

Tronco SANTOS = (S) (Henrique casou-se com Francisca em 6/9/1856 e teve 8 filhos, sendo AlbertoSantos Dumont o mais novo dos filhos homens)

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

Obs.: Santos Dumont não se casou. Portanto, não deixou descendentes diretos.

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), sobrinho-bisneto de Alberto Santos Dumont. Exerce o cargo de Presidente do INSTITUTO CULTURAL SANTOS DUMONT, com sede em São Paulo-SP.

Joan Noel Morgan Villares

(Imagens cedidas e autorizadas por Marcos S. V. Filho)

ELISA DUMONT FONSECA quando se casou com JOÃO OSÓRIO DE OLIVEIRA GERMANO passou a se chamar ELISA SEVERO DE OLIVEIRA GERMANO. Nasceu em 6/12/1921. Em 20/jul/2005 recebeu a Medalha Mérito Cabangu. Faleceu em 31/08/2014. ELISA, como sobrinha de Santos Dumont, foi a sua última descendente colateral.

João Osório de Oliveira Germano

Francisco Bedê A “EQUAÇÃO” ALGORITMICA DO PAI-DA-AVIAÇÃO: MITO OU VERDADE?

Segundo o sobrinho-bisneto de Alberto Santos Dumont, com 54 anos de idade neste 2019 e cuja genealogia está estampada na página anterior, Sr. MARCOS SICILIANO VILLARES FILHO, Presidente. do INSTITUTO CULTURAL SANTOS DUMONT sediado em São Paulo-SP, que o Pai-da-Aviação teria formulado aos aeronautas de sua época o seguinte: “O avião decola, isto é, sai do solo, se o quociente resultante da divisão do dividendo representando a massa em kg e o divisor designando a potência em hp for, adimensionalmente, igual ou menor que 6”. “MASSA” DO AVIÃO (PESO) em kg (dividendo)

≤ “ENERGIA” DO(S) MOTOR(ES) potência em hp (divisor)

(CAS )

(quociente)

Diz-se que um relato transmitido oralmente de geração em geração é MITO quando a história encerra algo de fantasioso sem “possibilidade de comprovação” e que, no caso, vem desde a primeira geração de CARLOS DE ANDRADE VILLARES, casado com a irmã de Santos Dumont – GABRIELA – chegando até a terceira geração representada por MARCOS SICILIANO VILLARES, casado com a Sra. JOAN NOEL, pais de MARCOS SICILIANO VILLARES FILHO - este inaugurando a quarta geração na qualidade genealógica de “sobrinho-bisneto” do Pai-daAviação. Acrescente-se aqui que compartilha dessa história o Engenheiro Dr. OZIRES SILVA, líder do grupo que criou a EMBRAER em 1969.

Quando se consulta a primorosa pesquisa científica publicada pelo Cientista Dr. HENRIQUE LINS DE BARROS no livro “SANTOS DUMONT E A INVENÇÃO DO VOO”, às páginas 134 e 135, apresentando dentre outros valores numéricos aqueles referentes a peso e potência anotados por Santos Dumont nos anos de 1906 e 1907, constata-se que o relato oral é verdadeiro, levando este Autor a escrever sob o modo de equação algorítmica, adimensionalmente, (isto é, como coeficientes resultantes), ao recorrer da Trigonometria o modal “tangente de um ângulo”.

Francisco Bedê A “EQUAÇÃO” ALGORITMICA DO PAI-DA-AVIAÇÃO TRANSMITIDA A ESTE AUTOR DURANTE ENTREVISTA CONCEDIDA EM 2005 POR MARCOS SICILIANO VILLARES FILHO – (SOBRINHO-BISNETO DE SANTOS DUMONT) Segundo MARCOS SICILIANO VILLARES FILHO, Pres. do Instituto Cultural Santos Dumont, o Pai-daAviação teria enunciado aos aeronautas de sua época o seguinte: “O avião decola, isto é, sai do solo, se o quociente resultante da divisão do dividendo representando a massa em kg e o divisor designando a potência em hp for “igual ou menor que 6”. Portanto, a seguinte equação algorítmica, (repetindo-se): “MASSA” DO AVIÃO (PESO) em kg (dividendo)

≤ 6 “ENERGIA” DO(S) MOTOR(ES) potência em hp (divisor) MARCOS SICILIANO VILLARES FILHO Sobrinho-bisneto de Santos Dumont (Presidente do INSTITUTO CULTURAL SANTOS DUMONT, em São Paulo)

(CAS ) (quociente)

ALGORITMO DE DUMONT

Então, o avião decolaria. Isto é, dizendo-se técnico-cientificamente, que... “...o avião depois de sair da inércia, (velocidade VO), e durante a corrida de decolagem superar todo o ARRASTO (OU RESISTÊNCIA), estaria capacitado a alcançar a desejável SUSTENTAÇÃO, (velocidade VLof ), se a relação massa(kg) / potência(hp) ≤ 6 (CAS )”

Também, segundo MARCOS, (email de 16/set/2013), numa reedição do livro “Santos Dumont – A Conquista do Ar”, (de Aluízio Napoleão de Freitas Rego, publicado primeiramente pela Imprensa Nacional em 1941), ele lera o seguinte texto de Gustavo Albrecht, ao refutar sobre o avião dos Irmãos Wright: "Quando questionamos sobre qual motor usaram naquela época, disseram ter sido construído por eles mesmos, pesava 110kg e desenvolvia 12hp.“ E diz ter lido mais adiante: "Como querem eles que acreditemos que uma aeronave que pesava 340 kg e possuía baixo rendimento aerodinâmico como todos os aviões da época, usando um motor de 12 hp tracionado por duas hélices de pouca eficiência, pudesse sustentar-se em voo sem o auxilio de correntes orográficas?“ Cabe aqui o nosso ponto de vista e dizer o “porquê” do FLYER dos Irmãos Wright não ter podido decolar por meios próprios: “porque o resultado adimensional de sua relação peso/potência era de 9,16 - (coeficiente “angular” CAS = peso ÷ potência = 110 kg ÷ 12 hp = 9,16), portanto, muito superior a 6. Finalmente, conclui MARCOS, que numa discussão acadêmica com o Eng. Aer. Dr. OZIRES SILVA, dele ouvira sobre a relação peso/potência: "Não voa um avião com a relação peso/potência como tinha o Flyer”. (*) E que, ainda, o Dr. OZIRES havia complementado algo a mais, como: "Um avião irá voar muito mal tendo uma relação peso/potência até 12/13kg por hp. Ora, num avião moderno observa-se a relação de 5 a 6 kg por 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´ CAS = 6”. OZIRES SILVA (*)

(*) A informação dessa “discussão acadêmica” foi confirmada por email enviado pelo Dr. Ozires Silva, de 21/set/2013.

Francisco Bedê A FORMAÇÃO CIENTÍFICO-ACADÊMICA DO PRIMEIRO ENGENHEIRO AERONÁUTICO DO MUNDO ...20 km de Ribeirão Preto-SP. Então, seu pai sai de Cabangu e segue com sua mulher, 8 filhos e demais empregados domésticos, para tornar-se um dos maiores produtores paulistas do “Café do Brasil”. Chegou a plantar 5 milhões de pés de café, possuiu 7 locomotivas e 96 km de ferrovia para escoamento da safra até a estrada de ferro de Ribeirão Preto.

Nascimento/Falecimento - Alberto Santos Dumont, doravante neste estudo chamado Dumont, nasceu em 20 de julho de 1873 no Sudeste do Brasil, Serra da Mantiqueira, Município de Palmira, Distrito de João Aires, no lugar hoje chamado Sítio Cabangu, Estado de Minas Gerais. Faleceu no dia 23 de julho de 1932 em Guarujá, na Cidade de Santos, Estado de São Paulo. No início de 1879, seu pai Henrique Dumont, de origem francesa, compra a Fazenda Arindeúva tendo 80 escravos, e distante...

Alfabetização/Educação Primária - Quando criança, na Fazenda Arindeúva, Dumont recebeu de sua irmã Virgínia, que era 7 anos mais velha, as primeiras aulas de alfabetização. Seu pai, vendo-o muito interessado na leitura de livros, resolveu logo contratar professoras francesas para lhe dar aulas particulares. Estudos Secundários - Chegando a fase da adolescência, Santos Dumont freqüenta as mais importantes escolas paulistas, cariocas e mineiras do seu tempo. Em São Paulo: Colégio CULTO A CIÊNCIA (1883); o Instituto KOPKE (1884) e o Colégio MORTON (1885). No Rio de Janeiro: Colégio MENEZES VIEIRA (1886). Em Minas Gerais: ESCOLA DE MINAS (1887), em Ouro Preto, onde chegou a se matricular. Estudos Avançados em Paris e em Londres - (1892-1897) - Em Paris, os primeiros estudos de Dumont foram ministrados pelo eclético e competente Professor Monsieur Garcia, no COLLÈGE DE FRANCE, que lhe ensinou Matemática, Eletricidade, Química, Astronomia e Física, com detalhamento especial para a disciplina Mecânica. Ainda, na França, frequentou a UNIVERSIDADE DE SORBONNE. Completou esse quinquênio de estudos “avançados” indo para Londres, onde cursou a UNIVERSIDADE DE BRISTOL, com ênfase para Álgebra e Geometria. No último ano do quinquênio frequentou o MERCHANT VENTURES TECHNICAL COLLEGE, que era uma instituição de ensino superior agregada à Universidade de Bristol, ali participando de aulas de Navegação e de Engenharia. Estudos Próprios em Paris – (1906-1907) - Dumont, após retornar da Inglaterra para a França, desenvolveu sua visão mecanicista e sua genialidade quando direcionou sua atenção para os estudos particulares e mais uma vez com o antigo e rígido mestre Garcia, um professor de origem espanhola, que o reorientou durante os anos de 1906 e 1907, administrando-lhe conhecimentos avançados de Física e Matemática, quando o brasileiro passou a entender de “quase tudo cartesianamente”, isto é, de que tudo poderia ser compreendido ou descrito como se fosse constituído de simples componentes, tais como: pontos, retas, etc., ao agregar a Álgebra à Geometria. O método ensinado por Garcia a 37

Francisco Bedê Dumont foi o chamado e já conhecido àquela época como “método da livre associação de ideias”, de modo a envolver sem exceção os valores concernentes às Ciências da Natureza e às Ciências Exatas, pela análise de todo material que aparecesse até alcançar um resultado final e consistente. Não foi fácil a Dumont estudar Aerodinâmica por “quase” conta própria. Portanto, isso não foi tarefa simples dada a tantos projetos que tinha em mente. No entanto, a sua prática diária com anotação de dados, com projetos redesenhados, etc., constituíram-se um conjunto de produções aeronáuticas que credenciaram-no ao título de “Pai-daAviação” para a História das Invenções, sobretudo por seu espírito determinado e altruístico. Ainda, a presença do Prof. Garcia junto a Dumont, fez com que o lente espanhol ensinasse ao aluno brasileiro um outro procedimento de memorização, a mnemônica, uma técnica de memorizar e reter coisas por combinação de elementos, por arranjos de números, etc.

A BUSCA DE SANTOS DUMONT POR “MOTORES” DE AVIÃO NO MEIO DA 1ª DÉCADA DO SÉCULO XX (1906-1907) Os textos condensados que se seguem nas páginas imediatamente seguintes tiveram como fontes: Fontes: Créditos de textos “reduzidos” e de imagens, adiante transcritos, para: 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 Livro “SANTOS DUMONT E A FÍSICA DO COTIDIANO”, do Dr. ALEXANDRE MEDEIROS Siglas em inglês, anotadas: mtow = maximum takeoff weight = peso máximo de decolagem powerplant = motorização, potência = planta de potência mass/energy = massa/energia = peso (em kg) / energia (em cv convertido para hp) lift = L = sustentação

Francisco Bedê

ANOS DE 1906 E 1907 Em Paris, Alberto Santos Dumont – o PAI-DA-AVIAÇÃO – começou a escolher na indústria automobilística local motores a gasolina que pudessem ser adaptados para aeroplanos, preocupando-se inicialmente com dois requisitos, já que um dos maiores problemas da época era o fato de não existir motores de combustão interna fabricados “especificamente” para aviões, que não os motores automobilísticos adaptados para dirigíveis navegarem no ar e para barcos navegarem em rios e mares. Eis os dois requisitos do Pai-da-Aviação: 1º.) que importassem na “segurança de voo” do projeto, haja visto Santos Dumont ter sofrido vários acidentes nos seus projetos de dirigibilidade de balões; e;

2º.) que tivessem “rentabilidade econômica” ao serem adaptados para aviões.

Conclui-se com as exigências antes enumeradas que Alberto Santos Dumont já estudava e pensava seriamente numa relação “custo versus benefício” para os seus projetos de aviões, de modo que a atividade aérea possibilitasse o “menor custo” para a “realização segura” do voo. Acima, Santos Dumont em seu escritório de estudos, em Paris: Av des Champs Elysées nº 114; ao fundo, vê-se quadros, fotografias, livros, rolos de desenhos, projetos, maquetes, etc.)

Francisco Bedê Por via de consequência, outro grande desafio do Pai-da-Aviação era encontrar um motor de peso reduzido e que fosse “economicamente” potente para fazer a decolagem sem ajuda externa, (ex.: sem auxílio de catapulta), e, consequentemente, poder sustentar-se nos ares. Assim, para desenvolver o seu primeiro projeto em 1906, o 14Bis, o brasileiro ALBERTO SANTOS DUMONT aliou-se ao francês LÉON LEVAVASSEUR, engenheiro, projetista e inventor de motores V-8 de injeção eletrônica e de arrefecimento por evaporação, escolhendo o motor chamado “Antoinette”: QUATRO MOTORES ENCONTRADOS NA INDÚSTRIA AUTOMOBILÍSTICA FRANCESA EM 1906 E 1907 1906: Motor ANTOINETTE V-8, de 50 cv (= 49,31 hp)

Era um motor fabricado com “impressionantes” 50 cv (= 49,31 hp) de potência máxima. Sendo o peso da aeronave de 290 kg acrescidos do peso de Santos Dumont de 50 kg, conformando-se num “mtow” de 340 kg, fizeram com que o resultado adimensional observado em função do quociente “mass/energy”, (peso/potência = 6,89) se revelasse imbatível para levantar o 14Bis do chão. 1ª. Conclusão: o 14Bis tornou-se o primeiro equipamento de voo mais-pesado-que-o-ar a se levantar do chão sem assistência de força externa; era o ano de 1906, em 23 de outubro, em Paris. Chega o mês de março de 1907, e Alberto Santos Dumont retira o mesmo motor do 14Bis e o reinstala no Projeto 15. Decorreu, então, um novo valor computado do quociente “mass/energy”, ou seja, peso da aeronave de 325 kg + peso do piloto de 50 kg, conformando-se com um “mtow” de 375 kg, fizera com que o resultado adimensional da relação “mass/energy”, (peso/potência = 7,61), se revelasse incapaz de levantar do chão o Projeto 15. 2ª. Conclusão: o Projeto 15 tornando-se fracasso fez com que Santos Dumont desenvolvesse vários modelos de um novo projeto de avião, o Demoiselle. Santos Dumont ao incorporar nos novos modelos do Demoiselle os motores DUTHEIL, DARRAQ e CLEMENT-BAYARD obteve resultados surpreendentes, abaixo de “6” e, no sentido de obter cômputos seguros para o quociente “mass/energy”, (peso/potência), pelo resultado de valores adimensionais como se fossem coeficientes indicadores de “sustentação”. Assim, resolveu intuir a partir desse instante a seguinte “MÁGICA” EQUAÇÃO ALGORÍTMICA: massa (kg) / energia (potência hp) ≤ 6 a fim de que, como expressão matemática, fosse clássica para indicar mediante um valor adimensional resultante se um avião poderia decolar. 40

Francisco Bedê 1907: Motor DUTHEIL, de 20 cv (=19,73 hp)

1907: Motor DARRAQ, de 30 cv (=29,59 hp)

1907:Motor CLEMENT-BAYARD, e 40 cv (=39,45 hp):

Percebeu Alberto Santos Dumont de todos os seus novos testes com os motores DUTHEIL, DARRAQ e CLEMENTBAYARD que poderia estabelecer um valor adimensional, e como intuiu, para tornar-se referência de “rentabilidade econômica” ao sugerir um cálculo menos complexo para obtenção da “powerplant” durante a execução de um projeto de avião, já que o conhecimento técnico-científico disponível à época era incipiente, (com “c” para dizer que a Aviação era “nascente”, que estava no começo, uma atividade “principiante”), comparando-se ao estudo de Aerodinâmica na Modernidade por ser evoluído, em termos de conhecimento das forças aerodinâmicas de sustentação, de arrasto, de peso e de tração/empuxo; de coeficientes (normais) de sustentação e de arrasto, etc. Isso quer dizer em nossos dias que a configuração buscada por Alberto Santos Dumont em termos de “powerplant” revelasse “eficiência” dentro de uma “máxima segurança de voo” prevista para o projeto considerado. Daí, o mágico número “6” de Santos Dumont apresentar-se como resultado adimensional desejável para indicar eficiência “máxima” em qualquer relação “mass/energy” de peso/potência = 6,00. Se o resultado adimensional de “mass/energy” tendesse a um valor menor, conforme teorizado pelo nosso estudo, de peso/potência = 1,33 encontrado na modernidade, configurar-se-ia como uma indicação de avião fabricado com eficácia “máxima”. Conforme se pode depreender da tradição oral passada na Família Dumontiana, transmitida de geração em geração durante 4 linhagens a partir da irmã do Pai-da-Aviação, chamada Gabriela Santos Dumont, (mãe de Elisa Dumont Fonseca), até seu sobrinho-bisneto Marcos Siciliano Villares Filho, PRESIDENTE DO INSTITUTO CULTURAL SANTOS DUMONT, brindando-nos com esse já aludido mágico número “6” – aquilo que NÓS DEDUZIMOS E FORMATAMOS MATEMATICAMENTE PARA TRADUZIR A “EQUAÇÃO DO PAI-DA-AVIAÇÃO”, cujo desenvolvimento será visto detalhadamente passo-a-passo em páginas desenvolvidas mais adiante. A propósito, sobre a tradição oral já falada anteriormente, este Autor visitou em 2011 a Sra. Elisa Dumont Fonseca, última sobrinha viva e mais idosa de Alberto Santos Dumont, aos 90 anos que, além da estória do mágico nº. 6, guardava na sua extraordinária lembrança “outros” recontos do seu tio Alberto. Elisa faleceu em 2014. 41

Francisco Bedê O PRIMEIRO PLANADOR = decolagem catapultada pelos norte-americanos Irmãos Orville e Wilbur Wright

Se nos dias atuais ainda existe a ausência de adequado material didático tratando de “conceitos aerodinâmicos e de teoria do voo”, estando tais conceitos apenas disponíveis com profundidade TANTO no nível do conhecimento técnicoindustrial das fábricas de aviões, COMO em pouquíssimas instituições de ensino superior em todo o mundo, possibilitando cursos de graduação, pós-graduação e doutorado em Ciência Aeronáutica, então, o que dizer sobre essas luzes da ciência a “iluminarem” o início do Século XX, precisamente os anos de 1906 e 1907, por serem insipientes as pessoas com saber - (com “s” para dizer que poucos eram sapientes sobre Aerodinâmica no ano da invenção do avião - 1906). Veja-se que toda essa história do “homem voar” começou “na prática” a partir dos dois milênios d.C., com as observações contidas nos cadernos do eclético italiano que viveu entre os Séculos XV e XVI, Leonardo Da Vinci, (1452-1519), o qual além de se destacar como cientista, matemático, anatomista, pintor, escultor, arquiteto, botânico, poeta e músico, foi um projetista fascinado pelo “fenômeno do voo dos pássaros”, tendo concebido um protótipo de helicóptero e projetado um planador de viabilidade provada posteriormente. Passados quatro séculos, precisamente no início do Século XX, dão-se duas contribuições: uma importante, (os Wright´s, 17/12/1903, inventando o 1º. MOTOPLANADOR, o Flyer 1); e outra decisiva, (Dumont, inventando o AVIÃO, 23/10/1906, o 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

O PRIMEIRO AVIÃO = decolagem por meios próprios pelo brasileiro Alberto Santos Dumont Em 23/outubro/1906, o brasileiro ALBERTO SANTOS DUMONT – inventando o 14-Bis, O PRIMEIRO AVIÃO; e; “reinventando” o avião em 1907, com o projeto DEMOISELLE:

14Bis – (1906)

Demoiselle – (1907)

(1906)

(1907) 42

Francisco Bedê Observe-se, por dever de justiça, ao final do Século XIX outros nomes importantes que, ao buscarem o sonho de voar, sofreram também pelo apedeutismo do conhecimento técnico-científico, como sejam: BARTOLOMEU DE GUSMÃO, JOSEPH MONTGOLFIER, PILÂTRE DE ROZIER, etc. Efetivamente foi ALBERTO SANTOS DUMONT quem deu o pontapé decisivo para que o sonho humano de voar se transformasse em realidade. Por isso recebeu o título de PAI-DA-AVIAÇÃO. A FÍSICA ENCONTRADA NA PRÁTICA DIÁRIA DE SANTOS DUMONT

No livro “SANTOS DUMONT E A FÍSICA DO COTIDIANO” de autoria do Dr. ALEXANDRE MEDEIROS, (Mestre em Ensino de Física, do Instituto de Física/USP e PhD em Ensino de Física da University of Leeds/Inglaterra), lê-se em suas 193 páginas interessantes reflexões a respeito da Física encontrada nos conceitos aerodinâmicos de Santos Dumont,, notadamente contidos a partir do livro “OS MEUS BALÕES” escrito pelo Pai-da-Aviação. O Dr. MEDEIROS ao analisar detalhadamente as questões científicas tratadas na obra literária de Santos Dumont, se utiliza de muitas equações para esclarecer os limites científicos do pioneiro dos ares ao comparar o seu conhecimento científico obtido nos primeiros anos de 1900 com os pontos de vistas mais atuais da Engenharia Aeronáutica, já que o conhecimento humano era insipiente no início do Século XX – (com “s”, para significar muita gente sem o saber, sem conhecimento, sem qualificação, etc.). O Dr. MEDEIROS faz uma análise bastante abrangente sobre os temas que Santos Dumont tratava, desde a Mecânica até o Calor, passando por questões ligadas à Ótica e ao Eletromagnetismo, coisas “novas” que já se faziam presentes no cotidiano daquele tempo e estudadas por Santos Dumont. O PAI-DAPostas as considerações acima, interessa-nos destacar aqui a visão do Dr. MEDEIROS no que tange à forma de se AVIAÇÃO expressar de Santos Dumont, quando descobre no Pai-da-Aviação “outras intuições simplesmente brilhantes”, identificadas, também, por um de seus mais lúcidos biógrafos, o inglês PETER WYKEMAN, (Brigadeiro da RAF). Conclui-se que Santos Dumont, pela sua própria forma de ver o conhecimento como um todo, nunca demonstrou uma “clara” percepção da complexa relação existente entre a teoria e a prática, razão pela qual a sua opção era se declarar frequentemente adepto exclusivo da experiência diária, isto é, da prática cotidiana – tudo anotando. Na pág. 109 de “OS MEUS BALÕES”, afirma textualmente Santos Dumont sobre a sua posição epistemológica: “o tempo que eu teria perdido em cálculos ilusórios sobre o papel, empreguei sempre, de preferência, em aperfeiçoar materialmente os meus modelos”. (Damos destaque ao sublinhar-se a palavra “materialmente” para denotar que eram os dados obtidos na “prática” a sua grande preocupação). Ao mesmo tempo, considerando-se outro livro de Santos Dumont, “O QUE EU VI, O QUE NÓS VEREMOS”, à pág. 114, lê-se: “se inventores como Edison, Tesla, Henry Wise, Wood, Sperry, Curtiss, etc., dedicassem sua energia a esse assunto estou convencido que em um tempo satisfatório teríamos um motor perfeitamente satisfatório.” (Dá-se destaque mais uma vez com sublinhamento da palavra “assunto” para se constatar o fundamento da sua atitude como “calculista”. Sendo Santos Dumont um cientista “prático”, transcreve-se a seguir mais alguns trechos do Dr. MEDEIROS: 43

Francisco Bedê “Esse tipo de atitude – (lado prático) – que tantos frutos deu na construção da máquina a vapor, que antecedeu a Termodinâmica e também na construção do avião, era algo que tinha os seus dias contados. A junção cada vez mais íntima da Ciência com a Técnica criando um novo conceito – TECNOLOGIA – foi algo que teve início no final do Século XIX, mas que alcançou todo o seu vigor na segunda década do Século XX. Nesta época, entretanto, Santos Dumont já não era mais um inventor ativo. Ele foi um elemento híbrido, em muitos sentidos, um ser de um ser de transição entre um mundo dominado pela Técnica e um novo mundo a ser dominado pela Tecnologia com forte embasamento científico e do qual ele já não mais poderia participar. Paradoxalmente, ele foi um dos que mais contribuiu para que uma tal superação se desse e que um novo e mais complexo relacionamento entre Ciência e Tecnologia pudesse florescer”. Para concluir sobre os relatos anteriores do Dr. MEDEIROS e relacionando-os ao lado prático de Santos Dumont, não estarão em discussão neste estudo as modernas fórmulas da Engenharia Aeronáutica para calcular, a exemplos dos, coeficientes principais e tradicionais: de sustentação CL e de arrasto CD , mesmo que experimentalmente, já que era condição do lado prático de Santos Dumont a existência simplesmente das seguintes 6 partes constituintes de um “mais-pesado-do-que-o-ar” do tipo de projeto Demoiselle - (ver fotografia abaixo):

- um par de asas; (*) - fuselagem com interior a descoberto; - profundor (estabilizador vertical); - trem de pouso; - motorização; e; - hélice. (*) Ocorre que Santos Dumont nunca havia Imaginado que as asas, além de serem um dispositivo mecânico destinado à sustentação aerodinâmica, se prestariam no futuro como local de tancagem de combustível.

Nota: Acima, fotografia de Maurice Louis Branger, mostrando em 1907 quatro pessoas apoiadas contra o avião “Demoiselle” do Pai-da-Aviação, em Bagatelle - Paris. – (Santos Dumont é o primeiro da esquerda para a direita, junto a 3 de seus mecânicos).

Veja-se que o Demoiselle foi o aerofólio que “determinou” às indústrias aeronáuticas da modernidade o seguinte formato: “que o(s) motor(es) poderá(ão) estar à frente, e/ou atrás, e/ou na lateral da fuselagem, e/ou debaixo das asas, de modo que todas as partes sejam desenhadas aerodinamicamente a proporcionar um voo com segurança e dentro de uma desejável relação custo x benefício, em função da potência instalada”. 44

Francisco Bedê SANTOS DUMONT – O GRANDE EMPREENDEDOR QUE REVOLUCIONOU A FÍSICA NO INÍCIO DO SÉCULO XX Desde que o homem se interessou pelo voo das aves, foi a sustentação desses “passariformes” que levou projetistas de aeronaves a formularem conceitos vários de potência a ser aplicada, de modo que esses cálculos empíricos perdurassem no tempo. Assim, como Dumont usou motores de automóveis em seus projetos aeronáuticos, e para que não se permitisse ficar eternamente preso num grau de dificuldade na compreensão do que era sustentação, o brasileiro resolveu sem compromisso de receber diplomas, preparar-se “cientificamente” na Europa entre 1892 e 1897, ou seja: - na França frequentou o Collège de France e cursou a Universidade de Sorbonne; e; - na Inglaterra fez “estudos avançados” na Universidade de Bristol. Em 1898 estudou no Merchant Ventures Technical Collège, a mais importante escola de navegação da época. É verdade que, academicamente, ele não se aplicou muito nesse quadriênio de estudos porque preferiu investir no seu admirável talento prático e mecânico, revelando-se um gênio inventivo, com destaque para: balões e dirigíveis; para as áreas de química e de eletro-mecânica; e; finalmente, de forma ímpar como engenheiro autodidata na construção de aviões. Nesse mister, Dumont deu graciosamente ao mundo de então, de conhecimento insipiente, (com s para significar “muita gente sem o saber”), uma regra simples envolvendo dois tipos de valores adimensionais para resolver qualquer relação “mass ÷ energy = lift coefficient”, (como era dito em inglês na sua época), ao calcular-se a sustentação aplicada a aviões: “ peso ÷ potência = coeficiente ´angular´ de sustentação ≤ 6 ”, o mágico número 6 de Dumont, para tornar-se referência de rentabilidade econômica do motor empregado – (se eficiente, se eficaz). Veja-se que 10 anos depois da invenção do avião, precisamente em 1916, Einstein já se indagava sobre a causa da sustentação das asas de "nossas aves e máquinas voadoras" e dizia sob a forma de consideração não comprometedora: "Há uma falta de clareza em geral sobre esta questão. Devo confessar que não encontrei em algum lugar da literatura especializada mesmo a mais simples resposta. Espero, portanto, satisfazer alguns leitores ao tentar remediar esta deficiência com esta simples consideração sobre a teoria do movimento de líquidos". Possivelmente o problema maior com que se defrontava Einstein seria uma "explicação simples" da física do voo, a despeito dos trabalhos publicados à epoca – (W. Kutta - 1867-1944; N. Zhukowski - 1847-1921; L. Prandtl - 1874-1953; etc.). Sempre que o nome de ALBERTO SANTOS DUMONT é lembrado em festividades alusivas, o fato é que ele não é destacado como GRANDE EMPREENDEDOR QUE REVOLUCIONOU A FÍSICA DO SÉCULO XX - devido aos seus principais atributos, como sejam: intuição, ousadia, criatividade e genialidade, (este atributo, principalmente, em termos científicos e tecnológicos). A linha de raciocínio de Santos Dumont, juntamente com os seus conhecimentos adquiridos na França e na Inglaterra entre 1892 e 1897, alteraram inegável, original e rapidamente em todo o mundo a forma de transportar pessoas e cargas, através do avião. Foi o seu espírito inventivo que determinou um resultado de ações voltadas para o exercício de uma cultura de inovação em todas as áreas tecnológicas. 45

Francisco Bedê SÍNTESE DOS PROJETOS AERONÁUTICOS DE ALBERTO SANTOS DUMONT AO ATUAR COMO ENGENHEIRO AERONÁUTICO NA CONSTRUÇÃO DE BALÕES, DE DIRIGÍVEIS E DE AVIÕES

PROJETO AERÓSTATO: BALÃO BRASIL de 113 m3, 4 de julho de 1898 - Após fazer o seu primeiro voo num balão de propriedade de Henri Lachambre, que era pilotado por Alexis Machuron, DUMONT resolveu construir o seu próprio aeróstato junto à Fábrica Lachambre. Insistiu que as medidas do seu balão, Balão Brasil, fossem completamente diferentes das medidas propostas pelo fabricante, isto é, bem menores do que os valores tradicionais calculados pelo Sr. Lachambre, (de 250 m3), e exigiu da fábrica um balão, a que chamou de Balão Brasil, tendo as seguintes medidas: 1) diâmetro de 6 m; 2) volume de 113 m³; 3) seda japonesa envernizada no lugar do tafetá chinês; 4) rede envolvente e cordas de suspensão, pesando apenas 1.800 gramas; 5) barquinha de vime pesando até 5 kg, por causa do lastro; 6) cabo pendente de 6 metros de comprimento, pesando até 8 kg; e; 7) uma pequena âncora pesando até 3 kg. Obs.: Veja-se que Santos Dumont agregou ao balão uma carga “extra”, ou seja, uma bicicleta pesando 18 kg Em função do sucesso do voo do Balão BRASIL, Santos Dumont resumiu, anos depois, a sua exigência do seguinte modo no livro de sua autoria “O QUE EU VI, O QUE NÓS VEREMOS”: “OS MEUS CÁLCULOS TINHAM SIDO EXATOS.” PROJETO AVIÃO - ALGORITMO DE SANTOS DUMONT: 14Bis (1906); DEMOISELLE (1907)

Santos Dumont era um engenheiro autodidata porque se doou por inteiro aos estudos aeronáuticos. Além de corajoso e pertinaz, nunca quis depender de terceiros nesse sentido, razão pela qual tinha o seu próprio hangar e fazia da sua sala de estudos – (atelier) – um “laboratório” de pesquisas de engenhos aeronáuticos. (1906)

(1907)

Francisco Bedê

Em meio a tantos papéis, Dumont instala em Paris uma sala de estudos e um atelier de maquetes de seus aeróstatos, (o seu “laboratório”).

SANTOS DUMONT SE TORNOU ECLÉTICO PORQUE ALÉM DE ENGENHEIRO AERONÁUTICO SE FEZ ENGENHEIRO CIVIL-ELÉTRICO-MECÂNICO-QUÍMICO-etc.

(G)

(C)

Santos Dumont atuando como engenheiro químico: constrói um aparato para fabricar o próprio gás de seus balões: o HIDROGÊNIO, de fórmula química H2, fazendo reagir ácido sulfúrico (H2SO4), com limalha de ferro (Fe), dentro de tambores a rolar no chão. Da sua equipe de ajudantes e auxiliares diretos estacavam-se: Gasteau (G) e; Chapin (C): G a s t e a u

C h a p i n

Atuando como engenheiro civil Dumont constrói o primeiro hangar do mundo, para guardar os seus balões e dirigíveis:

Francisco Bedê

Idealizador do Lançador de “Bóias Salva-Vidas” (uma espécie de canhão de socorro a náufragos)

Idealizador do Chuveiro “quente-frio”, Na sua casa de Petrópolis - RJ Idealizador do relógio de pulso – o famoso Cartier de pulso para homens. Obs.: ao tempo de Dumont os relógios eram tipo “algibeira”, guardado nos coletes ou em bolso de frente da cintura dos homens:

INVENTOR DO CONVERSOR “MARCIANO” Um estranho aparelho que os esquiadores levavam nas costas. Foi uma das últimas criações de Santos Dumont, pois ajudava esquiadores a subir encostas de montanhas cobertas de neve.

Francisco Bedê

Curiosidade: a placa do seu carro era 958-E-9 Santos Dumont transforma seus carros em “pick-up” para transporte de seus aviões pelas ruas de Paris. Na foto acima transporta o 14bis – (1906).

Santos Dumont, em outro momento, (1907), transporta o Demoiselle.

Santos Dumont inventa a Manivela de Partida “Mecânica” - (substituindo a partida “manual” pelas mãos diretamente na hélice e, assim, evitar-se acidentes).

Santos Dumont introduz o conceito de “cilindros opostos” na construção de motor de avião

Francisco Bedê No início de 1898 SANTOS DUMONT ofereceu aos Irmãos Peugeot um projeto para fabricação de “carro elétrico”, uma espécie de “carro ecológico” para transporte urbano impulsionado por energia elétrica acumulada em baterias. Após desenvolvido o protótipo, Dumont e os irmãos Peugeot fazem o primeiro passeio no protótipo pelas ruas de Paris. Quem sabe se com esse gesto não teria sido Santos Dumont um dos primeiros homens públicos a defender o meioambiente com uso do “carro ecológico” e, quem sabe, ter sido certamente Santos Dumont o verdadeiro precursor de futuros veículos “rodantes e/ou voadores” com engenharia elétrica. Tratava-se de um pequeno quadriciclo para 4 pessoas, movido a duas baterias (de marca não anotada), fornecendo tensão DC adequada (de quantidade de volts não anotada), permitindo uma velocidade de 10 kmh. Este Autor ousa dizer, caso Santos Dumont vivesse em nosso tempo, que o brasileiro pela sua genialidade teria pensado num modelo de avião elétrico através de energia acumulada em baterias.

Quadro original sob a forma de pintura de 1898, vendo-se: Eugène Peugeot (1); Santos Dumont (2); Armand Peugeot (3); nome do motorista não anotado (4). Obs.: a imagem acima é uma fotografia feita a partir de quadro original que se encontrava em 2007 na Concessionária Peugeot, na Av. Pontes Vieira nº. 1.110, localizada em Fortaleza-CE-BRASIL.

APOLLO 11 - Quem diria, 71 anos depois de Santos Dumont desenvolver o primeiro carro elétrico, (em 1898), que os futuros astronautas Neil Armstrong, Buzz Aldrin e Michael Collins integrassem a primeira tripulação a pousar no árido solo lunar em 1969 - (20/julho) – e, quando já alunissados, Armstrong e Aldrin se utilizassem durante 2 horas e 15 minutos do primeiro quadriciclo elétrico produzido pela NASA para percorrerem a aridez lunar “sem ruas” e coletarem 21,5 kg de material do satélite natural da Terra. A engenharia usada para construção do primeiro quadriciclo elétrico a rodar em solo lunar assemelha-se à engenharia do primeiro projeto de carro elétrico desenvolvido por Santos Dumont a rodar nas ruas de Paris. Santos Dumont atuou como engenheiro elétrico-mecânico. 50

Francisco Bedê DIPLOMA "HONORIS CAUSA", A TÍTULO PÓSTUMO, DE “DOUTOR EM ENGENHARIA AERONÁUTICA”, EXPEDIDO PELO INSTITUTO TECNOLÓGICO DE AERONÁUTICA (ITA) PARA ALBERTO SANTOS DUMONT, EM 25 DE OUTUBRO DE 1956.

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

Francisco Bedê

Santos Dumont em seu livro “O QUE EU VI, O QUE NÓS VEREMOS”, ao reportar atos de bravura dos aviadores que lutaram nas frentes de batalha, comparou o heroísmo deles ao arrojo dos inventores das máquinas aéreas, fazendo o seguinte relato:

“Essa coragem, porém, que os consagra como heróis, creio, não é maior que a dos inventores, primeiros pássaros humanos que, após heroica pertinácia em estudos de laboratório, se arrojaram a experimentar máquinas frágeis, primitivas, perigosas. Foram centenas as vítimas dessa audácia nobre, que lutaram com mil dificuldades, sempre recebidos como ‘malucos’, e que não conseguiram ver o triunfo dos seus sonhos, mas para cuja realização colaboraram com o seu sacrifício, com a sua vida... Foram verdadeiros MÁRTIRES DA CIÊNCIA”. Santos Dumont

O LADO PRÁTICO DO PAI-DA-AVIAÇÃO E SUA EQUAÇÃO ALGORÍTMICA O MARCO SECULAR DE UMA PRÁTICA “TEORIZADA” QUE FOI PASSADA DE GERAÇÃO EM GERAÇÃO O ano de 1907 representa o marco secular onde a prática diária de SANTOS DUMONT ao construir os modelos do Demoiselle, o levou a intuir definitivamente um quociente “puro” relacionando adimensionalmente o valor da massa (em kg) pelo valor da energia (entendida por ele como potência em hp). Assim, estava revelado aos futuros construtores de aviões o “segredo matemático” para haver “sustentação” do “mais-pesado-que-o-ar” no espaço atmosférico. Bastaria tão somente a esses construtores aperfeiçoar tal “quantificação”, projetando equipamentos aéreos no sentido de voarem dentro de uma relação “custo” versus “benefício”, isto é, com “eficiência” e/ou com “eficácia” VERSUS “segurança de voo”. Destarte coube a este Autor o pioneirismo de dar, na modernidade, um tratamento científico-matemático ao formato algoritmo defendido pelo Pai-da-Aviação, chamando-o de “Equação do Pai-da-Aviação”, pelo fato de Dumont ter buscado na indústria automobilística a motorização (powerplant) de seus aviões. 52

Francisco Bedê

Em que pese como se pensou num passado que já vai longe no tempo, o equacionamento de Dumont proporcionou aos os futuros desenhistas aeronáuticos fazerem milagres na execução de excepcionais projetos de aviões desenvolvidos com especificações técnicas altamente relevantes. Trata-se, portanto, de aerofólios projetados com maiores: alcance, velocidade, capacidade de carga, facilidade de manobra, dirigibilidade, segurança, autonomia de voo, etc. Eis aí o grande legado deixado graciosamente pelo Pai-da-Aviação para a Humanidade, pois, jamais pensara que aproximadamente um século depois a sua invenção fosse motivo de “saudável” rivalidade técnicocomercial e de altas apostas entre os dois maiores fabricantes de aviões: a BOEING e a AIRBUS. COMO SE CONSOLDOIU ESTE ESTUDO; DEFESA DA TESE Este estudo tratando sobre o lado prático do Pai-da-Aviação foi iniciado em 2005, fruto de uma entrevista em São Paulo-SP com descendente colateral de Santos Dumont, o seu sobrinho-bisneto MARCOS SICILIANO VILLARES FILHO, de modo a tornar-se em 2008 um estudo científico sobre a Equação do Pai-da-Aviação, (com registros ISBN), “versus” princípios elementares de Aerodinâmica e de Teoria de Voo, que lhe atribuem expressivo grau de confiança para o cálculo preliminar da potência requerida na decolagem convencional, em atenção à VLOF de um novo projeto de avião, sem entrar em conflito com o preconizado pela Engenharia Aeronáutica. Registre-se de antemão que a Estatística foi a base fundamental que permitiu a este estudo ultrapassar sua feição inicialmente especulativa e que, por via de consequência, o fez somar-se sem caráter mandante às inúmeras metodologias científicas utilizadas pela moderna Ciência Aeronáutica. Pelo fato de não comprometer as preferências do conhecimento sistematizado pertinente, este estudo tomou cunho científico que, na sua abrangência, pretende dar soluções simples e gerais sobre uma resolução complexa e de difícil compreensão na Engenharia Aeronáutica, que é a determinação da motorização de uma aeronave em termos da relação “custo x benefício.” Portanto, em função desta relação e não propriamente de outra relação semelhante tipo “risco x retorno”, o objetivo principal deste estudo é proporcionar uma estimativa de cálculo preliminar na busca da potência (HP; SHP) e/ou do empuxo (LBF) requeridos pelos projetos de modernos aviões “para saírem do chão”, (considerando-se a vLOF), ao atentarmos primeiramente para a relação: “eficiência e/ou eficácia X segurança de voo”, através do algoritmo de Santos Dumont e não, como acabamos de dizer, imediatamente para a relação do tipo encontrada e operada pelas Bolsas de Valores Comerciais em todo o mundo, ou seja, do tipo: “risco X retorno” - encontrado por robôs “algorítmicos”

Francisco Bedê A TESE ORA DEFENDIDA: COMO VOAR? Dois aspectos: a) voar com eficiência - ex.: aviões de transporte em geral, principalmente a aviação comercial – (airliners); b) voar com eficácia - ex.: aviões de caça de uso militar – (fighters, hunters). A tese que ora defendemos e que teve em abril/2007 um devido orientador - (engenheiro aeronáutico durante o seu desenvolvimento), visa inicialmente oferecer um valor bem próximo da potência POT - (valor da motorização convertida para “hp”), a ser calculada como powerplant em função de um peso máximo de decolagem PMD (considerado em “kg”; PMD=MTOW), para resultar um número adimensional, ou seja, um coeficiente “angular” de sustentação CAS variando de 6,89 a 1,33 para aerofólios do tipo avião, (a jato, convencional, turboélice), que utilizam combustíveis líquidos puros, fazendo corrida de decolagem horizontal - horizontal take-off roll planes - a exemplo dos “aerofólios” das aves que têm asas “fixas” para “descolar” do solo (= decolar). Foi nossa preocupação, como pré-requisito, que este estudo fosse graciosamente conhecido pelo mundo aeronáutico mas que o mesmo fosse, antes, apresentado formalmente a Doutores Ph.D. em Engenharia Aeronáutica – do ITA – (ano de 2007), porquanto anteriormente, (dezembro/2006), havia sido posto à consideração de Professores-Doutores em Física e Matemática da UNIFOR para, no ano seguinte, (em 2008), ser encaminhado ao conhecimento da terceira maior indústria aeronáutica do mundo – a EMBRAER, que reconheceu nosso ensaio científico como “válido” – (Ofício VED-009/2008, de 4/ABRIL/2008, da Vice-Presidência de Engenharia). Posteriormente, seria o estudo remetido para instituições estrangeiras de ensino superior de engenharia aeronáutica. Assim, a partir do ano de 2012, este Autor resolveu encaminhar paulatinamente e de forma individual seu estudo para as poucas “grandes” indústrias aeronáuticas estrangeiras e institutos de ensino aeronáutico superior existentes no Exterior, com o objetivo de obter reconhecimento internacional, ocorrendo esse primeiro tipo de “aclamação” positiva pelo IAM - Instituto de Aviação de Moscou, em novembro de 2014. Ao oferecermos graciosamente este estudo ao mundo aeronáutico e, de um modo geral, ao mundo científico, nos reservamos ao direito de resgatar o ramo genealógico que preservou a história do “mágico número 6” intuído por Santos Dumont, prestando um preito de admiração ao Pai-da-Aviação, homenageando-o musicalmente, (cfr. Anexo pertinente, contendo letra e música, de título A CONQUISTA DO AR.

Francisco Bedê Dos erros e acertos de Santos Dumont na construção de aviões decorreu o nosso estudo, a partir de uma INFORMAÇÃO, como já dissemos, sobre o “Quociente 6”, que teria sido “intuído” por Santos Dumont; uma espécie de algoritmo (*) – o “ALGORITMO DE SANTOS DUMONT”; é como chamamos “tecnicamente” o cálculo intuído pelo Pai-da-Aviação. Tal INFORMAÇÃO nos foi repassada, (como já dissemos anteriormente), durante entrevista em 2005, realizada em São Paulo-SP, com o sobrinho-bisneto de Santos Dumont, Sr. Marcos Siciliano Villares Filho. (*) Algoritmo - “sequência finita de regras, raciocínios ou operações que, aplicadas a um número finito de dados, permite solucionar classes semelhantes de problemas”. OUTRA VISÃO CONCEITUAL – (Relembrando-se)

Em qualquer cidade do planeta lendo-se uma bula de remédio não se vê por parte do fabricante de fármacos o termo EFICIÊNCIA. Lê-se apenas o termo EFICÁCIA, pois, é esta a palavra que só interessa aos laboratórios no sentido de oferecer ao paciente um medicamento que dê a resposta máxima proporcionada pela droga. Neste caso está implícita, obviamente, a “GARANTIA” NA TERAPÊUTICA MEDICAMENTOSA em função do protocolo de segurança na prescrição, uso e administração de medicamentos, já que não se pensa em “produtividade” no mundo dos remédios. Há vezes que o laboratório até se preocupa em representar o efeito do medicamento da dose aplicada mediante um gráfico traçado, mostrando o “ponto” da curva da quantidade recomendada como resposta máxima, isto é, a eficácia – referida na bula como o “EMAX”. Já em outros negócios do mundo globalizado de competição acirrada, “o mundo dos lucros comerciais de produtos tecnológicos de valores agregados”, tornar-se mais produtivo é um tema corriqueiro nas organizações concorrentes. E, ao falar em produtividade, inevitavelmente devemos levar em consideração os conceitos mais amplos de eficiência e de eficácia. Veja-se que eficiência e eficácia, pelo fato de serem palavras semelhantes, poderão até ser consideradas “sinônimos” se não for compreendida a sutileza de definições e utilizações dos dois termos. Por isso, poderá ocorrer confusão no entendimento da diferença entre os seus conceitos, levando algumas pessoas a acreditar que se está falando da mesma coisa. Inicialmente pode-se dizer que: EFICIÊNCIA seria o ato de “fazer certo as coisas”, de como fazer visando a produtividade, isto é, em fazer mais com o mínimo de recursos possíveis; e que; EFICÁCIA consistiria no ato “de fazer as coisas certas”, do que fazer com certeza, da decisão sobre qual caminho a seguir, pois, está relacionada à escolha e, depois de escolhido o que fazer; executar esta coisa de forma produtiva, que é levar à EFICIÊNCIA. 55

Francisco Bedê Assim, a EFICÁCIA seria o grau em que os resultados de uma organização correspondem às necessidades e aos desejos do ambiente externo. Para fins de analogia e exemplificação, podemos dizer que a EFICIÊNCIA é cavar, com perfeição técnica, um poço artesiano; e; EFICÁCIA é encontrar a água. Tratando-se dos níveis de decisões empresariais, a EFICÁCIA está relacionada ao nível tático (gerencial, logo abaixo do estratégico), e a EFICIÊNCIA ao nível operacional - (como realizar as operações com menos recursos, menos tempo, menor orçamento, menos pessoas, menos matéria-prima, etc.). Neste caso, numa companhia aérea comercial, entre o nível tático e o nível estratégico, já que o PMD (peso máximo de decolagem) permitisse, o operador remanejaria os “assentos executivos” para maior número de “assentos econômicos”, sem comprometer a segurança de voo, visando maior produtividade. O operador da companhia aérea estaria, destarte, “encontrando mais água com perfeito aproveitamento de espaço”. Trazendo-se o assunto para a operacionalidade de aviões, a compreensão dos dois termos está diretamente ligada ao consumo do combustível, principalmente durante a corrida para “arrancada” da aeronave do solo em função do peso máximo de decolagem, por ser o instante do voo na fase de decolagem que mais gasta combustível. Pois, depois seguem-se: o regime de subida, o regime de voo de cruzeiro e, finalmente, o regime de voo de descida e pouso (com aplicação da força de reverso). O COMBUSTÍVEL CONSUMIDO PELA AERONAVE É O ITEM QUE TORNA O VOO FINANCEIRAMENTE DISPENDIOSO, ONERANDO NA ATUALIDADE OS CUSTOS OPERACIONAIS EM CERCA DE 40%

Outro entendimento conclusivo e oportuno diz respeito ao MODO PRÁTICO do Pai-da-Aviação ao utilizar uma simples equação envolvendo adimensionalmente valores referentes a mtow e powerplant para obter um resultado numérico, (CAS), capaz de indicar às indústrias de aviões, fabricantes de turbinas e aos operadores das aviações civil, executiva, comercial, militar, etc., um novo conceito de avião de consumo “rentável” face à pequena tancagem de combustível instalada nos aviões de sua época, (14 Bis, Demoiselle, etc.), a proporcionar pequeno alcance de voo. Modernamente, essa visão inicial de Santos Dumont diz respeito a EFICIÊNCIA. Por outro lado, deduzimos que a EFICÁCIA seria a “outra ponta da rentabilidade econômica”; melhor dizendo, que o avião teria neste caso um motor excessivamente potente e, consequentemente, consumindo mais combustível. Para finalizar este tópico, citamos Peter Drucker: “Eficiência é fazer as coisas de maneira correta; eficácia são as coisas certas. O resultado depende de fazer certo as coisas certas", isto é, para o caso de emprego de aviões, que missão será cumprida para se ter uma operação aérea realizada com eficiência, e/ou, com eficácia. Em operações de aviões tem-se como regra geral, com vistas à construção do projeto aeronáutico, a QUALIDADE COM QUE ESSE PROJETO FOI ELABORADO EM TERMOS DE EFICIÊNCIA E/OU EFICÁCIA – (CAS = faixa 6,00 a 1,33). 56

Francisco Bedê

“eficiência & eficácia” referem-se a “CUSTOS OPERACIONAIS” ; “segurança de voo” refere-se a “BENEFÍCIOS”. Dentre outras conclusões surge mais uma consequência lógica e “paralela” proporcionada pelo nosso estudo, ao ultimar urgente providência referente à sustentabilidade do planeta, quando faz “DENÚNCIA DE INÍCIO DE PARALIZAÇÃO DA AVIAÇÃO A JATO, O PRINCIPAL MEIO DE NAVEGAÇÃO AÉREA DO MUNDO NA DÉCADA DE 2040”, (IEA International Energy Agency), se determinadas providências geopolíticas com relação a extração do petróleo não forem tomadas pelos principais governos do mundo, com relação ao consumo mundial de combustível de aviação, (principalmente o QUEROSENE DE AVIAÇÃO), porque senão, a sua produção não acompanhará às necessidades de consumo da aviação a jato em todo o planeta. Assim, fala-se muito a respeito da sustentabilidade do planeta, visto que: “o consumo de petróleo no mundo, hoje nos 89 milhões de barris/diários, pode estar perto do seu pico de produção” – (IEA). Um barril de petróleo tem em média 159 litros de óleo cru. Dentre todos os derivados durante o processo de destilação atmosférica fracionada só podem ser produzidos 11 litros de querosene de aviação. Ver detalhamento em “Tópico Conclusivo” ao final deste estudo. CUSTOS OPERACIONAIS versus BENEFÍCIOS As operações aéreas devem ocorrer segundo uma desejável adequação técnico-financeira, isto é, de:

“CUSTOS OPERACIONAIS” por “BENEFÍCIOS” Entenda-se melhor o parágrafo anterior da seguinte maneira: “eficiência & eficácia” referem-se a “CUSTOS OPERACIONAIS” “segurança de voo” refere-se a “BENEFÍCIOS” De um modo geral, sabe-se que os conceitos de “eficiência” e de “eficácia” são bastante usados na caracterização de resultados de qualquer atividade e/ou no emprego de meios operacionais diversos.

Francisco Bedê Finalmente: A “eficiência” diz respeito ao nível normal de atividade aérea realizada com custos menores. É algo lucrativo buscado, por exemplo, pela Aviação Comercial e, evidentemente, com menor consumo de combustível para que seus passageiros e a sua “payload” sejam transportados com rentabilidade dentro da segurança de voo, porquanto, não se faz necessário o uso de manobras radicais, (principalmente, durante o transporte de passageiros). Portanto, relaciona-se aos meios e modos de como o operador deve chegar a resultados econômicos. A “eficácia” diz respeito à atividade aérea realizada com custos maiores: um resultado buscado, por exemplo, pela Aviação Militar a qualquer preço, sem preocupação se haverá maior consumo de combustível, utilizando manobras aéreas radicais (looping, parafuso, tunô, voo invertido, voo picado de lançamento, combate aéreo, voo supersônico, etc.), e, evidentemente, nunca desprezando o item segurança de voo. Portanto, a “eficácia” se dá ao nível de resultados expressivos obtidos com um maior custo operacional. A “eficácia” mede o grau de maior satisfação obtida em função de desempenho e/ou de performance máximos da aeronave. Todavia, em ambas as aviações, seja com relação à corrida de decolagem, seja com relação à grande manobrabilidade no ar, o COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO CAS é um dado “novo” e muito importante a ser considerado preliminarmente nos aerofólios desenvolvidos como “projetos de aviões que utilizam combustíveis líquidos puros”. Nota: eficiência e eficácia implicam em “custos operacionais” com vistas à prevenção de acidentes. A “segurança de voo” depende de regras gerais que proporcionem aos usuários do transporte aéreo de passageiros e de cargas em todo o mundo, além de segurança propriamente dita, também a regularidade das ações e dos meios empregados. Daí, surgirem padrões e recomendações que proporcionem desenvolvimento seguro e ordenado da aviação internacional. Para esses fins existe uma instituição reguladora, (em inglês) a ICAO – (Organização de Aviação Civil Internacional, a OACI), que estabelece documentos chamados “anexos” para atingimento dos níveis mínimos de segurança para a aviação mundial, tanto para a operacionalidade de voo no espaço aéreo internacional como para a infraestrutura aeronáutica do lugar considerado. A “segurança de voo” implica em 8 pressupostos, sobretudo com relação á operacionalidade dos aviões: 1- Todos os acidentes podem e devem ser evitados. 2- Todos os acidentes resultam de uma sequência de eventos e nunca de uma "causa" isolada. 3- Todo acidente tem um precedente. 4- Prevenção de acidentes é uma tarefa que requer mobilização. 5- O propósito da prevenção de acidentes não é restringir a atividade aérea, mas sim, estimular seu desenvolvimento com segurança. 6- Os comandantes, diretores e chefes são os principais responsáveis pelas medidas de segurança. 7- Em prevenção de acidentes não há segredos nem bandeiras. 8- Acusações e punições agem diretamente contra interesses da prevenção de acidentes. 58

Francisco Bedê EXEMPLOS DE CARACTERÍSTICAS NO MERCADO DE COMPRA E VENDA DE AVIÕES: (EFICIÊNCIA e/ou EFICÁCIA) v

Como exigência fundamental no comércio de compra-e-venda de aviões, (TRADE OF PLANES), a ficha técnica é um conjunto de informações levadas ao público alvo de modo que possa conhecer as mais importantes características técnicas, porém, acrescidas da informação CAS, a fim de ser identificado o grau de eficiência e/ou de eficácia da aeronave considerada. Exemplificando-se com os sete títulos principais desses dados: (1) Nomenclatura/País de origem: (Estados Unidos, Canadá, Reino Unido, Brasil, França, Rússia, Suécia, etc.); (2) Tipo: (avião de transporte civil, militar, etc.); (3) Propulsão/Motorização: (hélice push-pull, turboélice, turbojet, turbofan, com respectivo fabricante/potência, etc.); (4) Desempenho: (velocidade máxima, alcance, teto de serviço, raio-de-combate em missão, peso da carga, etc.); (5) Peso: (máximo de decolagem) & CAS = coeficiente “angular” de sustentação (identificador de eficiência e/ou eficácia) (6) Dimensões: (envergadura, comprimento, altura, área alar, etc.); (7) Tipo de carga / armamento: (payload / metralhadoras, canhões, pilones para bombas, mísseis, etc.). Para efeito do presente estudo, somente os itens (1), (3) e (5) se fazem necessários constar no APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRÃO DE CAS - (gráfico contendo Coordenadas Cartesianas X e Y), considerando-se que: (3) é Propulsão: Eixo X (COSSENOS), referindo-se à motorização, ou potência (POT); em inglês é powerplant a serem convertidos os valores dados em N, kN, kgf, lbf, kW, etc., para hp, a ser assinalado o valor numérico no Eixo X; e (5) é Peso: Eixo Y (SENOS) - referindo-se ao peso máximo de decolagem (PMD); em inglês maximum takeoff weight (mtow), convertidos os valores apresentados em libras-peso, toneladas, etc., para kg, a ser assinalado o valor numérico no Eixo Y. m

(1) EMBRAER E195-E2; Brasil (3) Motorização = 2 x 22.000 lbf = 44.000 lbf (5) Peso máximo de decolagem = 59.400 kg & CAS (CAS = 3,57 - coeficiente identificador de avião “eficiente”) https://pt.wikipedia.org/wiki/Embraer_E-Jets_E2

Δy

Obs.: Em conformidade com a “faixa de rentabilidade“ econômica convencionada neste estudo o valor CAS identifica se a aeronave é um equipamento eficiente e/ou eficaz.

Δx

Francisco Bedê UMA VIAGEM AO “CAS”

E À “GENÉTICADNA”

DE SANTOS DUMONT:

PRINCIPAIS LEGADOS DEIXADOS PARA O BRASIL E PARA A HUMANIDADE

(AEROVISÃO 251)

Fonte: FAB TV

Francisco Bedê

EVIDENCIANDO TÍTULOS DESTE TRATADO E RELEMBRANDO CONCEITOS AERODINÂMICOS

Francisco Bedê

TERMOS AERONÁUTICOS EVIDENCIADOS A PARTIR DO ALGORITMO INTUÍDO POR ALBERTO SANTOS DUMONT Este Autor considerou fundamentalmente o seu estudo para ser aplicado somente na fase de decolagem – VLOF – (descolagem) - sobretudo dos aviões a jato. Comparativamente, pode ser aplicado a aviões turboélices e convencionais. (*) V,

COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO = CAS = valor adimensional; é a “novidade” trazida por este estudo; (CAS ) = PMD (kg) ÷ POTÊNCIA (hp) ≤ 6,00 VELOCIDADE DE ROTAÇÃO (ROTATION SPEED) = VR (velocity of rotation em kt); ex.: VR = 162 kt Velocidade na qual o piloto começa a aplicar “entradas” no stick (manche) para fazer o nariz do avião subir, depois do qual ele sai do chão em poucos segundos. VELOCIDADE DE SAÍDA DO SOLO ou VELOCIDADE DE DECOLAGEM (velocity of lift-off / lift-off speed – VLOF em kt) VLOF ≈ VR + (1% de VR) .:. Ex.: se VR = 162 kt então VLOF ≈ 164 kt (valor arredondado a maior) PMD: PESO MÁXIMO DE DECOLAGEM (maximum take-off weight – mtow em kg) POT: POTÊNCIA INSTALADA OU MOTORIZAÇÃO (powerplant) (tração/traction em hp; empuxo/thrust em lbf) ; Obs.: 1) o valor de “empuxo” em lbf deve ser convertido para “potência” em hp; 2) o Autor se permite chamar de “motorização híbrida” a powerplant de aviões que possui: motores convencionais (hp) + motores turbojets/turbofans (lbf) + motores turboélices (shp) + motores elétricos (shp) massa (*)

PMD (kg) =

energia

peso ≤ 6

= POT (hp)

potência 62

(CAS)

Francisco Bedê PARÂMETROS NA DECOLAGEM CONVENCIONAL (HORIZONTAL) – ACELERAÇÃO NA PISTA DE DECOLAGEM A decolagem ou descolagem é a fase inicial do voo de um avião em que o equipamento adquire a velocidade necessária para obter a sustentação e poder alçar voo. A decolagem é a fase em que se utiliza maior potência dos motores. A decolagem e o pouso são considerados os momentos mais críticos do voo. Nesses procedimentos são necessários cuidados adicionais da tripulação para evitar acidentes. Todavia, dentre esses dois procedimentos pode-se dizer que a decolagem sobressai-se em importância pelo fato de ser necessário que os motores desenvolvam potência (hp) ou força (lbf) suficiente para vencer quatro variáveis: (1) inércia V0 ; (2) atrito dos pneus com a pista; (3) força da gravidade (W – weight-peso); (4) resistência do ar (D – drag - arrasto). Reafirmando-se: a decolagem é o momento em que se aplica potência máxima nos motores, estando a aeronave na cabeceira da pista com seu peso máximo (mtow – maximum take-off weight). Este limite máximo de peso na decolagem é estabelecido pelo fabricante e certificado pela autoridade aeronáutica competente para cada modelo de aeronave. Este estudo trata fundamentalmente da decolagem convencional ou horizontal com destaque para a velocidade VLOF – ponto de partida deste estudo. Registre-se também aqui, que no pouso - (ao final do voo) - há a velocidade de referência VREF – (CTOL = conventional take-off and landing). Ao realizar a CTOL a aeronave sai da sua inércia – V0 – começando a correr normalmente sobre o solo até atingir a velocidade de rotação – VR – para, em seguida, alcançar a “velocidade de sustentação ou velocidade de saída do solo” – VLOF – (lift-off speed ou velocity of lift-off); voar em voo de cruzeiro VCRUZ; e; ao fim do voo, na aproximação final para pouso, a velocidade a ser praticada é a “velocidade de referência”: VREF Na fase de decolagem, pelo fato do avião estar mais pesado, isto é, com passageiros e cargas, e cheio de combustível, à aeronave é aplicada máxima potência (tração hp) e/ou força máxima, (empuxo lbf), para ganhar velocidade, alcançar sustentação e prosseguir no regime de subida. A fase de decolagem caracteriza o momento em que se pode aquilatar o desempenho da aeronave em termos da relação “custo x benefício”, isto é, se a aeronave vai operar nos demais regimes, (subida, cruzeiro, descida), com eficiência e/ou eficácia, portanto, se vai gastar ou não muito combustível. Velocidades a alcançar após sair da VZERO : Vmcs V1 VR Vmu VLOF V2 DECOLAGEM “CONVENCIONAL OU HORIZONTAL” – 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)

Nos gráficos a seguir podem ser identificadas as sete principais velocidades ou parâmetros: (Far Part 25 Take-off) 63

Francisco Bedê OUTROS TIPOS DE DECOLAGEM, ALÉM DA “CONVENCIONAL OU HORIZONTAL” IDENTIFICADAS PELOS SEUS RESPECTIVOS ACRÔNIMOS - (siglas ou termos em inglês):

CATOBAR

JATO

STOBAR

VTOL

(CTOL)

ZLTO

- decolagem assistida por catapulta e recuperação por arresto – CATOBAR; - decolagem com auxílio de retrofoguetes - JATO; - decolagem curta e recuperação por arresto - STOBAR; - decolagem vertical - VTOL; - lançamento de aviões “anexados” a foguetes - ZLTO. Na fase de decolagem, a aeronave opera com máxima capacidade de potência e sofre grande “pressão” estrutural. COMBUSTÍVEL CONSUMIDO Na fase de decolagem, pelo fato do avião estar mais pesado, isto é, com passageiros e cargas, e cheio de combustível, ao equipamento é aplicada potência máxima para ganhar velocidade, alcançar sustentação e prosseguir no regime de subida. A fase de decolagem caracteriza o momento em que se pode aquilatar o desempenho da aeronave em termos da relação: “custo x benefício” isto é, se a aeronave opera com eficiência e/ou eficácia, portanto, se gasta muito ou consome menos combustível. Obs.: diz-se que aeronave eficaz é aquela que tem uma powerplant mais que suficiente em hp e/ou lbf para o mtow considerado. 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:

Francisco Bedê AS SETE PRINCIPAIS VELOCIDADES PREVISTAS NA FASE DE DECOLAGEM convencional pelo FAR PART 25 TAKE-OFF – (1ª. apresentação) (Fonte: FAR Federal Aviation Regulations - Aerodynamics, Aeronautics and Flight Mechanics - Copyright 1979) http://www.engineerstoolkit.com/Airworthiness%20Standards%20%20FAA%20FAR%20Part%2025.pdf

Vmcs

Vmu VLOF

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; velocidade indicativa para contimuação da decolagem; VLOF = velocidade “de saída do solo” - primeira vez de efetiva velocidade de “sustentação”; = velocity of lift-off= VLOF = VR + (1% de VR) em kt V2 = velocidade “de segurança até atingir 35 pés de altura”. Portanto, tratando-se de aviões a jato, com relação à FORÇA do empuxo relacionada nas características ou especificações técnicas do fabricante - (tnf; kN; N, kgf; etc.) - devemos convertê-la para lbf a fim de podermos, em seguida, transformá-la em POTÊNCIA hp, (no valor correspondente). E, tendo em vista que o resultado é para atender ao desenvolvimento didático deste estudo, é preciso que se considere, em princípio, uma determinada velocidade média de “saída do solo” VLOF (em kt = knot = milha marítima por hora). Didaticamente, este Autor considerou didaticamente os seguintes exemplos de valores médios de VLOF no caso de empuxos dados pela indústria aeronáutica para serem convertidos em lbf, a fim de serem aplicados na fórmula de potência, apresentada em página adiante: a) o valor 107 kt (≈ 198 km/h); 140 kt (≈ 260 kmh); como sendo exemplos de valores médios de VLOF para aviões a jato de diferentes faixas de PMD. ISTO SERÁ ASSIM CONSIDERADO PELAS TABELAS ALPHA E BRAVO, (ADIANTE APRESENTADAS), CASO O FABRICANTE DO AVIÃO NÃO TENHA ESPECIFICADO O VALOR DA VLOF

Francisco Bedê As sete principais velocidades previstas na fase de decolagem convencional pelo FAR PART 25 TAKE-OFF - (2ª. apresentação)

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

35 ft θ1 V0

Vmcs

(CD)

θ1

Vmu

θ3

θ2 VLOF

(V2)

(CL) CAS = coeficiente “angular” de sustentação na corrida de decolagem horizontal de aviões.

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

V R)

Francisco Bedê As sete principais velocidades previstas na fase de decolagem convencional pelo FAR PART 25 TAKE-OFF (3ª. apresentação – “dinâmica” – clicar na seta triangular pontilhada) 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 CAS 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 CAS variando de 6,89 a 1,33

CAS

(CL)

(CD) Velocidade inicial - V0

CAS = 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:

Vmcs V1

VR Vmu VLOF V2

θ3 Vmcs

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 VÍDEO SOBRE “VELOCIDADES NA CORRIDA DE DECOLAGEM HORIZONTAL”, EXPLICADO DIDATICAMENTE EM INGLÊS PELO CAPITÃO JOE, COM DESTAQUE PARA AS QUATRO VELOCIDADES: 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”.

Vmu VLOF

(nível de voo de cruzeiro)

Vmcs (solo)

Captain Joe (crédito)

CLIQUE NO TRIÂNGULO

Francisco Bedê AS QUATRO TRADICIONAIS FORÇAS AERODINÂMICAS (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)

isto é, sustentação, QUE É IGUAL A = peso isto é, tração/empuxo, QUE É IGUAL A = arrasto

SUSTENTAÇÃO

(lift)

TRAÇÃO ou EMPUXO =

ARRASTO (drag)

(“traction”; e/ou; “thrust”) Obs.: entenda-se tração (hélice) - (*) e/ou empuxo (turbina) como sendo o “esforço” do motor.

PESO

(weight, gravity)

(W) = PESO: massa do avião sob o efeito da gravidade. (L) = SUSTENTAÇÃO: força perpendicular à velocidade do fluxo de ar que circunda o corpo (= o avião) – (Ela sustenta o peso do avião).

RA D

(D) = ARRASTO: força imposta pela resistência do ar – (componente da T resultante aerodinâmica, RA, paralela à direção do vento relativo). (T) = TRAÇÃO (hélice) e/ou EMPUXO (turbina): resulta da potência ou da força do motor aplicada para alcançar-se determinada velocidade.

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

(*) O propósito da hélice - (seja na função tracker e/ou seja na função pusher) - é converter em movimento linear a potência hp disponível sob a forma de torque do motor convencional. Nas turbojets e turbofans, a força é normalmente em N, tnf, kgf e lbf

Francisco Bedê RECORDANDO O ALGORITMO DE SANTOS DUMONT: PMD (kg) ÷ POTÊNCIA (hp) ≤ 6,00 (CAS ) v

Um avião certificado, tendo Coeficiente “Angular” de Sustentação CAS variando entre 1,33 e 6,00 (ou 6,89 por extensão de “super” eficiência) - estará plenamente capacitado a fazer com segurança uma decolagem alcançando as sete velocidades previstas pelo FAR Part 25 Takeoff durante a corrida no solo, instante em que se pode constatar a existência dos momentos mais “críticos” do voo – (menor velocidade, maior peso inicial, maior arrasto a vencer, potência máxima aplicada para obtenção da VLof , etc.). Quando um cliente compra um avião, seja particular, companhia aérea, instituição militar, etc., o comprador observando sua ficha técnica deseja ter respostas para questões “imediatas”, isto é, quer saber o que o avião poderá fazer. Exemplificando-se: se o avião vai voar rápido em voo cruzeiro, se tem grande alcance, se sua autonomia de voo atende aos seus objetivos, que comprimento mínimo de pista será exigido para decolar, se sobe rapidamente no regime de subida, se demora atingir a altitude de cruzeiro, etc. Todas essas questões “subsequentes” são respondidas conforme as forças aerodinâmicas que atuam na aeronave considerada. Todavia, entendemos que antes das questões “subsequentes”, deve ser colocada uma questão “primeira”, qual seja: “como todos os voos começam”. Responde-se: pelo desempenho eficiente e/ou eficaz do avião na fase da “corrida de decolagem horizontal” - (horizontal takeoff roll). O COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO (CAS) – localizado atipicamente entre o COEFICIENTE DE ARRASTO (CD) e o COEFICIENTE DE SUSTENTAÇÃO (CL) – será deduzido matematicamente na forma de coeficiente “extraordinário” conforme está adiante demonstrado, em função da equação geral da reta e da equação simplificada da reta. massa (kg) / energia (potência hp) ≤ 6

(CAS)

A intuição de Santos Dumont, ao considerar na prática a relação “massa (kg) / energia( hp)”, nos faz aceitar além da existência de dois coeficientes “normais” definidos pela moderna Engenharia Aeronáutica – exs.: o de ARRASTO CD e o de SUSTENTAÇÃO CL – porquanto um outro coeficiente deverá ser deduzido “adimensionalmente” na fase da corrida de decolagem horizontal, o qual é designado por este estudo de COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO – CAS e “localizando-se” o CAS atipicamente entre o CD e o CL. Na página seguinte lista-se, apenas para conhecimento didático, os principais COEFICIENTES obtidos pela Engenharia Aeronáutica em túneis de vento e/ou através de cálculos computacionais com aproximações empíricas: 70

Francisco Bedê COEFICIENTES AERODINÂMICOS - (DE FORÇAS AERODINÂMICAS: L, D, X, Y) São números adimensionais utilizados para o estudo aeronáutico ou aerodinâmico das forças que um corpo sofre em movimento no seio do ar atmosférico. Eis alguns desses coeficientes formulados para forças aerodinâmicas: coeficiente de sustentação

coeficiente de arrasto

L CL =

coeficiente de penetração

D CD =

½ ρ . V2 . S

coeficiente de força lateral

X CX =

½ ρ . V2 . S

Y CY =

½ ρ . V2 . S

COEFICIENTES AERODINÂMICOS - (DE MOMENTOS: M, N) São números adimensionais utilizados para o estudo aeronáutico ou aerodinâmico dos momentos que um corpo sofre em movimento no seio do ar atmosférico. Se denominarmos as notações abaixo: M para o momento de voo “picado ou de inclinação ou de arfagem”; e N para o momento de voo de “guinada”, eis os coeficientes formulados desses momentos aerodinâmicos: coeficiente de momento M

coeficiente de momento N

M CM =

N CN =

½ ρ . V2 . Sc

Obs.: c = corda média aerodinâmica

½ ρ . V2 . Sb

Obs.: b = envergadura alar

A “adimensionalização” das grandezas é realizada com o fim de aproveitar as simplificações que a análise dimensional aporta ao estudo experimental e teórico dos fenômenos físicos.

Para “adimensionalizar” forças e momentos a Engenharia Aeronáutica emprega as seguintes grandezas: Forças (L, D, X, Y) 1

Momentos (M, N) 1

ρ . V2 . Sref

ρ . V2 . Sref . lref

Onde: Sref = superfície de referência; lref = comprimento de referência 71

Francisco Bedê NOTAÇÕES CONSAGRADAS INTERNACIONALMENTE – (em inglês neste estudo) D = força de ARRASTO (drag) L = força de SUSTENTAÇÃO (lift) CD = COEFICIENTE DE ARRASTO - (principal e tradicional); (drag coefficient) CL = COEFICIENTE DE SUSTENTAÇÃO - (principal e tradicional); (lift coefficient) CX = COEFICIENTE DE PENETRAÇÃO - (tradicional) = COEFFICIENT OF PENETRATION CX CY = COEFICIENTE DE FORÇA LATERAL - (tradicional) = COEFFICIENT OF SIDE FORCE CY MTOW = MAXIMUM TAKEOFF WEIGHT (peso máximo de decolagem = PMD) POWERPLANT = MOTORIZAÇÃO (potência instalada, potência dos motores = POT) A = ANGULAR (em português e em inglês) C = COEFICIENTE = Coefficient CAS = COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO = CAL “ANGULAR” LIFT COEFFICIENT m (em trigonometria) = COEFICIENTE “ANGULAR” = ANGULAR COEFFICIENT = declividade = inclinação Obs.: Neste estudo entenda-se “gráfico” diagramático como sendo um “aplicativo” diagramático. Daí, detalhar-se a seguir um pouco sobre “sustentação” e “arrasto” – (forças conforme ditames da Aerodinâmica). FORÇA DE SUSTENTAÇÃO ”L”

É a componente da Resultante Aerodinâmica (RA) perpendicular ao vento relativo. Por sua vez a Resultante Aerodinâmica é uma força que surge em virtude do diferencial de pressão entre o intradorso (parte inferior da asa) e o extradorso (parte superior da asa) do aerofólio e tende a empurrá-lo para cima, auxiliada ainda pela reação do ar (3ª. Lei de Newton) na parte inferior da mesma. Ela é representada como um vetor que, quando decomposto, dá origem a duas forças componentes que são: a força de sustentação (L = lift) e a força de arrasto (D = drag). Graças à força L o aerofólio é capaz de erguer-se. Se este for, por exemplo, a asa de uma aeronave, esta alçará voo. A sustentação L é função: da densidade do ar (densidade dividida por dois), do coeficiente de sustentação, da área da asa e da velocidade de voo elevada ao quadrado. Portanto, segue-se a seguinte formulação: Onde: ρ . S . V2

L = CL . 2

CL ρ V S L

= coeficiente de sustentação = (rho) densidade do ar (1.225 kg/m³ no nível do mar) = velocidade de voo = área da asa = força de sustentação produzida

Francisco Bedê FORÇA DE ARRASTO ”D” Observando-se ao lado a figura de um F-18 em forte subida ascensional: À medida que o avião se move através do ar atmosférico, existe uma outra força aerodinâmica que se faz presente. O ar resiste ao movimento do avião, e esta força de resistência é denominada força de arrasto (ou atrito, ou resistência). Tal como a força de sustentação, há muitos fatores que afetam a magnitude da força de arrasto, como a forma do avião, a viscosidade do ar e a sua velocidade. E tal como acontece com a sustentação, consideram-se usualmente todos os componentes individuais como se estivessem agregados num único valor de arrasto do avião como um todo. O sentido da força de arrasto é sempre oposto ao sentido do voo, e o arrasto atua através do centro de pressão. Quando um avião aumenta o ângulo de ataque, aumenta também a sustentação; mas, há uma geração de gradientes de pressão adversos. A partir de certo ângulo de ataque, estes gradientes de pressão adversos resultam no descolamento da camada limite, cuja geração de vórtices de von Kárman caracteriza o fenômeno conhecido como estol. No estol, (do inglês stall), perde-se sustentação, e o arrasto aumenta significantemente. É por este fato que, na fase de decolagem de um aeromodelo, não se deve fazê-lo subir em ângulo muito acentuado. Algumas aeronaves, principalmente aquelas com projeto de cauda em T, correm o risco de sofrerem "deep stall" (estol profundo), pois a esteira gerada na asa durante o estol cobre o estabilizador horizontal, fazendo-a perder capacidade de controle e impedindo que a aeronave retorne para sua altitude inicial. Por este motivo, além disso, aeronaves acrobáticas devem possuir um projeto de empenagem que garanta a saída do estol e do parafuso. Aeronaves com sistemas de controle mais complexos, como os caças militares e jatos comerciais, em geral possuem sistemas automáticos para proteção de estol, como o "shaker", o "giardino", o "pusher", os "winglets", etc.

Onde: . S . V2

D = CD . 2

CD ρ V S D

= coeficiente de arrasto = (rho) densidade do ar (1.225 kg/m³ no nível do mar) = velocidade de voo = área da asa = força de arrasto

Francisco Bedê Outras formatações das equações da FORÇA DE SUSTENTAÇÃO e da FORÇA DE ARRASTO: Equação da FORÇA DE ARRASTO - (“DRAG”): FD (= FARRASTO)

Equação da FORÇA DE SUSTENTAÇÃO - (“LIFT”): FL (= FSUSTENTAÇÃO)

1 ρ . V² . S . CL

SUSTENTAÇÃO = L (lift) =

ρ . V² . S . CD

ARRASTO = D (drag) = 2

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

Veja-se que um processo similar de sustentação pode ser desenvolvido para a locomoção de equipamentos diferentes em outros fluidos além do “ar” (os aerofólios): são os hidrofólios, no fluido “água”. Sendo L , (do termo inglês lift), a principal força que permite uma aeronave com asas a se manter em voo, tem-se que esta força deve ser maior que o peso total da aeronave, W, permitindo-lhe decolar (“descolar” na VLof) Para a sustentação se utiliza internacionalmente a notação L, (do termo inglês lift); e; CL para o coeficiente de sustentação, o qual sempre se busca e que seja o maior possível. Em consequência, ambos, (L e CL), dependem diretamente do ângulo de ataque, aumentando segundo este até chegar a um ponto máximo, depois do qual o fluxo de ar que passa sobre o extradorso (parte superior da asa), não consegue correr em sua totalidade e manter-se aderido ao perfil aerodinâmico, dando lugar à "entrada em perda" ou “estol” (do termo inglês stall). Portanto, sabe-se que para fazer um avião voar, deve ser gerada uma força para compensar o peso. Como já vimos, esta força é chamada sustentação e é produzida pelo movimento do avião através do ar atmosférico. A sustentação é uma força aerodinâmica - (de "aero" significando ar, e de "dinâmica" significando movimento) – e é perpendicular (em ângulo reto) à direção do escoamento incidente (vento). O escoamento incidente e o sentido/direção do voo não são necessariamente os mesmos, sobretudo em manobras. Tal como acontece com o peso, cada parte do avião contribui para uma única força de sustentação, mas a maior parte da sustentação do avião é gerada pelas asas. A sustentação do avião funciona como se atuasse num único ponto, chamado centro de pressão que é definido tal como centro de gravidade, porém, usando a distribuição da pressão em torno de toda a aeronave, em lugar da distribuição do peso. No centro de pressão atuam somente forças. 74

Francisco Bedê A força e o momento resultantes da interação entre o corpo “avião” e o fluido “ar” são grandezas vetoriais, o que resulta mais simplesmente estudarmos seus componentes segundo os eixos de algum triedro de referência adequada.

Os coeficientes aerodinâmicos habitualmente se referem a tais componentes e adotam definições e nomes particulares segundo os quais seja a escolha de tal triedro. O mais habitual é o denominado eixo vento. A obtenção dos coeficientes aerodinâmicos pode ser conseguida mediante duas vias fundamentais: a experimental e a teórica.

(a) Na utilização da via “medição experimental” emprega-se túneis de vento e maquetes em escala, com aproveitamento das técnicas da análise dimensional; ou ainda; medindo-se essa via diretamente em voo - (o que não é possível durante a fase de desenho). (b) Na utilização da via “teórica” aplica-se a dinâmica de fluidos computacional, também conhecida como CFD, (do inglês Computacional Fluid Dynamics), que trata de resolver as equações da mecânica de fluidos aplicadas ao corpo de estudo mediante análise numérica com a ajuda de computadores.

AS RELAÇÕES FÍSICO-MATEMÁTICAS: EMPUXO / PESO PESO / POTÊNCIA

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

A relação “Empuxo-Peso” (T/W) é normalmente associada a motores a jato. Para aviões de motores a hélice, o termo equivalente usado historicamente desde o tempo de Santos Dumont - (1906-1907), é a relação “Peso-Potência” (W/HP), em que esta se refere à razão entre o peso da aeronave (em kg) e a potência (hp) entregue pelo motor. Assim. a relação W/HP tem um sentido diferente da relação T/W. Enquanto a razão alta T/W indica um motor com mais força, em geral maior e com consumo bem mais alto, a razão baixa W/HP indica um motor menor, com menos potência comparado com o peso da aeronave. O potência em um avião à hélice depende da eficiência da hélice (ηp) que exprime o quanto de energia o motor entrega ao converter em tração e/ou propulsão: puxa (pull) e/ou empurra (push). Com outras palavras sobre a diferença entre as duas relações: - a relação “empuxo (lbf) / peso (kg)” – (ENERGIA/MASSA) – é feita, modernamente, associando-a com aviões pos75

Francisco Bedê suidores de motores turbojets e turbofans, por serem forças motrizes mais potentes e de alto consumo;

- a relação “peso (kg) / potência (hp)” – (MASSA/ENERGIA) – é empregada historicamente a partir da invenção do avião, com motores convencionais e, modernamente, com motor turboélice. Portanto, conforme o gráfico do CAS, a relação se refere à proporção cartesiana entre o peso máximo de decolagem (Δy=kg) e a potência entregue pelo motor (Δx=hp), resultando da seguinte fórmula de coeficiente “angular” de sustentação:

CAS = Δy ÷ Δx = m (valor adimensional) Veja-se que a relação “peso/potência” refere-se historicamente a motores menos potentes, do tipo tração (hp/shp). Assim, a tração, (propulsão do tipo “puxa” e/ou propulsão do tipo “empurra”) em um avião a hélice depende da eficiência da hélice (ηp) que exprime “o quanto de energia o motor entrega” para 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 a relação CAS=Δy÷Δx=m compromete qualquer cálculo quando empregada com vistas à obtenção de um coeficiente “angular” de sustentação CAS identificador de eficiência e/ou de eficácia para TODOS os tipos de aviões do mundo, sejam a jato, sejam a hélice, a consumirem combustíveis líquidos, pois, nada tem a ver com o coeficiente de sustentação CL Relembramos que os “erros e acertos” de Santos Dumont na construção de aviões fizeram com que o Pai-daAviação “intuisse” um “Quociente 6” - (tendendo a outro “quociente” de valor diferente CL) – determinando assim, um coeficiente “angular” de sustentação CAS na relação matemática “MASSA / ENERGIA”, o qual se entende resultante de: peso máximo de decolagem (kg) / potência (hp) ≤ 6

para que o avião pudesse decolar, isto é, ganhar “sustentação”, em função da velocidade considerada VLOF ou, dirse-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 o ARRASTO (= RESISTÊNCIA), estaria capacitado a alcançar a desejável SUSTENTAÇÃO, com a VLOF se houver “6” (ou menor valor) como resultado para COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO para a equação: pmd (kg) / potência (hp) ≤ 6 (CAS)

Francisco Bedê OS MODERNOS AVIÕES E SUAS PRINCIPAIS PARTES EXTERNAS CONSTITUINTES A imagem abaixo é reproduzida para identificar visualmente as principais partes constituintes de um avião provido de motor convencional (hp):

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

Comparando-se a 1ª imagem com a dos modernos aviões, (2ª), veja-se quantos melhoramentos tecnológicos “externos” foram introduzidos nos atuais projetos aeronáuticos, sobretudo, nas aeronaves a jato, em mais de um século depois da invenção do avião por Santos Dumont. E, a despeito de todo o conhecimento técnico-científico em termos da Ciência Aerodinâmica, continua valendo, sem entrar em conflito com as metodologias existentes, a relação intuída por Santos Dumont: “PMD (KG) / POT (HP)”, a resultar um valor adimensional CAS igual ou menor que “6” para um avião poder decolar. E, será muito mais verdadeira a medida que os atuais projetos aeronáuticos tenham um máximo de modernas partes integrantes e desenhadas para determinado projeto aeronáutico. Para este Autor, o CAS - um coeficiente de sustentação de natureza “angular” - continua a existir atipicamente entre o Coeficiente de Arrasto CD (“drag coefficient”) e o Coeficiente de Sustentação CL (“lift coefficient”). Na geometria de um avião moderno podemos destacar duas partes: superfícies aerodinâmicas e aerofólios. - como superfícies aerodinâmicas podemos dizer que são as partes que oferecem pequena resistência ao avanço, todavia, não produzem nenhuma força útil ao voo. Exs.: spinner (cubo da hélice), carenagem de roda (polaina), etc. - como aerofólios, (tomado o termo de modo generalizado), podemos dizer que são as partes que produzem forças úteis ao voo. Exs.: hélice, asa, estabilizador, fuselagem, cockpit, lemes de direção, profundor, etc. 77

Francisco Bedê

CONCEITO DE POTÊNCIA NA FÍSICA DOS AVIÕES A JATO E DOS AVIÕES DE MOTORIZAÇÃO HÍBRIDA

Francisco Bedê A POTÊNCIA COMO UMA DAS MAIS IMPORTANTES CARACTERÍSTICAS E/OU ESPECIFICAÇÕES DOS AVIÕES

Observando-se a FICHA GERAL OU FICHA TÉCNICA publicada pelas indústrias aeronáuticas em seus sites contendo características gerais e/ou especificações técnicas dos equipamentos aeronáuticos saídos das respectivas linhas de produção, constata-se que tais características e/ou especificações refletem dados de desempenho e/ou de perfórmance em consonância com os padrões internacionais de ISA, quais sejam: PADRÕES ISA – (INTERNATIONAL STANDARD ATMOSPHERE) para condições de decolagem normal São padrões previstos pela ICAO para a Latitude Média (Lat. 45°N/S) com vistas ao desempenho do avião: Pressão = 29,92 pol. Hg. ou 1013,25 mb ou hPa., (altitude pressão para o nível do mar) Temperatura = 59°F ou 15°C (decresce com a altitude 0,65°C /100m ou 2°C / 1000 ft) Gravidade = 9,806401351782 m/s² (arredondando-se para 4 casas decimais = 9,8064 m/s² ) Gradiente térmico = – 0,65°C / 100m ou – 2°C / 1000 ft Isóbaras separadas entre si de = 2 em 2 mb Densidade do ar = 1,225 kg / m3 ar Pista de asfalto, seca, com comprimento crítico necessário para decolagem; Potência instalada (POT=powerplant), com tração em hp, kW, W, cv; e/ou empuxo em kN; N, kgf, tnf, lbf. Vento de frente, de calmo a 10 kt, para decolagem normal, flaps I, com peso máximo de decolagem (mtow).

Tem-se o seguinte de: <https://www.quora.com/At-what-speed-do-planes-usually-take-off> (1) - No caso dos aviões a jato, (providos de motores turbojets e/ou turbofans): ressalta-se o que interessa a este estudo em função das normas internacionais já destacadas acima que, além dos Padrões ISA como temperatura do ar exterior e densidade, pressão ambiente, velocidade do vento, subtendido correspondente ajuste de flap, etc., são enfatizados como principais fatores a influirem diretamente na velocidade de decolagem em kt, conhecida tradicionalmente por “velocidade de saída do solo”, VLOF , de valor a ser empregado na fórmula (XX), os dois seguintes itens tendo em vista o fator decimal buscado para obtenção final de potência P (hp): (1.a) powerplant = POT = potência instalada = empuxo kN; N, kgf, tnf, etc., a ser convertido para lbf; (1.b) mtow = PMD = peso máximo de decolagem a ser convertido em kg. Estes dois últimos, (1.a) e (1.b), são os dois fatores que mais afetam uma aeronave com relação à sua velocidade de decolagem, conhecida tradicionalmente por “velocidade de saída do solo”, VLOF , dada em lbf no caso dos jatos. (2) – Já no caso dos demais aviões, providos de motores convencionais e/ou de motores turboélices, não há necessidade do emprego de fatores decimais porque a potência instalada já é dada pelo fabricante em hp; shp; cv; w; kW; valores estes que são diretamente convertidos para hp, conforme as operações abaixo evidenciadas: shp (= é a potência “hp” no eixo da turbina)

cv (donde: cv ÷ 1,014 = hp)

W (donde: W ÷ 745,7 = hp)

kW (donde: kW x 1,341 = hp)

Francisco Bedê POTÊNCIA Têm-se as três seguintes definições para POTÊNCIA (P) ao consultarmos o link:

(a partir de agora sites identificados por links numerados)

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) – potência (P) é a rapidez com a qual uma certa quantidade de energia (E) é transformada; (b) – potência (P) é a rapidez com que o trabalho (T) é realizado; (c) – potência (P) é a força (F) multiplicada pela velocidade (V), ou seja a fórmula (I) abaixo: Obs.: Doravante, por razões didáticas, as fórmulas serão numeradas por (romanos); os links por (arábicos) e as tabelas por (alfas).

P = F x V

(I)

Observação: em (I) tem-se o caso particular P = F x V por considerar-se a força paralela à velocidade, isto é, ângulo Ө = 0° e sendo cos 0º = 1, devendo a potência assim ser calculada - (ver a seguir 3 figuras de “blocos” numa visão didática): (e não considerar)

P=F.V

(I)

P = F . V . cos Ө

(II)

Dando-se outra conotação com a figura “avião” Normalmente abordamos o conceito de trabalho realizado por uma força sem levarmos em conta o tempo gasto na realização desse trabalho. No cotidiano, muitas vezes, conhecer o tempo gasto na realização de determinado trabalho pode ser de suma importância, pois, sabendo qual o tempo gasto, poderemos tentar realizar o trabalho mais rapidamente. Dessa forma, se tivermos duas máquinas realizando o mesmo trabalho com a mesma perfeição, podemos escolher a máquina que realiza o trabalho com mais agilidade, ou melhor, com mais rapidez. Nesse sentido, podemos conceituar potência como sendo a grandeza escalar que mede a taxa temporal com que um trabalho é realizado. Matematicamente podemos determinar a potência através da seguinte equação (III):

(III)

(d)

(d) P=F.V

(I)

A 80

P=F.V

(I)

Francisco Bedê Nas quatro figuras imediatamente anteriores temos: - um bloco que consideraremos como sendo um ponto material, o qual se movimenta numa superfície retilínea entre as posições A e B, sob a ação de uma força constante de intensidade F e paralela ao deslocamento d; - analogamente, temos um avião deslocando-se em voo cruzeiro, (= mantendo altitude e em velocidade constante no meio fluídico “ar atmosférico”), voando entre as cidades A e B, percorrendo a distância (d) entre ambas. Detendo-nos nas figuras dos blocos, (página anterior), tem-se que a potência média da força F no intervalo de tempo Δt é dada através de Pméd na seguinte relação:

Pméd

(IV)

Pméd

(V)

Pméd

(VI)

Onde chama-se de Vméd a velocidade médIa do ponto material – “bloco” – no intervalo de tempo Δt. De modo idêntico diz-se tal com relação ao avião. Conclusão deste tópico: na equação (I), considerando-se “avião” tem-se que: P é a potência média; (considerada em hp); F é a força (empuxo lbf); e; V é a velocidade média (kt = nó) OBS.: Como “velocidade média” toma-se, no caso, a “velocidade de saída do solo”, ou seja: VLOF NOTA: Quando o intervalo de tempo gasto na realização de um trabalho é muito pequeno, fica caracterizada a potência instantânea, ou seja: Pi Nesse caso e, do mesmo modo, Vi é a velocidade instantânea do ponto material. Portanto:

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

(VIII)

HORSEPOWER – (hp) O horsepower, cujo símbolo é hp, consiste numa unidade anglo-saxônica da grandeza física intitulada “potência”, (rever as 3 definições anteriores), a qual o engenheiro escocês James Watt (1736-1819) definiu a seu tempo como a ”potência necessária para elevar verticalmente à velocidade de 1 pé (ft) por minuto (min) uma massa equivalente a 33.000 libras-peso”. Assim, tem-se o seguinte valor de hp dado conforme site no: Link (2): http://en.wikipedia.org/wiki/Horsepower

1 hp = 33.000 lbf x

ft/min

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

Ou com cinco casas decimais: 1 hp = 33.000 lbf x

ft/min

= 745,69987

(X)

SÍMBOLOS: hp (horsepower); ft (foot, feet = pé, pés); min (minuto); m (metro); km (quilômetro); s (segundo); h (hora); lbf (libraforça); PMD (peso máximo de decolagem em kg = MTOW - maximum takeoff weight); POT (potência instalada = powerplant); nm = (nautical mile = milha náutica); nm/h (milha náutica por hora ou nó ou kt); km/h (quilômetro por hora) NOTA:

No SI, a unidade de potência é o joule por segundo, antes denominada watt (W), em homenagem a James Watt.

Francisco Bedê OBTENÇÃO DE POTÊNCIA EM (hp), ATRAVÉS DE FATORES DECIMAIS APLICADOS A PARTIR DA FÓRMULA (X)

1 hp = 33.000 lbf x

ft/min

= 745,69987 W

(X)

Destacando-se ft/min de (X) tem-se o seguinte desenvolvimento pelo site abaixo, ao convertermos ft/min para kt:: Link (3): https://www.convertunits.com/from/ft/min/to/kt Portanto, tem-se que:

ft ft/min

ft = 0,0098747300215983 kt

min

Ou com cinco casas decimais:

ft/min =

= 0,00987 kt

(XI)

min

Donde a fórmula (X) pode ser reescrita assim, resultando (XIV), isto é, para se ter lbf.kt e não potência em W (watts):

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

Ou:

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

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

O valor 325,71 lbf.kt de (XIV) deve ser recomposto e/ou reaplicado na fórmula (VII), para que se possa sempre determinar em hp o valor correspondente a lbf da powerplant, (planta de potência instalada no avião a jato considerado), valor de empuxo este que é normalmente fornecido pela indústria aeronáutica fabricante. Portanto, passa-se a ter (XV):

VLOF P (hp) = F (lbf) x 325,71

(XV)

Ou na seguinte disposição linear:

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

Simplificando-se (XVI) para modelo adimensional, tem-se (XVII):

P (hp) = [ F ] x [ VLOF ÷ 325,71]

(XVII)

(XVI)

Francisco Bedê A partir de (XVII): tem-se que a velocidade a ser considerada é a “velocidade de saída do solo, em kt”, ou seja: VLOF (kt). Donde, por causa de diferentes valores de PMD (mtow), dá-se a título de exemplos aleatórios os dois seguintes valores de “velocidades de saída do solo” (por “hp”): 107 kt e 140 kt a fim de se obter os seus respectivos fatores decimais:

1º. Exemplo: com 107 kt

VLOF

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

107 kt = F (lbf) x

F x 0,3285

(hp)

325,71 lbf. kt

(XVIII)

2º. Exemplo: com 140 kt

VLOF

140 kt = F (lbf) x

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

F x 0,4298

325,71 lbf. kt

Portanto, eis a fórmula de Potência P (em hp) finalizada em (XX):

P (hp) = [ F ] x [ VLOF ÷ 325,71 ]

(XX)

(observado o Padrão ISA, constante em página anterior)

(hp)

(XIX)

Francisco Bedê LINKS DE SITES CONTENDO CONVERSORES DE FORÇAS PARA FACILITAR CÁLCULOS IMEDIATOS DE VALORES CORRESPONDENTES E COM RIGOR CIENTÍFICO, UTILIZADOS PELO PRESENTE ESTUDO

Link (4): Calculadoras científicas – (senos, cossenos, tangentes, etc., e outras operações fundamentais) http://www.calculadoraonline.com.br/cientifica Link (5): Converter kN (Quilonewton) em N (Newton) Fórmula simplificada: kN x 1.000 = N https://convertlive.com/pt/u/converter/quilonewtons/em/newtons Link (6): Converter N (Newton) em kN (Quilonewton) Fórmula simplificada: N ÷ 1.000 = kN http://www.endmemo.com/sconvert/nkn.php Link (7): Converter N (Newton) em kgf (Quilograma-força) Fórmula simplificada: N ÷ 9,807 = kgf https://convertlive.com/pt/u/converter/newtons/em/quilograma-for%C3%A7a Link (8): Converter kN (Quilonewton) em kgf (Quilograma-força): Fórmula simplificada: kN x 101,972 = kgf https://convertlive.com/pt/u/converter/quilonewtons/em/quilograma-for%C3%A7a Link (9): Converter kgf (Quilograma-força) em kN (Quilonewton): Fórmula simplificada: kgf ÷ 101,972 = kN https://convertlive.com/pt/u/converter/quilograma-for%C3%A7a/em/quilonewtons Link (10): Converter kgf (Quilograma-força) em N (Newton): Fórmula simplificada: kgf x 9,807 = N https://convertlive.com/pt/u/converter/quilograma-for%C3%A7a/em/newtons Link (11): Converter kN (Quilonewton) em lbf (libra-força): Fórmula simplificada: kN x 224,809 = lbf https://convertlive.com/pt/u/converter/quilonewtons/em/libra-for%C3%A7a

Francisco Bedê

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

Link (17): Converter MW (Megawatt) em hp (horsepower); ou em shp referente a aviões providos de energia elétrica http://www.kylesconverter.com/power/megawatts-to-horsepower

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

53.640,8836 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

Francisco Bedê Link (18): Converter hp (horsepower) em MW (Megawatt) http://www.kylesconverter.com/power/horsepower-to-megawatts Link (19): Converter lbf (libra-força por seg - (ft lbf/s) em horsepower (hp) http://www.kylesconverter.com/power/foot--pounds--force-per-second-to-horsepower

Dando-se destaque aos links (20) e (21) – (idem, para aviões de potência híbrida): Link (20-A): Conversor de Velocidades. Por exemplo: de kt para foot/second http://www.endmemo.com/convert/velocity.php Selecionar: VELOCITY CONVERSION ONLINE – ENDMEMO Selecionar tópico “35” no conversor do link (20) e digitar valor da velocidade knot (kt) ; ler resultado foot/second no tópico “31” Exemplificando-se: 155 kt corresponderá a 261,610528 ft/s Link (21-A): Conversor de Pound-foot/second ↔ Horsepower Conversion http://www.endmemo.com/sconvert/lbfft_shp.php Selecionar: LBF.FT/S TO HP CONVERTER, CHART -- ENDMEMO Exemplificando-se: buscar na calculadora o resultado de lbf (ex.: 28.800 lbf) multiplicado por ft/s (ex.: 261,610528 ft/s) . Donde: 28.800 x 261,610528 = 7.534.383,2064 (resultado) Portanto, joga-se no conversor do link (21) o resultado “7.534.383,2064” e se obtém o seguinte valor para horsepower: 13.698,877644 hp Links (20-B; 21-B): calculando “manualmente”, (na ponta do lápis e com auxílio de calculadora simples) Multiplicar VLOF em kt por 1,6878098581 para obter Velocidade em 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 que, arredondado para “inteiros”, será 7.534.383 (1) Multiplicar resultado (1) pelo índice 0,00181817 para ter-se o resultado (2), que será o horsepower buscado; Ex.: 7.534.383 x 0,00181817 = 13.698,78913911 que, arredondado, será o horsepower: 13.699 hp (2) 86

Francisco Bedê Link (12): Converter kgf (Quilograma-força) em lbf (libra-força): Fórmula simplificada: kgf x 2,205 = lbf https://convertlive.com/pt/u/converter/libra-for%C3%A7a/em/quilograma-for%C3%A7a

Link (13): Converter N (Newton) em libra-força (lbf): Fórmula simplificada: N ÷ 4,448 = lbf https://convertlive.com/pt/u/converter/newtons/em/libra-for%C3%A7a Link (14): Converter tnf (tonelada-força) em libra-força (lbf): https://convertlive.com/pt/u/converter/tonelada-for%C3%A7a/em/libra-for%C3%A7a Link (15): Para converter Velocidade kt (mima/h) em ft/s (pés por seg): 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): Tem-se que 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)

Francisco Bedê CATEGORIAS DE AVIÕES QUANTO ÀS VELOCIDADES PERMITIDAS E AO PESO MÁXIMO DE DECOLAGEM Texto desenvolvido com base nas duas fontes: 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 INTRODUÇÃO

“Airliners” (aviões comerciais ou não), a jato, de altas velocidades Quanto às altas velocidades com que voam, os “airliners” consumindo querosene de aviação (QAV-1) são classificados pela seguinte tipologia: - HIPERSÔNICOS – aviões a reação que voam acima de Mach 5; ex.: X-43A - SUPERSÔNICOS – aviões a reação que voam acima de Mach 1; exs.: Concorde, Tupolev TU-144 - SUBSÔNICOS – aviões a reação que voam imediatamente abaixo de Mach 1; exs.: B-747, A-380 “Airliners” (comerciais ou não), aviões turboélice/aviões convencionais, de menores velocidades Com relação às velocidades intermediárias e velocidades menores com que voam, tem-se os aviões a hélice consumindo tanto querosene como gasolina de aviação, (QAV-1/AVGAS), classificados em função da seguinte tipologia: - AVIÕES TURBOÉLICES: de hélice acionada por motores à reação consumindo querosene de aviação (QAV-1), impulsionando uma turbina ligada ao eixo da hélice. - AVIÕES CONVENCIONAIS: de hélice acionada por motor de combustão interna consumindo gasolina de aviação (AVGAS); “Airliners” (comerciais), de qualquer tipo, quanto ao peso máximo de decolagem (mtow) & motorização (powerplant) - AVIÕES SUPER PESADOS: de 447.701 kg até 640.000 kg - AVIÕES PESADOS: de 125.001 kg até 447.700 kg - AVIÕES DE PESOS MÉDIOS: de 5.000 kg até 125.000 kg - AVIÕES DE PESOS LEVES: até 4.999 kg Acima, conforme as várias indústrias aeronáuticas espalhadas pelo mundo, está a classificação geral de aviões “airliners” e de outros tipos, elaborada em função do mtow - (peso máximo de decolagem) e da powerplant – [motorização: (a) empuxo/tração; (b) quantidade de motores] – observadas as categorias listadas pela ICAO/FAA e de acordo com as terminologias: “super; heavy/medium; medium/small; light”. Portanto, o presente estudo irá a seguir contemplar aviões a jato com TABELAS ESPECÍFICAS os tipos: monomotores, bimotores, trimotores, quadrimotores, hexamotores, octomotores e decamotores. As tabelas serão fundamentadas em função da velocidades de decolagem – VLOF – (velocity of take-off ou take-off speed), porquanto a partir deste tipo de velocidade considerada tudo passará a ACONTECER A FAVOR DO DESEMPENHO ESPERADO DO AVIÃO, como sejam: trem de pouso recolhido, flapes recolhidos por etapas, peso da aeronave diminuindo a medida que o combustível é consumido, etc.

Francisco Bedê DUAS CURIOSIDADES EM CÁLCULOS DE DETERMINADAS VELOCIDADES DE AVIÕES (ESTIMATIVAS DE CÁLCULO A PARTIR DA VELOCIDADE DE ROTAÇÃO (VR) 1ª.) A VLOF ou “velocidade de saída do solo” poderá ser estimada conforme: (fórmula com valor aproximado) VLOF ≈ VR + (1% de VR) Exemplo: se VR = 162 kt então:

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

2ª.) A VREF ou “velocidade mínima a ser mantida durante a aproximação para pouso”, ou “velocidade mínima na reta final”, ou “velocidade de referência”, poderá ser estimada conforme: (obs.: os valores são aproximados) VREF ≈ VLOF – (6% de VLOF) Exemplo: se VLOF = 160 kt então:

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

Obs.: Quanto maior for a configuração dos flaps, isto é, “baixados”, menor será a velocidade VREF VREF - Nos aviões a jato, de categorias “pesados/superpesados”, se houver necessidade de retorno imediato do avião, o piloto na operação de pouso terá que reduzir a velocidade da aeronave considerada até um limite operacional baseado no quanto o avião está pesando naquele momento, de modo que o avião não faça um pouso “overweight”, porquanto tal tipo de pouso poderá causar enrugamento de chapas e painéis, movimentos indevidos de flexão das asas cheias de combustível, avarias nos “pylons” das turbinas, excesso de pressão nos pneus durante o toque na pista, etc. As duas fórmulas seguintes fundamentarão o enquadramento dos aviões a jato na elaboração do APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO: P (hp) = [ F ] x [ VLOF ÷ 325,71 ]

CAS = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ]

(XX)

(XXI)

Francisco Bedê (1) TABELA (α): tabela de velocidades VLOF (kt) = VR (kt) + (1% de VR); (2) TABELA (β): “decimais” Cálculo da velocidade de saída do solo VLOF de aviões a jato subsônicos e supersônicos – (tabela alpha para aviões a reação). Exemplo de cálculo: KC-390 de VR = 121 kt .:. Donde: VLOF=121+(1% de 121)=121+1,21=122,21 kt = (arredondar para inteiro superior) = 123kt O resultado deve ser arredondado para o número inteiro imediatamente superior. Obs.: os valores constantes na tabela alpha abaixo representam a média aproximada de VLOF dos mais diversos aviões a jato, subsônicos e/ou supersônicos, em função dos seus PMD e quantidade de motores. Portanto, tais valores prevalecem como indicadores auxiliares no cálculo da potência quando o fabricante desses aviões não informar as velocidades VR e VLOF TABELA ALPHA (α) PMD (faixa de kg)

TABELA BRAVO (β)

QUANTIDADE DE MOTORES A JATO PURO E/OU HÍBRIDOS (TURBOJETS E/OU TURBOFANS - LBF; SHP; HP) MONO (1)

BI (2)

TRI (3)

QUADRI (4)

HEXA (6)

OCTO (8) DECA (10)

VLOF kt

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

173 kt 155 kt

155 kt

JATOS SUBSÔNICOS

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

JATOS SUPERSÔNICOS

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

VLOF÷índice=decimal 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 OS PRIMEIROS CÁLCULOS DE SANTOS DUMONT A SINALIZAREM COEFICIENTES “ANGULARES” O primeiro “mais-pesado-que-o-ar” a decolar com seus próprios meios no mundo foi o avião 14Bis inventado pelo brasileiro Alberto Santos Dumont, em 1906. Assim, a construção do primeiro avião exigiu de seu inventor várias tentativas de decolagem no início do segundo semestre de 1906 para, finalmente, em 23 de outubro desse mesmo ano, estimar com precisão o cálculo da potência necessária, quando o aparelho ganhou sustentação e percorreu 60 metros aproximadamente a 2 metros de altura, durante 7 segundos, e perante mais de 1.000 espectadores e grande número de jornalistas credenciados. Foram os cálculos iniciais com o 14Bis (1906) e as “contas” seguintes com os modelos Demoiselle (1907), envolvendo “peso” e “potência” que resultaram números adimensionais anotados por Santos Dumont, os quais fundamentaram o presente estudo contendo coeficientes de natureza “angular” indicadores de “sustentação”. Também, é importante para fins de resgate histórico que se registre neste estudo algo do ponto de vista altruista de Alberto Santos Dumont: A nobreza do seu espírito legando seu invento à Humanidade de modo que todos se beneficiassem. O brasileiro nada pediu em troca aos nacionais de todo o mundo e, nem tampouco, requereu registros de patentes e/ou de marcas de seus inventos aos órgãos governamentais. Ofereceu seu conhecimento de graça a todos os habitantes do planeta, sem se servir financeiramente do mesmo. SANTOS DUMONT ESTIMANDO A POTÊNCIA EM hp

PARA FAZER UM AVIÃO VOAR 91

Francisco Bedê

“BAIXANDO-SE” O APLICATIVO A PARTIR DO ALGORITMO DE SANTOS DUMONT; (Obs.: “baixando-se” para significar “desenvolvendo-se”) “PASSO A PASSO” NA MATEMÁTICA DE OBTENÇÃO DOS COEFICIENTES “ANGULARES” DE SUSTENTAÇÃO.

Francisco Bedê ANÁLISE DIMENSIONAL Veja-se que em Matemática, considerando tão somente o Quadrante I do Círculo Trigonométrico, conforme se tem pelas funções SEN, COS, TG, COTG, SEC e COSSEC a proporcionar resultados adimensionais de sinal positivo, que a função TG (tangente) revela um outro significado importante, qual seja: A TANGENTE É O COEFICIENTE ANGULAR “a”, E/OU “CA” , E/OU INCLINAÇÃO “m” - (declividade) - COM RELAÇÃO A UMA RETA “S” NÃO PERPENDICULAR AO EIXO DAS ABCISSAS E, PORTANTO, RETA IDENTIFICADA PELA EQUAÇÃO y = ax + b, ONDE: “a” (= CAS= m) = COEFICIENTE “ANGULAR” = INCLINAÇÃO = DECLIVIDADE; e; “b” = COEFICIENTE “LINEAR” Foi essa idéia de coeficiente “angular” que norteou este Autor a desenvolver o presente estudo através da função trigonométrica “TANGENTE”, de modo que a relação massa / energia, ou seja, pmd (kg) / potência (hp) que, tecnicamente - (análise dimensional) - deve ser “dimensional” conforme fórmula abaixo destacada. Todavia, sabe-se que em Matemática existe um modo de fazer com que a relação MASSA (peso) / ENERGIA (potência) tenha um resultado sem “dimensionalidade”, ou “adimensional”. Então, o modo de fazer com que a relação MASSA(peso) / ENERGIA(potência) tenha um resultado sem “dimensionalidade”, isto é, “adimensional”, é utilizar-se o PLANO DE COORDENADAS CARTESIANAS inserido no CÍRCULO TRIGONOMÉTRICO, quando se pode associar os valores: de MASSA (= pmd em kg) ao eixo das “ordenadas”, (= eixo Y = kg); e; de ENERGIA (= potência em hp) ao eixo das “abcissas”, (= eixo X = hp). Porém, “dimensionalmente” – (ANÁLISE DIMENSIONAL) – tem-se a seguinte formulação:

Francisco Bedê EQUAÇÕES GERAL & REDUZIDA (=SIMPLIFICADA) DA RETA

Para reduzir a zero a EQUAÇÃO GERAL da Reta S, é preciso que a reta corte o Eixo Y na origem do sistema, isto é, na ordenada y = 0 conforme se vê pela figura II. Para tanto, deve-se fazer b = 0 (coeficiente linear) Eixo Y y=m.x+b

(Fig. I)

y=m.x

(Fig. II) 40

Eixo Y

Exemplo prático:

(comprovação gráfica)

S 40

y = 10,03 mm 20

x = 5,8 mm m = 1,73

(m = declividade)

Eixo X

30 Fig. II

Fig. I

Eixo X

m = 1,73 = (coeficiente “angular” de sustentação CAS) – representa a inclinação ou declividade da reta S, e que refere-se à Tangente de: 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 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

θ X (abcissas)

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

0 X

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

Francisco Bedê RELACIONANDO-SE CRONOLOGICAMENTE OS 7 “EVENTOS” referentes a sucessos e fracassos dos AVIÕES DE SANTOS DUMONT (SD), em função da relação “PESO POR POTÊNCIA”

Motor Levavasseur que não 150 kg foi suficiente para decolar sem o a) Projeto 14 (dirigível) + Proj. 14Bis balão

EVENTOS: a) Nome ou Nº. do Projeto;

b) Data; c) Dados Técnicos - Pesos: básico do avião e piloto (SD=50 kg); e potência do motor (hp)

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:

SD = 50 kg

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

Francisco Bedê RELACIONANDO-SE CRONOLOGICAMENTE OS 7 “EVENTOS” referentes a sucessos e fracassos dos AVIÕES DE SANTOS DUMONT (SD), em função da relação “PESO POR POTÊNCIA” E SUAS FONTES DE ORIGEM: Motor Levavasseur que não 150 kg foi suficiente para decolar sem o balão Dados extraídos do livro SANTOS = DUMONT E A INVENÇÃO DO VOO - Pág. 134 Autor: Dr. HENRIQUE LINS DE BARROS

EVENTOS: a) Nome ou Nº. do Projeto;

b) Data; c) Dados Técnicos - Pesos: básico do avião e piloto (SD=50 kg); e potência do motor (hp) Evento 5:

Evento 1:

Evento 2:

290 kg

Dados extraídos do livro SANTOS = DUMONT E A INVENÇÃO DO VOO - Pág. 135 Autor: Dr. HENRIQUE LINS DE BARROS

106 kg

Motor Dados extraídos do livro Antoinette SANTOS = DUMONT E A INVENÇÃO DO VOO - Pág. 135 Autor: Dr. HENRIQUE LINS DE BARROS

180 kg

Evento 7:

Motor ClementBayard Dados extraídos do livro SANTOS = DUMONT E A INVENÇÃO DO VOO - Pág. 135 Autor: Dr. HENRIQUE LINS DE BARROS

Motor Antoinette

Dados extraídos do livro SANTOS = DUMONT E A INVENÇÃO DO VOO - Pág. 135 Autor: Dr. HENRIQUE LINS DE BARROS

Evento 4:

Motor Darracq

Evento 6:

Motor Antoinette

Dados extraídos do livro SANTOS = DUMONT E A INVENÇÃO DO VOO - Pág. 135 Autor: Dr. HENRIQUE LINS DE BARROS

Evento 3:

290 kg

Dados extraídos do livro SANTOS = DUMONT E A INVENÇÃO DO VOO - Pág. 135 Autor: Dr. HENRIQUE LINS DE BARROS

SD = 50 kg

325 kg LEGENDA:

decolou (sucesso)

não decolou (fracasso)

Observações:

Motor Dutheil

Nos eventos de 1 a 7 foi considerado um “acréscimo” de 50 kg, que era o peso do piloto Santos Dumont. Donde: evento 1 = 440+50 = 490; evento 2 = 106 kg 290+50 = 340; evento 3 =325+50=375; evento 4 = 106+50 = 156; evento 5 = =106+50=156; evento 6 = 180+50=230; evento 7 = 115+50 = 165

115 kg

Francisco Bedê PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO Evento 1

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

PMD (kg) Y

490,00

CÍRCULO TRIGONOMÉTRICO, DE RAIO UNITÁRIO (R= 1) COORDENADAS CARTESIANAS - (Eixos X e Y) EQUAÇÃO GERAL DA RETA; EQUAÇÃO REDUZIDA DA RETA CAS = 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

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.

Francisco Bedê PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO Eventos 1 e 2

Dados do segundo evento:

PMD (kg) Y

490,00

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:

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

340,00

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

Francisco Bedê PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO Eventos 1 e 2 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

Segmento B

POTÊNCIA (hp) X

49,31

23,67

100

Francisco Bedê PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO 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).

Eventos 1 e 2 Segmento A (15 int) PMD (kg) Y

490,00

440,00

(*) 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)

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

Francisco Bedê PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO BUSCANDO-SE O PONTO “0” NO EIXO Y

Eventos 1 e 2

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

440,00 390,00

NO EIXO Y:

340,00 290,00

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

Francisco Bedê PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO 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

440,00 NO EIXO Y:

390,00

340,00 290,00

Segmento C (30 int)

Segmento B (2,6461178 int)

240,00 190,00 140,00 POTÊNCIA (hp) X

90,00 49,31

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

Francisco Bedê PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO Eventos 1 e 2

BUSCANDO-SE E DETERMINANDO-SE O PONTO “0” 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

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

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

23,67

40,00

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

Francisco Bedê PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO

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

No Eixo X :

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

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

23,67

40,00

Francisco Bedê PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO DETERMINANDO-SE O 49º. INTERVALO NO EIXO X

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

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

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

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)

Francisco Bedê PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO SIMPLIFICANDO-SE OU REDUZINDO-SE A “ZERO” A EQUAÇÃO DA RETA

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)

Eventos 1 e 2 Segmento A (15 int) PMD (kg) Y

Y (ordenadas) 490,00

m = inclinação da reta “S”

340,00

Fazendo-se b=0

(30 int)

(fig. 1)

Segmento B (2,6461178 int)

Segmento E (2,448084 int)

X (abcissas) (fig. 2) X

Segmento F (40 int)

474,7936634

107

436,896

(4 int)

388,448

Segmento D

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

23,67

θ 0

X (abcissas)

90,00 40,00

Segmento C

240,00

140,00

Y (ordenadas)

390,00

190,00

440,00

290,00

POTÊNCIA (hp) X

Segmento G (4 int)

Francisco Bedê PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO REDUZINDO-SE (OU SIMPLIFICANDO-SE) A “ZERO” A EQUAÇÃO DA RETA

Eventos 1 e 2

PMD (kg) Y

490,00

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

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

436,896

388,448

108

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

23,67

40,00

474,7936634

90,00

POTÊNCIA (hp) X

Francisco Bedê PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO 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.

440,00 390,00 340,00

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

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

436,896

388,448

340,000

291,552

109

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

23,67

40,00

474,7936634

90,00

POTÊNCIA (hp) X

Francisco Bedê PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO

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

490,00

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

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

POTÊNCIA (hp) X

Francisco Bedê PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO Eventos 1 e 2

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

PMD (kg) Y

490,00

440,00

“NASCENDO” OS DOIS

390,00

EIXOS CARTESIANOS

340,00

NA EQUAÇÃO

290,00

SIMPLIFICADA OU

240,00

REDUZIDA DA RETA ...

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

111

474,7936634

POTÊNCIA (hp) X

Francisco Bedê PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO Eventos 1 e 2

PMD (kg) Y

490,00

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

440,00 390,00 340,00

290,00 240,00 190,00

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

112

474,7936634

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 PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO Evento 1: tg 87,24º = r1 = CAS 20,70 = (490÷23,67) Eventos 1 e 2

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

PMD (kg) Y

490,00

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

440,00 390,00 340,00

290,00 240,00 190,00

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

113

474,7936634

POTÊNCIA (hp) X

Francisco Bedê PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO Eventos 1 e 2

identificando-se “separação” entre os eventos de fracassos e de sucessos:

PMD (kg) Y

Y (ordenadas) 490,00

440,00

X 390,00

Y 340,00

290,00

X (abcissas)

240,00

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

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

114

474,7936634

POTÊNCIA (hp) X

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)

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

115

Francisco Bedê PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO Evento 1: tg 87,24º = r1 = CAS 20,70 = (490÷23,67) Evento 2: tg 81,74º = r2 = CAS 6,89 = (340÷49,31)

Evento 3

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

PMD (kg) Y

Y (ordenadas) 490,00

440,00

m= 390,00

340,00

290,00 240,00

X (abcissas)

0 X

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

116

474,7936634

POTÊNCIA (hp) X

Francisco Bedê PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO Evento 1: tg 87,24º = r1 = CAS 20,70 = (490÷23,67) Evento 2: tg 81,75º = r2 = CAS 6,89 = (340÷49,31)

Evento 3

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

PMD (kg) Y

Y (ordenadas) 490,00

440,00

m= 390,00

340,00

290,00 240,00

X (abcissas)

0 X

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

117

474,7936634

POTÊNCIA (hp) X

Francisco Bedê PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO Evento 1: tg 87,24º = r1 = CAS 20,70 = (490÷23,67) Evento 2: tg 81,75º = r2 = CAS 6,89 = (340÷49,31)

Evento 4

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

490,00

Y (ordenadas)

440,00

390,00

340,00

Y X

290,00 240,00

X (abcissas)

190,00

X 4

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 19,73

118

474,7936634

POTÊNCIA (hp) X

Francisco Bedê PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO Evento 1: tg 87,24º = r1 = CAS 20,70 = (490÷23,67) Evento 2: tg 81,75º = r2 = CAS 6,89 = (340÷49,31)

Evento 4

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

Y (ordenadas) 490,00

440,00

m= 390,00

340,00

290,00 240,00

X (abcissas)

0 X

190,00 4

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 19,73

119

474,7936634

POTÊNCIA (hp) X

Francisco Bedê PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO Evento 1: tg 87,24º = r1 = CAS 20,70 = (490÷23,67) Evento 2: tg 81,75º = r2 = CAS 6,89 = (340÷49,31)

Evento 5

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

PMD (kg) Y

490,00

Y (ordenadas)

440,00

390,00

340,00

Y X

290,00 240,00

X (abcissas)

190,00

X 45

140,00

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

120

474,7936634

POTÊNCIA (hp) X

Francisco Bedê PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO Evento 1: tg 87,24º = r1 = CAS 20,70 = (490÷23,67) Evento 2: tg 81,75º = r2 = CAS 6,89 = (340÷49,31)

Evento 5

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

PMD (kg) Y

Y (ordenadas) 490,00

440,00

Y X

390,00

340,00

290,00

X (abcissas)

240,00

190,00 45

140,00 90,00

(vídeoclipe do evento 5 na página-slide seguinte)

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

121

474,7936634

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

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. 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...” (*) 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

Francisco Bedê PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO Evento 1: tg 87,24º = r1 = CAS 20,70 = (490÷23,67) Evento 2: tg 81,75º = r2 = CAS 6,89 = (340÷49,31)

Evento 6

Evento 3: tg 82,51º = r3 = CAS 7,61 = (375÷49,31) Evento 4: tg 82,79º = r4 = CAS 7,91 = (156÷19,73) Evento 5: tg 79,26º = r5 = CAS 5,27 = (156÷29,59) Evento 6: tg 77,90º = r6 = CAS 4,66 = (230÷49,31)

PMD (kg) Y

490,00

Y (ordenadas)

440,00

390,00

340,00

290,00 240,00

θ X (abcissas)

190,00

X 45

140,00

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

123

474,7936634

POTÊNCIA (hp) X

Francisco Bedê PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO Evento 1: tg 87,24º = r1 = CAS 20,70 = (490÷23,67) Evento 2: tg 81,75º = r2 = CAS 6,89 = (340÷49,31)

Evento 6

PMD (kg) Y

490,00

Y (ordenadas)

440,00

390,00

340,00

290,00 240,00

X (abcissas)

190,00

X 45

140,00

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

124

474,7936634

POTÊNCIA (hp) X

Francisco Bedê PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO Evento 1: tg 87,24º = r1 = CAS 20,70 = (490÷23,67) Evento 2: tg 81,75º = r2 = CAS 6,89 = (340÷49,31)

Evento 7

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

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)

440,00

390,00

340,00

290,00 240,00

θ X (abcissas)

190,00

X 7 45

140,00

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

125

474,7936634

POTÊNCIA (hp) X

Francisco Bedê PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO Evento 1: tg 87,24º = r1 = CAS 20,70 = (490÷23,67) Evento 2: tg 81,75º = r2 = CAS 6,89 = (340÷49,31)

Evento 7

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

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)

440,00

390,00

340,00

290,00 240,00

θ X (abcissas)

190,00

X 7 45

140,00

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

126

474,7936634

POTÊNCIA (hp) X

Francisco Bedê 7 Eventos = 3 “FRACASSOS” SEPARADOS DE 4 “SUCESSOS” POR SETOR AMARELO Projeto 14 Bis (1906) Híbrido 14 + 14 Bis (1906)

Os 7 eventos

EVENTO DE SUCESSO (CAS 6,89)

EVENTO DE FRACASSO (CAS 20,70)

PMD (kg) Y

Demoiselle (1907)

Proj. 15 (1907)

490,00

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

440,00

Demoiselle (1907)

EVENTO DE FRACASSO (CAS 7,60)

390,00

Qual seria o 8º. evento de “sucesso”?

340,00

Demoiselle (1907)

EVENTO DE SUCESSO (CAS 4,66)

290,00

Demoiselle (1907)

240,00

EVENTO DE FRACASSO (CAS 7,90)

190,00

EVENTO DE SUCESSO (CAS 4,18)

“Setor” imaginário (cor amarela) a separar os

140,00 90,00

eventos de sucessos

2 , 5 , 6 e 7 dos

40,00

eventos de fracassos

436,896

388,448

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

29,59 23,67 19,73

127

474,7936634

4 POTÊNCIA (hp) X

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

COMO CONSIDERAR NESTE ESTUDO O EVENTO DECOLAGEM TIPO “SUCESSO” E DE “MENOR COEFICIENTE ANGULAR DE SUSTENTAÇÃO” - CAS 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” 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 CAS ao permitirem “descolagem”, possuindo os seguintes tipos de empuxo: “normal, vetorado, elevador, ventilador, jato dágua, propelente, etc.” Três exemplos a seguir:

(kg) 1 E1

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 CAS = 1,70 (170 ÷ 100)

428,75

375,00 367.50

340,00

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) CAS = 1,60 (320 ÷ 200)

306,25

245,00

6 E6

230,00

Evento 8 183,75 165,00 156,00 127,00 122,50

7 E7

4 5

E5 E8

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 CAS 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 Velocidade máxima em voo cruzeiro = 52 kt Alcance = 120 m Autonomia de voo = 20 a 30 seg CAS = 1,33 (= 127÷95,42)

128

Francisco Bedê PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO Evento 1: tg 87,24º = r1 = CAS 20,70 = (490÷23,67) Evento 2: tg 81,75º = r2 = CAS 6,89 = (340÷49,31)

Evento 8

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

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)

Y (ordenadas)

440,00 390,00

340,00

290,00

240,00

X (abcissas)

190,00 7

140,00

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

129

474,7936634

POTÊNCIA (hp) X

Francisco Bedê PASSO A PASSO NO DESENVOLVIMENTO DO APLICATIVO OU GRÁFICO DIAGRAMÁTICO Evento 1: tg 87,24º = r1 = CAS 20,70 = (490÷23,67) Evento 2: tg 81,75º = r2 = CAS 6,89 = (340÷49,31)

Evento

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)

Y (ordenadas)

440,00 390,00

340,00

X m

290,00 240,00

θ X (abcissas)

190,00

7 45

140,00

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

130

474,7936634

POTÊNCIA (hp) X

Francisco Bedê

1º. Formato: DEFININDO-SE O “APP” REFERENTE AO GRÁFICO E/OU APLICATIVO DIAGRAMÁTICO CARTESIANO PADRÃO DE CAS NO CÍRCULO TRIGONOMÉTRICO, DE RAIO UNITÁRIO CONTENDO 49 INTERVALOS EM AMBOS OS EIXOS, DECORRENDO UM GRÁFICO RETANGULAR CONTENDO 5 “REGIÕES” DE FORMATO TRIANGULAR E, PORTANTO, SENDO COLORIDAS E IDENTIFICADAS PELOS TONS: VERMELHO, AZUL, VERDE, AMARELO E CENOURA (RÓSEO), PARA MELHOR VISUALIZAÇÃO DOS COEFICIENTES “ANGULARES” DE SUSTENTAÇÃO. 2º. Formato: DEFININDO-SE O “APP” E O CORRESPONDENTE ESPECTRO COLORIDO “REVELADOR” – (“DIAGNÓSTICO”) FATOR MULTIPLICADOR EMPREGADO NO “APP” - (PÁGINAS-SLIDES SEGUINTES) -

131

Francisco Bedê CÍRCULO TRIGONOMÉTRICO Gráfico ou Aplicativo Diagramático Cartesiano de CAS

EIXO DOS SENOS

490,00

EIXO

DAS TANGENTES

440,00

CONSTRUINDO-SE O CÍRCULO TRIGONOMÉTRICO COM DEFINIÇÃO DE CORES

390,00

(49 intervalos)

340,00 290,00

QUADRANTE I

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

EIXO DOS COSENOS

≈ 474,7936634

436,896

388,448

132

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 de CAS

EIXO DOS SENOS

EIXO

490,00 NHD 440,00

CONSTRUINDO-SE O CÍRCULO TRIGONOMÉTRICO COM DEFINIÇÃO DE CORES

DAS TANGENTES

390,00

(49 intervalos)

340,00 290,00

QUADRANTE I

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

EIXO DOS COSENOS

≈ 474,7936634

436,896

388,448

133

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 CAS CONSTRUINDO-SE O CÍRCULO TRIGONOMÉTRICO COM DEFINIÇÃO DE CORES

EIXO DOS SENOS

EIXO

NHD

DAS TANGENTES

440,00 390,00

(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

≈ 474,7936634

436,896

388,448

134

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 CAS CONSTRUINDO-SE O CÍRCULO TRIGONOMÉTRICO COM DEFINIÇÃO DE CORES

EIXO DOS SENOS

EIXO

NHD

DAS TANGENTES

440,00 390,00

(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

≈ 474,7936634

135

436,896

Não há decolagens

388,448

QUADRANTE III

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 CAS

EIXO DOS SENOS

EIXO

NHD

CONSTRUINDO-SE O CÍRCULO TRIGONOMÉTRICO COM DEFINIÇÃO DE CORES

DAS TANGENTES

440,00 390,00

(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

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)

Francisco Bedê CÍRCULO TRIGONOMÉTRICO Gráfico ou Aplicativo Diagramático Cartesiano de CAS

EIXO DOS

EIXO

NHD

390,00 340,00

m = CAS = 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

EIXO DOS COSENOS (49 intervalos)

≈ 474,7936634

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

436,896

Tarjeta de valores para o Eixo Y

388,448

(49 intervalos)

340,000

291,552

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

243,103

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

194,654

97,758

49,31

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

146,206

m = CAS

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

DAS TANGENTES

440,00

(49 intervalos)

Observação:

m m

490,00

PARA Ɵ = 45,00º FINALIZA-SE O GRÁFICO OU APLICATIVO DIAGRAMÁTICO CARTESIANO (PADRÃO) DE CAS (de 49 intervalos), NO QUADRANTE I

SENOS (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 CAS (PADRONIZADO)

SENOS (49 intervalos ) m m m

490,00

EIXO

DAS

m TANGENTES

NHD 440,00 390,00

Para Ɵ = 53,07º -

340,00 (49 intervalos)

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

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

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

146,206

490 hp ÷ 1,33 = 368,42 hp

97,758

49,31

O CAS RESULTANTE, DE VALOR IGUAL A 1,33 REFERE-SE AO ÂNGULO Ɵ = 53,07º Decorrente de 490 kg ÷ 368,42 hp = 1,33

EIXO DOS COSENOS (38,02 intervalos)

NHD = Não há decolagens

(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 440,00 390,00

GRÁFICO OU APLICATIVO DIAGRAMÁTICO CARTESIANO PADRÃO DE CAS (PADRONIZADO)

(49 intervalos)

340,00 290,00 240,00

QUADRANTE I

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

EIXO DOS COSENOS (38,02 intervalos)

NHD = Não há decolagens 0 368,42

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

(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

OBS.: CAS calculado para padrões ISA – (International Standard Atmosphere), conforme já anotado anteriormente.

RD Setores de decolagens

440,00 NHD

m = Coeficiente “Angular” de Sustentação (CAS )

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

CAS 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 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

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

140

(*) 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 CONVENÇÃO DE “TIPOS DE DECOLAGENS” versus

“CUSTOS ESPECÍFICOS” – (3º. formato = caráter informativo)

CAS = 7,60

Decolagens inesperadas (de “notável” eficiência) CAS = 6,89

Decolagens eficientes Obs.: na relação custo (operacionalidade) x benefício (segurança de voo), o resultado é buscado com o menor dispêndio financeiro possível.

Decolagens eficazes Obs.: na relação custo (operacionalidade) x benefício (segurança de voo), o resultado é buscado sem preocupação de que seja com maior dispêndio financeiro.

SETOR AMARELO: setor de incertezas e/ou setor de “meio” sucesso de decolagens

CAS = 6,88 CAS = 6,00 CAS = 2,42 CAS = 2,41

CAS = 1,33

141

SETORES: VERDE E AZUL setor de decolagens normais - (setores de “certeza” de decolagens)

Francisco Bedê 1º. Formato: “aplicativo”

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.

tg 53,07º = = m = 1,33

Eixo Y – PMD (kg)

490,00

440,00

Setores de decolagens NHD

290,00

APLICATIVO PADRÃO DIAGRAMÁTICO DE CAS

240,00 190,00

NHD

FND (aviões eficientes) INDÚSTRIAS

0,00017

1,33

1,75

2,42

6,00

340,00

3,64

“DIAGNÓSTICO”

FND

5729,57 20,74

FND

390,00

FND (aviões eficazes)

NHD v

AERONÁUTICAS

140,00 90,00 NHD = Não há decolagens

CONVENÇÃO:

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

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

142

“TIPOS DE DECOLAGEM” versus “CUSTOS ESPECÍFICOS” 2º. Formato: tipo “lâmina” (auto-identificadora de valores na horizontal referentes a coeficientes “angulares”)

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

QUANDO SE EMPREGA NÚMERO MULTIPLICADOR NO APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRONIZADO:

(Número multiplicador = ?

490,00

440,00

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), (proporcionalmente nos dois eixos), DE MODO QUE OS VALORES RESULTANTES SEJAM LEVEMENTE SUPERIORES AOS VALORES DO AVIÃO CONSIDERADO, TANTO EM kg COMO EM hp.

Setores de decolagens NHD FND

390,00

FND

340,00 290,00 240,00 190,00 140,00

NHD

90,00

APLICATIVO PADRÃO DIAGRAMÁTICO DE CAS

40,00

Eixo X – POT (hp)

368,42

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 =

página-slide

seguinte

teríamos,

portanto,

APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRÃO correspondente ao hexamotor AN-225, pois que::

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 =

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

143

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

AVIAÇÃO A JATO: de empuxo = força F (N, kN, tnf, kgf, etc., convertida para “lbf”).

USAR AS FÓRMULAS ABAIXO Principais exemplos de aviões providos com motores turbofans e/ou turbojets (lbf), utilizando querosene de aviação.

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

325,71 ]

CAS = [ PMD (kg) ]

Fórmula (XX)

Fórmula (XXI)

144

[ POT (hp) ]

Francisco Bedê ANTONOV AN-225 Eixo Y – PMD (kg)

0,00017

1,33

1,75

2,42

ANTONOV AN-225 MRIYA

3,64

686.000

6,00

5729,57 20,74

“DIAGNÓSTICO”

(Número multiplicador = 1.400

616.000 NHD

NHD

546.000

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

NHD v

476.000 ANTONOV

406.000 336.000 CAS =

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 CAS

56.000

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

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 =

CAS = 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

PMD = 640.000 kg POT = 6 x 51.600 lbf = 309.600 lbf VLOF = 173 kt (tabela α)

3,89 (m= CAS = tg 75,59º)

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

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

(Número multiplicador = 200)

98.000

6,00

Eixo Y (kg) PMD

“DIAGNÓSTICO”

5729,57 20,74

APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRONIZADO IDENTIFICANDO EMBRAER KC-390

NHD v

78.000 E M B R AER

68.000 58.000 CAS =

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

CAS = m = PMD ÷ POT = = 86.999 ÷ 23.660 = = 3,67

18.000

PMD = 86.999 kg POT = 2 x 31.330 lbf = = 62.660 lbf VLOF = 123 kt (tabela α)

(Crédito)

8.000 Eixo X (hp) POTÊNCIA

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

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 IDENTIFICANDO EMBRAER E195-E2

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

Eixo Y (kg) PMD

6,00

5729,57 20,74

“DIAGNÓSTICO”

(Número multiplicador = 150)

73.500

NHD

66.000

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

NHD

58.500 E M B R AER

51.000

43.500 CAS =

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 CAS = m = PMD ÷ POT = = 59.400 ÷ 16.614 = = 3,57

13.500 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

147

PMD = 59.400 kg POT = 2 x 22.000 lbf = = 44.000 lbf VLOF = 123 kt (tabela α)

Francisco Bedê

(Número multiplicador = 200)

98.000

NHD

88.000

FND (aviões eficientes)

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

Eixo Y (kg) PMD

“DIAGNÓSTICO”

5729,57 20,74

BOEING 737 MAX 8

FND (aviões eficazes)

NHD v

78.000 BOEING

68.000 58.000

CAS = 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

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 = 1.937,9333 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

148

PMD = 82.191 kg POT = 2 x 29.317 lbf = = 58.634 lbf VLOF = 145 kt (tabela α) CAS = 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: CAS = 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

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

Eixo Y (kg) PMD

“DIAGNÓSTICO”

5729,57 20,74

BOEING 787-9 DREAMLINER (Número multiplicador = 550)

269.500

NHD

FND (aviões eficientes)

242.000

FND (aviões eficazes)

NHD v

214.500 BOEING

187.000 159.500 132.000

CAS = 3,87

104.500 77.000

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

49.500

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

22.000 Eixo X (hp) POTÊNCIA

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

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

6,00

Eixo Y (kg) PMD

“DIAGNÓSTICO”

5729,57 20,74

BOEING 787-9 DREAMLINER (Número multiplicador = 550)

269.500

NHD

FND (aviões eficientes)

242.000

FND (aviões eficazes)

NHD v

214.500 XIAN AIRCRAFT CORPORATION

187.000 159.500 CAS = 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

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

77.000 49.500

22.000 Eixo X (hp) POTÊNCIA

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

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 CAS = 4,37

Francisco Bedê IDENTIFICANDO O AIRBUS A-380-800 0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

AIRBUS A380-800

6,00

(Número multiplicador = 1.200

588.000

“DIAGNÓSTICO”

5729,57 20,74

Eixo Y – PMD (kg)

528.000 468.000

NHD

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

NHD v

408.000 AI R B U S

348.000 288.000 228.000

CAS = 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 CAS = m = PMD ÷ POT = = 575.000 ÷ 152.957 = = 3,76

48.000

Eixo X – POT (hp)

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

151

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

Francisco Bedê 0,00017

1,33

1,75

2,42

6,00

5729,57 20,74

Eixo Y – PMD (kg)

3,64

“DIAGNÓSTICO”

AIRBUS A-350-1000 & A-340-600 (Número multiplicador = 1.200

563.500

NHD

FND (aviões eficientes)

506.000

FND (aviões eficazes)

NHD v

448.500 AIRBUS

391.000 333.500 276.000 CAS = 3,37

218.500

CAS = 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

CAS = 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

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 CAS = 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

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 0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

5729,57 20,74

Eixo Y – PMD (kg)

“DIAGNÓSTICO”

AIRBUS A-330-300 & A-320-200 (Número multiplicador = 1.200

563.500

NHD

FND (aviões eficientes)

506.000

FND (aviões eficazes)

NHD v

448.500 AIRBUS

391.000 333.500 276.000 CAS = 3,51

218.500

CAS = 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

CAS = 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

153

CAS = 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

NHD

FND (aviões eficazes)

FND (aviões eficientes)

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

5729,57 20,74

“DIAGNÓSTICO”

McDONNELL DOUGLAS

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

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

NHD

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 CAS = 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 CAS = m = PMD ÷ POT = = 273.294 ÷ 88.499 = = 3,09

154

Francisco Bedê 0,00017

1,33

1,75

2,42

6,00

5729,57 20,74

Eixo Y (kg) PMD

3,64

“DIAGNÓSTICO”

BAE AVRO RJ85 (Número multiplicador = 150)

73.500

NHD

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 CAS = 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

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

6.000 Eixo X (hp) POTÊNCIA

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

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

3,64

(Número multiplicador = 80)

6,00

5729,57 20,74

Eixo Y (kg) PMD

“DIAGNÓSTICO”

39.200

NHD

35.200

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

NHD v

31.200 SUKHOI

27.200 23.200 19.200

CAS = 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

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

7.200

3.200 Eixo X (hp) POTÊNCIA

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

CAS ≈ 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

156

Francisco Bedê 0,00017

1,33

1,75

2,42

6,00

3,64

PMD

“DIAGNÓSTICO” 5729,57 20,74

IDENTIFICANDO SUPERSÔNICOS: F-22 RAPTOR; T-50 PAK FA; &; Eixo Y (kg) SU-35 S (Número multiplicador = 80)

39.200

NHD

35.200

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

NHD v

31.200 EUA & RÚSSIA

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

15.200

CAS = 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

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 CAS = 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

CAS = 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

157

P (hp) = [ 2 x 19.400 ] x [ 150 ÷ 325,71 ] = = 38.800 x 0,4605 = 17.867 hp CAS = 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 COMPARAÇÃO ENTRE OS DOIS MAIORES CAÇAS SUPERSÔNICOS xxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxxx DE EFICÁCIA COMPROVADA F-22 RAPTOR da USAF (Força Aérea dos Estados Unidos)

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)

(CAS = PMD ÷ hp)

CAS = 1,75

CAS= 1,86

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

Relação empuxo/peso: 1,4 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 ]

CAS = [ PMD (kg) ] 158

[ POT (hp) ]

Francisco Bedê 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 CAS = 1,86

159

Francisco Bedê OS 9 CAÇAS-BOMBARDEIOS SUPERSÔNICOS MAIS IMPORTANTES Eixo Y (kg) PMD

XB-70 VALKYRIE: PMD = 250.000 kg; POT = 6 x 80 tnf; CAS = 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; CAS = 2,60

242.000

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

214.500

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

187.000

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

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

132.000 104.500

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

77.000

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

49.500

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

22.000 Eixo X (hp) POTÊNCIA

202.631,0

187.000,0

160.353,6

133.706,65

107.059,7

80.413,3

53.766,9

27.120,5

ou 1.225 kmh VELOCIDADE DO SOM

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

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)

Eixo Y (kg) PMD

(Número multiplicador = 50)

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

0,00017

1,33

1,75

6,00

NHD 19.500

3,64

22.000

2,42

“DIAGNÓSTICO”

5729,57 20,74

24.500

NHD v

17.000 LOCKHEED MARTIN 14.700 kg

14.500 CAS = 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

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

4.500

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

2.000

Eixo X (hp)

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

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

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 CAS = 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

6,00

5729,57 20,74

Eixo Y (kg) PMD

3,64

“DIAGNÓSTICO”

ANTONOV An-124-100 BOEING 747-100 JUMBO (Número multiplicador = 900)

441.000

NHD

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 CAS = 3,99

216.000

CAS = 3,39

171.000

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

126.000

CAS = 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) CAS = m = PMD ÷ POT POTÊNCIA

331,578,0

306.000,0

262.396,8

218.792,7

175.188,6

131.585,4

87.982,2

44.379

= 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

162

B-747 JUMBO

FND (aviões eficientes)

0,00017

1,33

1,75

3,64

6,00

NHD

2,42

“DIAGNÓSTICO” 20,74

5729,57

Francisco Bedê

FND (aviões eficazes)

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 ]

CAS = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ]

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

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

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

CAS = 3,34

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

163

Francisco Bedê 0,00017

1,33

1,75

3,64

6,00

2,42

“DIAGNÓSTICO”

5729,57 20,74

MC-15J CRI CRI TWIN TURBO JET MC-15J Eixo Y (kg) (menor avião bi-reator) PMD

490,00

NHD

440,00

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

NHD v

DOMINIQUE BONNAIRE

390,00 340,00 CAS = 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

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

Não há decolagens

40,00

Eixo X (hp) POTÊNCIA

368,421

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

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

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

66.000

FND (aviões eficazes)

FND (aviões eficientes)

0,00017

1,33

1,75

3,64

6,00

NHD

2,42

“DIAGNÓSTICO”

5729,57 20,74

Eixo Y (kg) PMD

IDENTIFICANDO AVIÕES DA SÉRIE SUKHOI SUPERJET 100

NHD v

SUKHOI

58.500 51.000

CAS = 4,75 CAS = 4,64

43.500

CAS = 4,41 CAS = 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

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

13.500 Eixo X (hp) POTÊNCIA

6.000

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

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

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 =

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

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

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

7.267,2495 hp 1.453,4499 hp 726,72499 hp 242,24166 hp 5.813,7999 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 CAS = PMD ÷ POT = 38.820 ÷ 9.118 = 4,26

Francisco Bedê

(Número multiplicador = 50)

24.500

NHD

22.000

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 GRIPEN NG

NHD v

SAAB

19.500 17.000

CAS = 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

CAS = 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

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

NHD

35.200

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

BOEING & DASSAULT

31.200 27.200 CAS = 3,41 CAS = 3,22

23.200

19.200 RAFALE HORNET

15.200 11.200 7.200 3.200 Eixo X (hp) POTÊNCIA

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 = 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 CAS = PMD ÷ POT = = 29.937 ÷ 8.780 = 3,41

Tarjeta de valores para o Eixo Y

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

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 CAS = PMD ÷ POT = = 24.500 ÷ 7.598 = 3,22

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

Eixo Y (kg) PMD

“DIAGNÓSTICO”

5729,57 20,74

IDENTIFICANDO: HORNET & RAFALE

NHD v

Francisco Bedê

(Número multiplicador = 200)

NHD

88.000

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

CHENGDU AIR CORPORATION

78.000 68.000 CAS = 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

CAS = 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

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

168

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

Eixo Y (kg) PMD

98.000

“DIAGNÓSTICO”

5729,57 20,74

IDENTIFICANDO CHENGDU J-20

NHD v

Francisco Bedê

(Número multiplicador = 80)

39.200

NHD

35.200

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: MIG - 35

FND (aviões eficazes)

NHD v

MIKOYAN

31.200 27.200 CAS = 3,66 CAS = 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

CAS = 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

169

Francisco Bedê APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRONIZADO IDENTIFICANDO O VSS ENTERPRISE

+ 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 CAS = 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

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 VLOF (valor médio estimado para os 3 modelos) = 120 kt

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] =

= [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

CAS = PMD ÷ hp = 33.112 ÷ 7.426 = 4,46

CAS = PMD ÷ hp = 20.640 ÷ 5.247 = 3,93

CAS = PMD ÷ hp = 18.008 ÷ 5.280 = 3,41

NHD

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 DASSAULT: FALCON 8X; FALCON 900; FALCON 50EX VLOF (valor médio estimado para os 3 modelos) = 120 kt

Eixo Y (kg) PMD

(Número multiplicador = 80)

DASSAULT FALCON 8X PMD = 33.112 kg POT = 3 x 6.722 lbf = 20.166 lbf = = 9.592 hp; 19 passageiros CAS = 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 CAS = 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 CAS = 3,41

15.200 11.200 7.200

FALCON 8X

3.200

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

172

Francisco Bedê

AVIAÇÃO CONVENCIONAL: potência (hp)

USAR A FÓRMULA ABAIXO Principais exemplos de aviões, (antigos e modernos, pequenos e pesados), providos com motores convencionais de potência “hp”, utilizando gasolina de aviação.

CAS = [ PMD (kg) ]

[ POT (hp) ]

Fórmula (XXI)

173

Francisco Bedê

490,00

NHD

440,00

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

0,00017

1,33

1,75

3,64

6,00

Eixo Y (kg) PMD

2,42

“DIAGNÓSTICO”

5729,57 20,74

MC-15 CRI CRI TWIN SINGLE-CYLINDER PISTONS (menor avião bimotor a pistão)

NHD v

COLOMBAN

390,00 340,00 290,00

CAS = 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

CAS = m = PMD ÷ POT = = 170 ÷ 30 = 5,66

Não há decolagens

40,00

https://pt.wikipedia.org/wiki/Colomban_Cri-cri

Eixo X (hp) POTÊNCIA

368,421

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

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

174

Francisco Bedê IDENTIFICANDO BV-138 B-1

24.500

NHD

22.000

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

(Número multiplicador = 50)

6,00

5729,57 20,74

Eixo Y (kg) PMD

“DIAGNÓSTICO”

NHD v

BLOHM & VOSS

19.500 17.000 14.500

CAS = 5,57

1937

12.000

BV-138 B-1 PMD = 14.700 kg POT = 3 x 880 = 2.640 hp

9.500 7.000

CAS = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ] = = 14.700 ÷ 2.640 = 5,57

4.500

Não há decolagens

2.000

Eixo X (hp) POTÊNCIA

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

175

https://pl.m.wikipedia.org/wiki/ Blohm_%26_Voss_Bv_138

Francisco Bedê

(Número multiplicador = 20)

9.800

NHD

8.800

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

Eixo Y (kg) PMD

“DIAGNÓSTICO”

5729,57 20,74

IDENTIFICANDO BV-141

NHD v

BLOHM & VOSS

7.800 6.800

1940

5.800

CAS = 3,96

4.800 3.800

BV-141 PMD = 6.100 kg POT = 1.538 hp

2.800

1.800

CAS = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ] = = 6.100 ÷ 1.538 = 3,96

Não há decolagens

800

Eixo X (hp) POTÊNCIA

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

176

https://en.wikipedia.org/wiki/Bloh m_%26_Voss_BV_141#Specific ations_(BV_141_B-02_[V10])

Francisco Bedê

NHD

8.800

FND (aviões eficazes)

1,33

1,75

2,42

3,64

FND (aviões eficientes)

0,00017

(Número multiplicador = 20)

9.800

6,00

Eixo Y (kg) PMD

“DIAGNÓSTICO”

5729,57 20,74

IDENTIFICANDO P-47

NHD v

REPUBLIC AVIATION

7.800 6.800 CAS = 3,05

5.800 4.800

CAS = [ 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 2.800 1.800 800 Eixo X (hp) POTÊNCIA

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

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

NHD

B-26

22.000

FND (aviões eficazes)

1,33

1,75

2,42

3,64

FND (aviões eficientes)

0,00017

(Número multiplicador = 50)

24.500

6,00

Eixo Y (kg) PMD

“DIAGNÓSTICO”

5729,57 20,74

IDENTIFICANDO B-25J MITCHELL & B-26G MARAUDER – (MARTIN)

NHD v

MARAUDER & MITCHELL

19.500 17.000 CAS = 4,47

14.500

CAS = 4,68

12.000

B-25 B-26 CAS = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ] = = 17.000 ÷ 3.800 = 4,47

9.500 7.000

B-25 CAS = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ] = = 15.910 ÷ 3.400 = 4,68

4.500 2.000

Eixo X (hp) POTÊNCIA

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

178

B-25: http://en.wikipedia.org/wiki/North_American_B -25_Mitchell#Specifications_.28B-25J.29

Francisco Bedê

NHD

17.600

FND (aviões eficazes)

1,33

1,75

2,42

3,64

FND (aviões eficientes)

0,00017

(Número multiplicador = 40)

19.600

6,00

Eixo Y (kg) PMD

“DIAGNÓSTICO”

5729,57 20,74

IDENTIFICANDO P-38 L

NHD v

LOCKHEED CORPORATION

15.600 13.600 CAS = 3,06

11.600 9.600

P-38 LIGHTNING (Avião de Saint Exupéry)

7.600

P-38L CAS = [ 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

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

179

Francisco Bedê 0,00017

1,33

1,75

3,64

6,00

20,74

Eixo Y (kg) PMD

2,42

“DIAGNÓSTICO”

IDENTIFICANDO C-24 C GLOBEMASTER II (Número multiplicador = 200)

98.000

NHD

88.000

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

NHD v

BOEING

78.000 68.000 CAS = 5,80

58.000 48.000 38.000 28.000 18.000

C-124 C GLOBEMASTER II CAS = [ 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 CAS = 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

180

Base Aérea de Saragoza (1967)

Francisco Bedê

(Número multiplicador = 50)

24.500 22.000

NHD

S-40

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

Eixo Y (kg) PMD

“DIAGNÓSTICO”

5729,57 20,74

IDENTIFICANDO SIKORSKY S-40 & Savoia-Marchetti SM.79 Sparviero

NHD v

SIKORSKY & SAVOIA

19.500 17.000 CAS = 6,71

14.500

CAS = 3,89

12.000 S-40 CAS = 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 CAS = PMD ÷ POT = = (10.050 kg) ÷ (3 x 860 hp) = = 10.050 ÷ 2.580 = 3,89

4.500 2.000

18.421,0

17.000,0

14.577,6

12.155,15

9.732,7

7.310,3

4.887,9

2.465,5

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

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

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

“DIAGNÓSTICO”

NHD v

DIVERSAS INDÚSTRIAS AERONÁUTICAS

P-51 D MUSTANG PMD = 5.490 kg POTÊNCIA = 1.490 hp

CAS = 3,68 Produzidos 15.000 caças americanos

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

CAS = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ]

CAS = 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

CAS = 3,48

CAS = 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

CAS = 3,17

CAS = 2,92

CAS = 2,54 Produzidos 10.449 caças japoneses

CAS = 2,37

Produzidos 13.367 caças alemães

Produção USA: não anotada

182

Produzidos 35.000 caças alemães

Francisco Bedê IDENTIFICANDO AVIÕES RAROS Douglas AD (A-1) PMD: 11.340 kg POT: 2.800 hp CAS = 4,05

DO-CLAUDIUS PMD: 4.200 kg POT: 1.000 hp CAS = 4,20

YAKOVLEV YAK-18T PMD: 1.650 kg POT: 360 hp CAS = 4,58

GRUMMAN G-21 GOOSE PMD: 3.636 kg POT: 900 hp CAS = 4,04

BREGUET BR-14P PMD: 1.536 kg POT: 300 hp CAS = 5,12

BREGUET 1050 PMD: 8.200 kg POT: 2.100 hp CAS = 3,90

TRANSAVIA PL-12 PMD: 1.925 kg POT: 300 hp CAS = 6,42

Komet 163 PMD: 4.310 kg POT: 1.213 hp CAS = 3,55

CAS = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ]

NHD

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 (21/4/2007)

NHD

FND (aviões eficazes)

FND (aviões eficientes)

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

5729,57 20,74

“DIAGNÓSTICO”

NHD v

DIVERSAS INDÚSTRIAS AERONÁUTICAS

CAS = 2,41

CAS = 3,17 CAS = 2,56

CAS = 2,72

CAS = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ] CAP 232 PMD = 816 kg POT = 300 hp CAS = 2,72

MX 2 PMD = 975 kg P = 380 hp CAS = 2,56

EXTRA 300S PMD = 952 kg POT= 300 hp CAS = 3,17

EDGE 540 PMD = 817 kg POT = 340 hp CAS = 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)

CAS = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ] = = 14.000 ÷ 2.820 = 4,96 (decolagem de terra)

CAS = 4,35

CAS = 4,96

CAS = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ] = = 12.000 ÷ 2.760 = 4,35 (decolagem de água)

3 motores turboélices (shp)

3 motores radiais (hp)

NHD

FND (aviões eficazes)

FND (aviões eficientes)

NHD v

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

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

CAS = 4,22

720 CAS = [ 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

729,309

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 =

583,962

438,618

293,274

147,93

Tarjeta de valores para o Eixo Y 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

186

Bill Horton “WINGLESS/2” N°. NX-28.993 (1954) PMD = 907 kg; POT = 215 hp CAS = 4,22

Francisco Bedê 0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

Eixo Y (kg) PMD

“DIAGNÓSTICO”

5729,57 20,74

IDENTIFICANDO B-314-A (Número multiplicador = 200)

98.000

NHD

88.000

FND (aviões eficazes)

FND (aviões eficientes)

NHD v

BOEING

78.000 68.000

1939

58.000

CAS = 5,85

48.000

CAS = 3,66

BOEING 314-A - (1939) CAS = [ 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

CAS = 5,85 CONVAIR R3Y-2 CAS = [ 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

187

CONVAIR TRADEWIN REABASTECEDOR R3Y-2 PMD= 74.800 kg POTÊNCIA = 4 x 5.100 hp = = 20.400 hp

CAS = 3,66

Francisco Bedê IDENTIFICANDO O FAREY III-F

PÁGINA HISTÓRICA

SACADURA CABRAL - (piloto);GAGO COUTINHO - (navegador)

Eixo Y (kg) PMD

(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

CAS = 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

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) 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 CAS = (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

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

189

Francisco Bedê IDENTIFICANDO Me 323 D-6 Eixo Y (kg) PMD

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

CAS = 6,16 (43.000 ÷ 6.984)

Não há decolagens

14.000 9.000 4.000

Eixo X (hp)

POTÊNCIA

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

190

(Clique no centro dos vídeoclipes)

Francisco Bedê IDENTIFICANDO HUGHES H-4 Eixo Y (kg) PMD

PÁGINA HISTÓRICA 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; CAS = 7,49

70.000 Não há decolagens

45.000

(Clique no centro do vídeoclipe)

20.000 Eixo X (hp) POTÊNCIA

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

191

NOTA: Originalmente, o Hughes H-4 foi projetado para decolar com 200 ton, fato que não ocorreu porque o CAS 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 IDENTIFICANDO SR-45 PÁGINA HISTÓRICA

Eixo Y (kg) PMD

(Número multiplicador = 500)

(1952)

245.000 220.000 195.000 170.000 145.000

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

CAS = 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

192

(Clique no centro do vídeoclipe)

Francisco Bedê DE HAVILLAND DH-4B PÁGINA HISTÓRICA DH-4B (BIPLANO DE HAVILLAND)

Eixo Y (kg) PMD

(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 CAS = 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

193

Francisco Bedê

AVIAÇÃO TURBOÉLICE (shp= hp):

USAR A FÓRMULA ABAIXO OBS.: “shp” significa potência “hp” no eixo da turbina – (shaft horsepower) Principais exemplos de aviões providos de motores turboélices utilizando querosene de aviação.

CAS = [ PMD (kg) ]

[ POT (hp) ]

Fórmula (XXI)

194

Francisco Bedê

(Número multiplicador = 20)

9.800

NHD

8.800

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

Eixo Y (kg) PMD

“DIAGNÓSTICO”

5729,57 20,74

IDENTIFICANDO EMBRAER EMB-110 (C-95)

NHD v

EMBRAER

7.800 6.800 5.800 CAS = 3,78

4.800 3.800

EMBRAER EMB-110 (C-95) CAS = [ 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

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

195

(Video contendo depoimentos das “velhas águias”: Ozires Silva; Guilherme Cará; Jackson Schneider; Potiguara; Pazini)

Francisco Bedê

(Número multiplicador = 20)

9.800

NHD

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

Eixo Y (kg) PMD

“DIAGNÓSTICO”

5729,57 20,74

SUPER TUCANO EMB-314

NHD v

8.800 EMBRAER

7.800 6.800 CAS = 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

CAS = 3,37

800 Eixo X (hp) POTÊNCIA

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

196

Crédito

COMO O TUCANO EMB-314 TORNOU-SE O A-29 SUPER TUCANO NA USAF

Francisco Bedê

(Número multiplicador = 20)

9.800

NHD

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

Eixo Y (kg) PMD

“DIAGNÓSTICO”

5729,57 20,74

IDENTIFICANDO P180 AVANTI II

NHD v

8.800 PIAGGIO

7.800 6.800 5.800 CAS = 3,08

4.800

PIAGGIO AERO P180 AVANTI II CAS = [ 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 AS POTÊNCIA abaixo de 6,89

Portanto: CAS= 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

197

Francisco Bedê IDENTIFICANDO AVIÃO “BOMBEIRO”, (de combate a incêndios florestais): AF CL-415

NHD

FND (aviões eficazes)

FND (aviões eficientes)

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

5729,57 20,74

“DIAGNÓSTICO”

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)

CAS = [ 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)

CAS = [ 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 CAS = (21.360 ÷ 4.760 ) = 4,49 (mtow de terra, c/outra carga) CAS = (19.890 ÷ 4.760 ) = 4,18 (mtow c/água, a partir da terra) CAS = (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)

CAS = [ 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)

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

AVIAÇÃO ELÉTRICA PARA PASSAGEIROS COMERCIAIS: 1) totalmente elétrico (= shp); 2) híbrido: elétrico + empuxo (= shp + lbf) ALICE: (EVIATION COMPANY) – Avião totalmente elétrico (shp) Principal exemplo de avião provido totalmente de motores elétricos recebendo energia “limpa, sustentável, renovável e de baixo custo”: energia proporcionada por baterias. Deverá voar até o fim do 1º. semestre de 2020. Usar fórmula: CAS = [ PMD (kg) ]

[ POT (hp) ]

Fórmula (XXI)

O uso de baterias para fazerem voar aviões de passageiros será o próximo passo a ser dado pela Aviação Comercial, Aviação Regional e Aviação de Taxi Aéreo em todo o mundo, de modo que haja uma economia de 40% nas operações desses setores. E-FAN X: (AIRBUS) – Avião híbrido: misto de “elétrico” (shp) + “empuxo” (lbf) Principal exemplo de avião provido de 1 (um) motor elétrico recebendo energia de baterias e de 3 (três) motores turbofans consumindo querosene de aviação. Usar fórmulas: P (hp) = [ F (lbf) ] x [ VLOF (kt)

325,71 ]

CAS = [ PMD (kg) ]

[ POT (hp) ]

Fórmula (XXI)

Fórmula (XX)

E requerendo complementação de cálculos como se verá adiante com o modelo: E-FAN X, da AIRBUS. 200

Francisco Bedê

ALICE: 1º. AVIÃO TOTALMENTE ELÉTRICO DESTINADO A PASSAGEIROS COMERCIAIS ALICE (EVIATION)– fully electric design = 3 motores totalmente elétricos Projeto original para 9 passageiros com bagagem individual (= 900 kg) e mais 2 pilotos com bagagem (= 200 kg) EVIATION ALICE WORLD´S

FIRST ELECTRIC AIRCRAFT FOR PASSENGERS ALICE WORLD´S FIRST ALL-ELECTRIC AIRCRAFT

CONSTRUINDO O PRIMEIRO AVIÃO ALICE

AVIAÇÃO ELÉTRICA 201

Francisco Bedê

ALICE (EVIATION) – foi apresentado na feira Paris Air Show, entre 17 e 23/junho/2019 DESCRIÇÕES/ESPECIFICAÇÕES - https://en.wikipedia.org/wiki/Eviation_Alice Descrições gerais O avião ALICE é uma aeronave totalmente elétrica em desenvolvimento pela EVIATION AIRCRAFT OF ISRAEL . Construído 95% a partir de materiais compósitos, será controlado por fly-bywire e alimentado por 3 (três) hélices “empurradoras” (push): 2 (duas) bipás nas pontas das asas e 1 (uma) tripá na fuselagem traseira. O primeiro voo foi planejado para ser realizado em junho último, (junho/2019), mas não ocorreu. O programa de certificação deve levar de dois a três anos, para 9 (nove) passageiros e 2 (dois) pilotos. As baterias devem oferecer um alcance de 540 a 650 milhas náuticas, (=1.000 a 1.200 km), a 240 kt (= 440 kmh), com custo operacional direto muito menor do que as aeronaves turboélices (consumindo querosene de aviação). Duas versões da aeronave ALICE estão planejadas. O modelo inicial, não pressurizado, será destinado a operações de táxi aéreo, com energia armazenada em uma bateria de íons de lítio. O protótipo da EVIATION está em desenvolvimento para voar no primeiro semestre de 2020 e será certificado sob a FAR Parte 23 para IFR. O segundo modelo, pressurizado, será uma aeronave executiva ER, de alcance estendido, disponível até o ano de 2023, por US $ 2,9 milhões, com uma bateria ar-alumínio mais poderosa com um buffer de polímero de lítio, uma cabine pressurizada a 1.200 m (4.000 pés) no nível de voo cruzeiro FL 280, a uma velocidade “cruzeiro” de 444 kmh (240 kt) e alcance de 1.367 km (738 milhas náuticas). Com células de 260 Wh / kg, a capacidade de energia da bateria Li-Ion de 980 kWh (3.460 kg) fornece ao design um alcance de 540 a 650 milhas náuticas (=1.000 a 1.200 km), a 240 nós, a 10.000 pés de altitude. Prevê-se um aumento da autonomia de voo à medida que a tecnologia da bateria melhora. As baterias foram testadas em mais de 1.000 ciclos, equivalentes a 3.000 horas de voo, e exigirão substituição a um custo de US $ 250.000 – (metade do custo operacional direto, semelhante a uma revisão do motor de pistão. Com células de 260 Wh / kg, a capacidade da bateria de 900 kWh (3.460 kg) fornece ao design um alcance de 540 a 650 milhas náuticas (=1.000 a 1.200 km), na velocidade de 240 nós, a 10.000 pés de altitude. Prevê-se um aumento da autonomia de voo à medida que a tecnologia da bateria melhora. 202

Francisco Bedê BATERIAS - Com base nos preços da eletricidade industrial nos EUA, o custo operacional direto com 9 (nove) passageiros e 2 (dois) tripulantes, voando a 240 kt (440 kmh), será de US $ 200 por hora. O trem de pouso, (elétrico), terá uma voltagem mais alta que os demais sistemas elétricos do avião. Os carregadores de 300 kW e 400 kW serão recarregados após uma hora de voo em meia hora. Três motores de 260 kW (350 shp) acionam hélices montadas nas pontas das asas, localizadas nos vórtices para melhorar a eficiência e montadas na cauda. A aeronave não pressurizada terá uma fuselagem plana mais baixa. A empresa italiana MAGNAGHI AERONAUTICA fornecerá o trem de pouso, que já produziu o trem para o Piaggio P.180 Avanti de tamanho semelhante. Será construído com a tecnologia existente, incluindo uma estrutura composta, propulsão distribuída com motores elétricos da SIEMENS e sistemas de controle de voo da HONEYWELL, incluindo pouso automático. As estações móveis de carregamento oferecem uma hora de voo por meia hora de carga. Com 3.700 kg, a bateria é responsável por 60% do peso de decolagem da aeronave.

Especificações técnicas - (aplicação em taxi aéreo) Tripulação: 2 Capacidade: 9 passageiros, carga útil máxima de 1.250 kg Comprimento: 12,2 m Envergadura: 16,12 m Peso máximo de decolagem: 6.350 kg Capacidade de “energia” disponível: 900 kWh, a partir de células de baterias “íon de lítio” Grupo motopropulsor: 3 motores elétricos, 260 kW (350 shp), cada um Velocidade de cruzeiro: 482 kmh = 300 mph, (a 3.000 m = 10.000 pés) Alcance: 1.046 km incluindo reserva para voo IFR Teto de serviço: 9.100 m (29.900 pés) Velocidade de aproximação : 185 kmh; 115 mph; 100 kt

203

Francisco Bedê

ALICE – AVIÃO DESTINADO A PASSAGEIROS COMERCIAIS Detalhamento – (visual, células elétricas, etc.)

Peso das baterias instaladas em 78 células do assoalho do avião = 3.500 kg 10 baterias nas asas (5 baterias em cada asa); 48 baterias na fuselagem traseira (embaixo da cabine de passageiros); 20 baterias na fuselagem dianteira (embaixo do cockpit).

204

Francisco Bedê

ALICE (EVIATION)– fully electric design = 3 motores totalmente elétricos Projeto original para 9 passageiros com bagagem individual (= 900 kg) e mais 2 pilotos com bagagem própria (= 200 kg) https://en.wikipedia.org/wiki/Eviation_Alice https://en.wikipedia.org/wiki/Eviation_Alice#Specifications_(air_taxi_model)

CARACTERÍSTICAS GERAIS VLOF = liftoff speed = 100 kt (valor estimado) Maximum takeoff weight – mtow = 6.350 kg Peso de 2 tripulantes e 9 passgeiros com respectivas bagagens: (2x100) + (9x100) = 1.100 kg Peso das baterias = 3.500 kg Disponibilidade de peso = 6.350 – 1.100 – 3.500 = 1.750 kg Powerplant (versão A) = 3 x electric motors = (2 x 375 shp) + (1 x 350 shp) = 750 + 350 = 1.100 shp Powerplant (versão B) = 3 x electric motors = (3 x 260 kW) = 780 kW = 1.046 shp (A) CAS = mtow (kg) ÷ powerplant (shp) = 6.350 (kg) ÷ 1.100 (shp) = 5,77 (B) CAS = mtow (kg) ÷ powerplant (shp) = 6.350 (kg) ÷ 1.046 (shp) = 6,07 205

Francisco Bedê

tg 53,07º = = m = 1,33 (Número multiplicador = 20)

Eixo Y – PMD (kg)

9.800

RD v

FND

FND (aviões eficientes)

NHD

8.800

FND (aviões eficazes)

0,00017

1,33

1,75

3,64

6,00

NHD

2,42

“DIAGNÓSTICO”

5729,57 20,74

ALICE

NHD v

EVIATION

NHD v

7.800 6.800

CAS = 6,07

A B

5.800

CAS = 5,77

ALICE EVIATION PMD = 6.350 kg (versão A) POT = 3 x electric motors = = (3 x 260 kW) = 780 kW = 1.046 shp CAS = mtow (kg) ÷ powerplant (shp) = = 6.350 (kg) ÷ 1.046 (shp) = 6,07

4.800 3.800 2.800

CAS = 6.350 ÷ 1.046 = 6,07 (para avião elétrico = tg 80,65º)

CAS = 6.350 ÷ 1.100 = 5,77 (para avião elétrico = tg 80,17º)

1.800 800

Eixo X POT (hp)

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

206

(versão B) POT = 3 x electric motors = = (2 x 375 shp) + (1 x 350 shp) = = 750 + 350 = 1.100 shp CAS = mtow (kg) ÷ powerplant (shp) = = 6.350 (kg) ÷ 1.100 (shp) = 5,77

Francisco Bedê E-FAN X: 1º. GRANDE AVIÃO HÍBRIDO - (ELÉTRICO shp + EMPUXO lbf) DESTINADO A AVIAÇÃO COMERCIAL E-FAN X – hybrid design = 1 motor elétrico + 3 motores turbofans Projeto original para 112 passageiros com bagagem individual (= 11.200 kg) & versão carga QT; & versão de modificação rápida QC. DESCRIÇÕES/ESPECIFICAÇÕES – Fontes de consulta: 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 de Coeficiente “Angular” de Sustentação = CAS = 3,43 (*) (*) CAS para 3 motores turbofans + 1 motor elétrico Descrições gerais E-FAN X = Um salto gigantesco em direção ao voo de emissão zero Este tratado é concluído em 2019. Como Autor do estudo, estou convicto de que o avião E-FAN X será o próximo passo na jornada de eletrificação da Airbus e um grande salto no sentido de alcançar um voo de total emissão zero nos próximos 20 anos. Espera-se que este ambicioso Demonstrador de aeronave híbrido-elétrico alcance uma economia significativa de combustível quando embarcar para seu primeiro voo previsto para ocorrer entre 2020 e 2021. 207

Francisco Bedê Um demonstrador de voo híbrido-elétrico complexo

(4) (3)

(2) (1)

O E-FAN X é um demonstrador de aeronave híbrido-elétrico complexo. Na aeronave de teste, um dos quatro motores a jato será substituído por um motor elétrico de 2MW, equivalente aproximadamente a 2.682 hp, portanto, sendo alimentado por um sistema de geração de energia a bateria. Detalhe técnico muito importante Quando é necessária alta energia, por exemplo, na decolagem, o GERADOR e a BATERIA fornecem energia juntos. Viagens aéreas mais inteligentes para todos Para que a indústria da aviação atinja sua meta de redução de 75% do CO2 em novas aeronaves até 2050, é necessário acelerar as futuras tecnologias em mobilidade elétrica. O E-FAN X deve alcançar uma economia significativa de combustível. O objetivo do projeto é amadurecer a tecnologia, o desempenho, a segurança e a confiabilidade, acelerando assim o progresso na tecnologia híbrido-elétrica. Também, é estabelecer os requisitos para certificação futura de aeronaves comerciais movidas a eletricidade. ESPECIFICAÇÕES NOMINAIS: Projeto híbrido a partir do jato BAe-146-100/200/300 VLOF = liftoff speed = 150 kt (valor estimado de velocidade para sair do solo) Peso máximo de decolagem (mtow): 42.184 kg Potência instalada (powerplant) para projeto híbrido: motorização turbofan: 3 x 6.970 lbf = 20.910 lbf motorização elétrica: 1 x 2 MW = 2.682 hp (conforme site do link 17, anotado em pág. anterior) 208

Francisco Bedê

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. https://pt.wikipedia.org/wiki/British_Aerospace_146#Especifica%C3%A7%C3%B5es_(BAe_146-200)

FORNECIMENTO ELÉTRICO Distribuição elétrica de 3000V DC

- GERADOR Sistema de geração de energia elétrica

(1) (2)

Números de ordem de TURBOFANS: (1) & (2) & (4) TRANSMISSÃO

MOTORIZAÇÃO TURBOFAN: motores 1, 2 e 4 3 (três) motores turbofans, cada um com 6.970 lbf, totalizando 20.010 lbf

MOTORIZAÇÃO ELÉTRICA: motor nº. 3 1 (um) motor elétrico, de 2 MW (= 2.682 hp)

(3)

(4)

DE DADOS Instrumentação

ARMAZENAMENTO DE ENERGIA ELÉTRICA Baterias de alta potência

Potência total da motorização híbrida: 6.970 lbf + 2 MW

209

para teste de voo com telemetria

Francisco Bedê

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/ https://forbes.uol.com.br/negocios/2017/11/siemens-airbus-e-rolls-royce-se-unem-para-projetar-motor-hibrido-eletrico/

(1) (2)

ARMAZENAMENTO DE ENERGIA ELÉTRICA Seis (6) células alojando baterias de alta potência no assoalho do avião

(3)

(4)

GERADOR - Sistema de geração de energia elétrica

210

Francisco Bedê

Ventiladores elétricos

Motor Nº. 4

Adaptação de ventiladores

MOTOR TURBOFAN

ARQUITETURA HÍBRIDA SERIAL MOTOR ELÉTRICO DE 2 MW

ELETRÔNICA DA POTÊNCIA MOTORIZADA

AE 3007: VENTILADOR & NACELE

E-FAN X BAe-146-200 AIRBUS

Motor Nº 3

CABINE DE PILOTOS - HMI

Alojamento de Comando de Energia de 2 MW

SUPERVISOR DE E-HMI

ELETRÔNICOS DO GERADOR DE POTÊNCIA

CENTRO DISTRIBUIDOR DE POTÊNCIA

GERADOR DE 2 MW

TURBINA DE GÁS AE 2100

Especificações nominais: (projeto híbrido) https://pt.wikipedia.org/wiki/British_Aerospace_146#Es pecifica%C3%A7%C3%B5es_(BAe_146-200)

CONSÓRCIO: Motor Nº. 2

Obs.: Conferir cálculo de CAS nas páginas-slides seguintes.

MOTOR TURBOFAN

Motor Nº. 1

Peso máximo de decolagem: 42.184 kg Potência instalada: 3 x 6.970 lbf = 20.910 lbf 1 x 2 MW = 2.682 hp VLOF ≈ 150 kt (velocidade estimada) CAS ≈ 3,43 (= tg 73,75º) – avião híbrido Posição no espectro de CAS = 3,43 = = “avião de eficiência comprovada”

MOTOR TURBOFAN

INTERFACE HOMEM-MÁQUINA SISTEMA HÍBRIDO DE PROPULSÃO ELÉTRICA

211

Francisco Bedê Para cálculo de CAS 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: 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 CAS = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ] CAS = [ 42.184 (kg) ] ÷ [ 12.839 (hp) ] = 42.184 ÷ 12.839 = 3,28 (1) (2)

CAS = 3,28 (3) (4)

NHD

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 CAS 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

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 CAS = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ] CAS = [ 42.184 (kg) ] ÷ [ 12.297 (hp) ] = 42.184 ÷ 12.297 = 3,43

CAS = 3,43

(3)

(3) NHD

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 CAS do E-FAN X, imaginando-se como sendo um avião provido de powerplant uniforme, todavia, de motorização totalmente elétrica de modo que tivesse um CAS – COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO – de valor igual ou muito próximo do CAS = 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 (*)

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 CAS = 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

NHD v

0,00017

FND

1,33

44.000

FND

1,75

2,42

5729,57 20,74

(Número multiplicador = 100)

49.000

6,00

Eixo Y – PMD (kg)

3,64

ALGORITMO DE SANTOS DUMONT (CAS ) = PMD (kg) ÷ POTÊNCIA (hp) ≤ 6,00 “DIAGNÓSTICO”

tg 53,07º = = m = 1,33

NHD

CB A

NHD

39.000 34.000

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

NHD v

AIRBUS

29.000 24.000 19.000 14.000 9.000

CAS = 3,93

CAS = 3,43

CAS = 3,28

BAe-146-200 (lbf) PMD = 42.184 kg POT = 12.839 hp CAS = 3,28

E-FAN X (híb/elet.) PMD = 42.184 kg POT = 12.297 hp CAS = 3,43

4.000 Eixo X POT (hp)

0 36.842

34.000

5.000 kg 1.000 kg 500 kg 166,7 kg 4.000 kg

29.155

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

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

19.465

14.621

9.776

4.931

Tarjeta de valores para o Eixo Y

215

E-FAN X (totalmente elétrico) PMD = 42.184 kg POT = 10.728 hp (= 4 x 2 MW = = 8 MW) CAS = 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 CAS = 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 CAS = 3,93

8 MW

216

8 MW (2020 ?)

Francisco Bedê

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

AVIÃO DECAMOTOR – 10 MOTORES: CONVAIR B-36J-III EXEMPLO CLÁSSICO DO PASSADO: DECOLAGEM DE AVIÃO COM MOTORIZAÇÃO HÍBRIDA CONSTITUÍDA DE 4 MOTORES A JATO (lbf) E DE 6 MOTORES RADIAIS (hp). ALÉM DE DECOLAR COM MOTORIZAÇÃO NORMAL, O AVIÃO PODIA DECOLAR COM 1 (UM) MOTOR INOPERANTE. (1ª. forma de calcular, com soma de parcelas)

CAS = [ 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

Espectro indicador de CAS 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

CAS = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ]

CAS = 5,74

2,42

FND

“DIAGNÓSTICO”

(aviões eficientes)

1,75

(aviões eficazes) v

1,33

NHD v

CAS = [ 186.000 (kg) ] ÷ [ 32.417 (hp) ] = 186.000 ÷ 32.417 = 5,7377 ≈ ≈ 5,74 (arredondamento) 219

0,00017

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

Espectro indicador de CAS 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

CAS = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ]

6,00

FND (aviões eficientes)

3,64

CAS = 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

2,42

FND

“DIAGNÓSTICO”

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

1,75

(aviões eficazes) v

1,33

NHD v

CAS = [ 176.000 (kg) ] ÷ [ 30.238 (hp) ] = 176.000 ÷ 30.238 = 5,8204 ≈ ≈ 5,82 (arredondamento) 220

0,00017

Francisco Bedê

AVIÃO DODECAMOTOR – 12 MOTORES: HIDROAVIÃO NOTÁVEL/HISTÓRICO: Do-X EXEMPLO CLÁSSICO DO PASSADO: DECOLAGEM DE AVIÃO COM MOTORIZAÇÃO UNIFORME Decolagem Normal & Decolagem Excepcional (forma de calcular)

CAS = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ]

221

Francisco Bedê DORNIER Do-X

Breve histórico O Dornier Do-X foi o maior e mais pesado hidroavião fabricado na década de 1920, tendo sido produzidas apenas 3 unidades. Foi concebido pelo projetista alemão Claudius Dornier, que concluiu o projeto em 1929 no Lago de Constanza na Suiça, com o primeiro voo realizado em 12/julho/1929. A aeronave tinha 41 m de comprimento por 48 m de envergadura e 10 m de altura. Possuía 12 motores radiais Bristol Jupiter, refrigerados a ar, fabricados sob licença pela SIEMENS, com 524 hp cada um, montados em tandem, (longitudinalmente), em 6 naceles duplas, tendo 6 hélices quadripás tratoras (push) 6 hélices quadripás impulsoras (pull). A fuselagem, (ou casco), era em duralumínio; as asas tinham uma superfície de 450 m2, com estrutura mista de alumínio e aço. O peso máximo de decolagem era de 56.000 kg e a velocidade de cruzeiro era de 109 mph. Numa primeira configuração tinha capacidade para 66 passageiros, (66 x 100 = 6.600 kg), com todo o conforto em voos transoceânicos; ou numa segunda configuração para 100 passageiros, (100 x 100 = 10.000 kg), para voos de curtas distâncias. Como os seus motores refrigerados a ar tendiam a superaquecer, estava, portanto, limitado a voar numa altitude de até 1.400 pés, em velocidade de cruzeiro, altitude insuficiente para realizar voos através do Oceano Atlântico.

222

Francisco Bedê A partir de 1930, depois de completar 103 voos, a Dornier substituiu-os por 12 motores americanos fabricados pela CURTISS CONQUEROR, de 12 cilindros em "V" e refrigerados a líquido, eliminando assim os problemas de superaquecimento, tendo cada um 610 hp, o que possibilitou voar até 1.650 pés, para poder cruzar o Oceano Atlântico com mais segurança. Em voo os motores eram supervisionados por um engenheiro de bordo, que também controlava os 12 aceleradores, monitorando desse modo os 12 conjuntos de medidores de motor. O piloto solicitava ao engenheiro que ajustasse sempre a potência, de maneira semelhante ao sistema usado em embarcações marítimas. De fato, muitos aspectos da aeronave ecoavam os arranjos náuticos da época, incluindo a cabine de comando, que apresentava uma forte semelhança com a ponte de uma embarcação. A luxuosa acomodação de passageiros se aproximava dos padrões dos transatlânticos. Havia três decks. No convés principal, havia uma sala de fumantes com seu próprio bar “molhado”, um salão de refeições e assentos para os 66 passageiros, que também podiam ser convertidos em camas para dormir em voos noturnos. Na popa dos espaços de passageiros havia uma cozinha totalmente elétrica, banheiros e porões de carga. A cabine do piloto, o escritório de navegação, o controle de motores e as salas de rádio ficavam no convés superior. O convés inferior continha tanques de combustível e 9 compartimentos estanques, dos quais apenas 7 eram necessários para fornecer flutuação total. Sua tripulação era de 14 indivíduos. Para satisfazer os céticos, em seu 70º. voo de teste havia 169 pessoas a bordo, dos quais 150 eram passageiros (principalmente trabalhadores de produção e suas famílias, e alguns jorna-

223

Francisco Bedê listas); 10 eram tripulações aéreas; e 9 eram "clandestinos" que não possuíam bilhetes. O voo estabeleceu um novo recorde mundial para o número de pessoas transportadas em um único avião, um recorde que não foi quebrado por 20 anos. Após uma corrida de decolagem de 50 segundos o Do-X subiu lentamente a uma altitude de 200 m (650 pés). Como resultado de seu tamanho, os passageiros foram convidados a se amontoar de um lado ou de outro para ajudar a fazer curvas. Voou por 40 minutos nesse 42º. voo. Para introduzir o avião comercial no mercado potencial dos Estados Unidos o Do-X decolou da Alemanha, em 3 de novembro de 1930, sob o comando de Friedrich Christiansen para um voo de teste transatlântico até Nova York. A rota levou o Do-X para a Holanda, Inglaterra, França, Espanha e Portugal. A viagem foi interrompida em Lisboa em 29 de novembro, quando uma lona entrou em contato com um tubo de escape quente e iniciou um incêndio que consumiria a maior parte da ala esquerda. Permaneceu no porto de Lisboa enquanto as peças novas eram fabricadas e os danos reparados. O Do-X continuou com vários outros contratempos e atrasos ao longo da costa ocidental da África e, em 5 de junho de 1931, chegaria às ilhas de Cabo Verde, a partir de que atravessou o Oceano Atlântico para Natal, no Brasil, onde a tripulação foi recebida como heróis pelas comunidades locais formadas de imigrantes alemães. O voo continuou para o norte, via SAN JUAN, para os Estados Unidos, chegando a Nova York em 27 de agosto de 1931, quase dez meses após a partida da Alemanha. O Do-X e a equipe passaram os nove meses seguintes lá quando seus motores foram revisados, e milhares de turistas fizeram a viagem ao então Aeroporto Glenn Curtiss, (agora Aeroporto La Guardia). Os efeitos econômicos da Grande Depressão frustraram os planos de marketing da Fábrica de Aviões DORNIER para o Do-X, quando partiram de Nova York em 21 de maio de 1932, voando pela Terra Nova e pelos Açores, para Berlim, onde chegou em 24 de maio e foi recebido por uma multidão de 200.000 pessoas.

Na página-slide seguinte desenvolve-se o Aplicativo Diagramático de CAS considerando-se a motorização de 12 x 610 hp

PMD = 56.000 kg POT = 12 x 610 hp (455 Kw) = 7.320 hp CAS = 56.000 ÷ 7.320 hp = 7,60

224

Francisco Bedê

Decolagem normal, c/12 motores PMD = 56.000 kg Pax = 100 x 100 kg = 10.000 kg POT = 12 x 610 hp = 7.320 hp CAS = 56.000 ÷ 7.320 hp = 7,60 CAS = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ]

NHD

Decolagem excepcional, c/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 CAS = 46.000 ÷ 6.710 hp = 6,85

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

OUTRAS DECOLAGENS EXCEPCIONAIS

MAIS AVIÕES QUE PODERÃO VOAR COM 1 (UM) MOTOR INOPERANTE, CONFORME CÁLCULO PELO COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO, UNICAMENTE PARA FINS DE TRASLADO A FIM DE FAZER MANUTENÇÃO NA BASE DE ORIGEM DEVIDO A ABSOLUTA FALTA DE RECURSOS TÉCNICOS NO LOCAL DE ESTACIONAMENTO FORÇADO.

(2ª. forma de calcular, usando links 20 e 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

CAS = [ PMD (kg) ] ÷ [ POT (hp) ]

226

Francisco Bedê DECOLAGENS EXCEPCIONAIS COM 1 (UM) MOTOR INOPERANTE PREVISTAS PELO ESTUDO DO CAS 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; (e) com 8 motores: B-52G/H; CONVAIR B-36 PEACEMAKER; HUGHES H-4; (f) com 12 motores: D-o X; etc.,

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) QUADRIMOTOR = Relação peso/potência: CAS = 51.256 ÷ (4 x 3.750) = 51.256 ÷ 15.000 = 3,42 TRIMOTOR = Relação peso/potência seria = CAS = 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 CAS 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 = CAS = 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

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) CAS = (41.256 ÷ 11.250 hp) = 3,67

5729,57 20,74

NHD

6,00

3,64

(aviões eficientes)

L-188 ELECTRA II (quadrimotor) https://www.youtube.com/watch?v=9b5bOcCo2yA

FND (aviões eficientes) v

2,42

1,75

3,64

2,42

FND

(aviões eficazes)

“DIAGNÓSTICO”

FND

1,75

(aviões eficazes)

1,33

NHD

0,00017

Espectro indicador de CAS 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 CAS para 1 (um) motor inoperante

Francisco Bedê DECOLAGENS EXCEPCIONAIS COM 1 (UM) MOTOR INOPERANTE, PREVISTAS PELO ESTUDO DO CAS (RAZÃO: VOOS DE TRASLADO DE AERONAVE SOMENTE PARA FINS DE MANUTENÇÃO NA BASE; CAS calculado para padrões ISA – (International Standard Atmosphere), conforme anotação anterior). 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 CAS = 220.000 ÷ 64.689 = 3,40 CAS = 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

6,00

(aviões eficientes)

com 8 motores)

(decolagem excepcional, cfr. motor nº. 5 inoperante após 18 seg da decolagem)

FND (aviões eficientes)

3,64

2,42

1,75

FND

“DIAGNÓSTICO”

FND 3,64

1,75

(aviões eficazes)

1,33

NHD

NHD v

0,00017

Espectro indicador de CAS para motorização normal

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 CAS para 1 (um) motor inoperante

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 CAS = 10.178 ÷ 3.732 = 2,73

McDonnell XF-88A

5729,57 20,74

NHD

6,00

FND

(aviões eficientes)

2,42

1,75

3,64

2,42

FND

(aviões eficazes)

“DIAGNÓSTICO”

FND 3,64

1,75

(aviões eficazes)

1,33

NHD

0,00017

Espectro indicador de CAS 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 CAS para 1 (um) motor inoperante

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 CAS = PMD ÷ hp = 7.260 ÷ 1.900 = 3,82

5729,57 20,74

NHD

DORNIER Do 335 A-1 Pfeil (2 motores longitudinais)

6,00

RD v

6,00

https://en.wikipedia.org/wiki/Dornier_Do_335#Specifications_(Do_335_A-1)

3,64

FND

(aviões eficientes)

2,42

1,75

3,64

2,42

FND

(aviões eficazes)

“DIAGNÓSTICO”

FND

1,75

(aviões eficazes)

1,33

NHD

0,00017

Espectro indicador de CAS 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 CAS para 1 (um) motor inoperante

Boeing-707

232

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 CAS = 129.600 ÷ 25.693 = 5,04 5729,57 20,74

BOEING-707-320C

FAB

NHD

6,00

FND

(aviões eficientes)

2,42

1,75

3,64

2,42

FND

(aviões eficazes)

“DIAGNÓSTICO”

FND 3,64

1,75

(aviões eficazes)

1,33

NHD

0,00017

Espectro indicador de CAS 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 CAS para 1 (um) motor inoperante

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 CAS = 44.225 ÷ 12.876 = 3,43 5729,57 20,74

5729,57 20,74

https://en.wikipedia.org/wiki/British_Aerospace_146#Specifications

NHD

6,00

(aviões eficientes)

FND Bae-146-300 / AVRO RJ-100

(aviões eficientes) v

2,42

1,75

3,64

2,42

FND

(aviões eficazes)

“DIAGNÓSTICO”

FND 3,64

1,75

(aviões eficazes)

1,33

NHD

0,00017

Espectro indicador de CAS 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 CAS para 1 (um) motor inoperante

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) CAS = 30.617 ÷ 7.960 = 3,85

https://en.wikipedia.org/wiki/Vickers_Viscount#Specifications_(Type_810)

5729,57 20,74

NHD v

VICKERS VISCOUNT (VC-90 )

5729,57 20,74

NHD v

6,00

FND

(aviões eficientes)

2,42

1,75

3,64

2,42

FND

(aviões eficazes)

“DIAGNÓSTICO”

FND 3,64

1,75

(aviões eficazes)

1,33

NHD

0,00017

Espectro indicador de CAS 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 CAS 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] =

= [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

CAS = PMD÷hp = 80.836÷19.532 = 4,14

CAS = PMD÷hp = 80.836÷14.649 = 5,52

CAS = 4,14

NHD

CAS = 5,52

FND (aviões eficazes)

FND (aviões eficientes)

“DIAGNÓSTICO”

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

CAS = PMD÷hp = 104.000÷20.700 = 5,02

CAS = PMD÷hp = 86.000÷13.800 = 6.23

CAS = 6,23

CAS = 5,02

NHD

FND (aviões eficazes)

FND (aviões eficientes)

“DIAGNÓSTICO”

NHD v

237

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

6,00

20,74

5729,57

TUPOLEV

Codificação: NHD = não há decolagens RD = raríssimas decolagens (“super” eficiência) FND = faixa normal de decolagens - (com eficiência e/ou com eficácia) v

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 CAS = 70.307 ÷ 18.360 = 3,83 (decolagem normal; 4 motores) 5729,57 20,74

5729,57 20,74

NHD

RD v

HÉRCULES C-130-H

6,00

FND

(aviões eficientes)

2,42

1,75

3,64

2,42

FND

(aviões eficazes)

“DIAGNÓSTICO”

FND 3,64

https://en.wikipedia.org/wiki/Lockheed_C130_Hercules#Specifications_(C-130H)

1,75

(aviões eficazes)

1,33

NHD

0,00017

Espectro indicador de CAS 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 CAS para 1 (um) motor inoperante

(AMPLIAÇÃO DE VÍDEOCLIPE)

C-130 DECOLANDO NA CONDIÇÃO TRIMOTOR (MOTOR Nº 1 INOPERANTE)

239

Francisco Bedê

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.

(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

HÉRCULES C-130 – H mtow = 70.307 kg O C-130 pelo seu excepcional projeto é capaz de fazer decolagens surpreendentes.

O “CAS” normal de 3,83 passa, com o reforço dos 8 (oito) foguetes laterais, a ter o valor de CAS = 2,72 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 CAS: (a) + (b): CAS = 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

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) CAS = 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 CAS = 61.107 ÷ 21.282 = 2,87

C-130: como seria a decolagem bimotor + 8 foguetes laterais

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 CAS = 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 CAS = 61.107 ÷ 16.692 = 3,66 (*) Este valor de CAS = 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.

244

Francisco Bedê 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. C-130 POUSANDO E DECOLANDO NO PORTA-AVIÕES FORRESTAL

FORRESTAL

C-130 = de CAS 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-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”. 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 IDENTIFICANDO CONSTELLATION COM MOTOR INOPERANTE Eixo Y (kg) PMD

LOCKHEED SUPER CONSTELLATION

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; CAS = 4,64

51.000

(trimotor) = 3 x 3.250 hp = 9.750 hp; CAS = 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

CAS = 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

247

(Clique no centro do vídeoclipe)

Francisco Bedê 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 CAS = 3,19

Eixo Y (kg) PMD

(Número multiplicador = 460)

225.400 202.400 179.400 156.400

AIRBUS A400M PMD = 141.000 kg Potência = (3 motores)= = (simulação) = = 3 x 8.250 kW = = 3 x 11.063 shp= A400M, dado ao seu CAS = = 33.189 shp = 3,19 realiza uma manobra = 33.189 hp altamente incomum para CAS = 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

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

248

http://en.wikipedia.org/wiki/Airbus_A400M_ Atlas#Specifications

Francisco Bedê

AVIÕES “NOTÁVEIS” IDENTIFICADOS NO SETOR DE “INCERTEZAS” (Decolagens raras com PMD´s calculados pelos construtores da época considerada)

Como é lógico, não podemos descartar um “CAS de sucesso” acima do valor 6,89 do PROJETO 14 BIS e, nem tampouco, devemos desprezar a possibilidade de raros valores de “CAS” abaixo do valor “CAS” 7,60 do Projeto 15 de SANTOS DUMONT dada a imprecisão tecnológica do momento histórico que vivia o Pai-daAviação. Há a considerar-se, ainda, que alguns dados de desempenho desses aviões antigos – AVIÕES HISTÓRICOS – são encontrados com divergências em várias fontes. Portanto, este raciocínio nos faz supor que há decolagens “raras” dentro da gama de valores de “CAS” entre 6,90 e 7,60 - inclusive - uma faixa embora crítica, porque tanto naquele tempo, por exemplos, o REP-2 de PELTERIE e os MONOPLANOS XI de BLERIOT, como os poucos aviões da era moderna - (de transporte, de bombardeio, etc.) – como sejam os F-2A, G-38, Do-X, H-4, B-2 SPIRIT, C-47, Tu-160, etc., podem ser alocados no aplicativo cartesiano - (aplicativo diagramático) - reduzido do “setor” já referido - conforme ilustrados na páginas-slides seguintes. Assim, a existência de um “CAS” limite poderia ser uma hipótese bastante aceitável, não só porque SANTOS DUMONT preferiu buscar intuitivamente coeficientes “angulares” menores – a exemplo dos que ocorreram com o Projeto Demoiselle – como, também, porque vários aviões da 2a. GUERRA MUNDIAL e da era moderna podem ser dados como exemplos no aspecto considerado. É interessante registrar que de todas as aeronaves pesquisadas até este ano de 2019, (em torno de 2.000 aviões), foram encontrados inicialmente cerca de 18 AVIÕES “NOTÁVEIS” anotados nas próximas páginas-slides: SETOR DE INCERTEZAS, os quais têm, portanto, CAS variando de 6,90 a 7,60 inclusive. Notas: 1) Outros pesquisadores poderão, futuramente, encontrar mais exemplos de “aviões notáveis”, como são os exemplos do NIEUPORT IV e do BLÉRIOT XI; 2) “aviões notáveis” = aviões de decolagens críticas mas de extrema eficiência com relação aos custos de fabricação.

249

Francisco Bedê IDENTIFICANDO NIEUPORT IV E BLÉRIOT XI AVIÕES NOTÁVEIS – (AVIÕES HISTÓRICOS)

Eixo Y – PMD (kg)

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

CAS = 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 CAS = 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

250

BLÉRIOT XI

Pyotr Nesterov

Adolphe Pégoud

Francisco Bedê HIFROAVIÃO NOTÁVEL Eixo Y (kg) PMD

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 CAS = 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

251

Francisco Bedê IDENTIFICANDO O RYAN NYP

PÁGINA HISTÓRICA AVIÃO NOTÁVEL: o Ryan NYP demora para sair do solo e ganhar sustentação, devido ao seu CAS 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 CAS = 10,44 (= tg 84,53)

450 200

Eixo X (hp) POTÊNCIA

0 1.842,1

1.700,0

1.457,76

1.215,515

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

252

Francisco Bedê IDENTIFICANDO O CURTISS H-16

PÁGINA HISTÓRICA 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)

Eixo Y (kg) PMD

(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 CAS = 7,54 2ª. Configuração: POTÊNCIA = 2 x 400 hp= 800 hp CAS = 6,22

3.800 2.800 1.800 800

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

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

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 EXEMPLOS DE AVIÕES MULTIMOTORES NOTÁVEIS HUGHES H-4; CAS = 7,50

JUNKERS G-38; CAS = 7,36

FELIXSTOWE F2A; CAS = 7,22

BOEING B-17; CAS = 6,19

254

Francisco Bedê DECOLAGENS DE AVIÕES MULTIMOTORES DE POTÊNCIA lbf DIFERENCIADA TROCA DE MOTOR DO B-777-300ER PARA O B-747-400

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 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 APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRONIZADO IDENTIFICANDO O B-747-400 Eixo Y (kg) PMD

(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

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

257

BOEING 747-400

Francisco Bedê APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRONIZADO IDENTIFICANDO PROJETO ORIGINAL x PROJETO MODIFICADO 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

423.683,0

391.000,0

335.284,8

279.568,4

223.852,1

168.136,9

112.421,7

56.706,5

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

258

(antes da modificação de potência)

(depois da modificação de potência)

Francisco Bedê APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRONIZADO IDENTIFICANDO B-747-400 MODIFICADO 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

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

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)

projeto modificado

(depois da modificação de potência)

Francisco Bedê DECOLAGENS DE AVIÕES MULTIMOTORES DE POTÊNCIA DIFERENCIADA – (HIPOTÉTICO) 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)

218.500

(turbina original)

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)

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

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

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 CAS , (do “novo” Jumbo e do “velho” Jumbo), imagina-se quanta economia haveria no consumo de combustível.

Francisco Bedê

DECOLAGENS ASSISTIDAS A PRIMEIRA DECOLAGEM “ASSISTIDA” OCORREU COM OS IRMÃOS WRIGHT EM 17/DEZEMBRO/1903, EM KITTY HAWK-EUA, QUANDO O SEU EQUIPAMENTO DE ORVILLE WRIGHT

VOO DENOMINADO “FLYER 1” FOI CATAPULTADO.

WILBUR WRIGHT

Especificações técnicas do FLYER 1: (planador 1) Motor: 1 x Wright Horizontal 4 de 4 cilindros em linha refrigerado à água, de 12 hp, pesando 77,3 kg Hélice: 2 x Wright elíptica de 2.59 m, cada uma esculpida para girar num sentido PMD = 338 kg

TAL FATO, (CATAPULTAGEM EM 1903), CONSAGROU OS IRMÃOS WRIGHT COMO INVENTORES DO “PLANADOR MOTORIZADO”.

261

Francisco Bedê 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 CAS 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

440,00 390,00

“incompetência técnica” para sair do chão (VLof).

340,00 290,00

PMD = 338 kg; Pot = 12 hp; CAS = 28,16

240,00

PMD = 419 kg; Pot = 15 hp; CAS = 27,93

FLYER I (1903)

FLYER II (1904)

190,00

FLYER III (1906)

140,00 90,00 Não há decolagens

40,00

Eixo X (hp) POTÊNCIA

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:

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 =

A= PMD = 493 kg Pot = 30 hp

CAS = 16,43 B = PMD = = 493 kg Pot = 40 hp; CAS = 12,32

Tarjeta de valores para o Eixo Y

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

262

PMD = 323 kg; Pot = 20 hp CAS = 16,15

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,

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.

Wilbur Wright (1867-1912)

Filme com 5 legendas em inglês: (1) THE WRIGHT BROTHERS

(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 EM 1909: GOLDEN FLYER, DECOLANDO SEM CATAPULTA (*) Eixo Y (kg) PMD

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

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; CAS = 7,52

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

(Clique no centro do vídeoclipe)

265

Francisco Bedê

DECOLAGENS CATAPULTADAS EM NAVIOS-AERÓDROMOS (NAe) PARA O AVIÃO EMBARCADO “ELEVAR-SE AO AR” A SUA DECOLAGEM NÃO DEPENDE DO “CAS ” NORMAL. DEPENDE DA FORÇA DA CATAPULTA.

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) 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:

0 B

(iniciando a decolagem -V0 com catapulta)

27 mm 42 mm 63,78 mm

10 kgf (=A) B kgf

(alcançando a

Donde: cos

B = 15,55 kgf;

R kgf

R = 23,62 kgf 267

VLof )

= cos 46º = 0,69466

Francisco Bedê 2ª. Forma: Processo trigonométrico – Com ângulo α= 0º tem-se do gráfico último, pela lei dos COSSENOS, que a resultante R é obtida de acordo com a fórmula seguinte:

A² + B² + ( 2 . A . B . COS

R =

(Vf)²

= (Vo)² + (2 . a . Δx)

α)

(I)

(da Física)

(II)

Onde:

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 CAS de valor próximo de cAS = 1,33 - que é, teoricamente, o valor adimensional de “máxima eficácia”. Ou sejam as fórmulas:

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

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

Substituindo-se em (II) tem-se que:

(73,33)² = (0)² + (2 . a . 200) ;

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 “CAS ” NORMAL DO AVIÃO EMBARCADO.

APENAS, DEPENDE DA FORÇA DA CATAPULTA.

(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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

277

(Crédito para Rob Schleifert & Corné Rodenburg)

Francisco Bedê

O LADO CURIOSO MOSTRADO PELO APLICATIVO PADRÃO DE CAS IDENTIFICANDO E COMPARANDO AS “FORÇAS AERODINÂMICAS” DE AVIÕES COM O “ESFORÇO POTENCIALIZADO” DA MAIOR DAS AVES DE RAPINA: A ALTIVA E VIGOROSA ÁGUIA REAL, AO “CAÇAR” E “DECOLAR” COM UMA CABRA MONTESA”

278

Francisco Bedê 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

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

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

NO APLICATIVO PADRÃO, EM AMBOS OS EIXOS DE COORDENADAS CARTESIANAS...

...INSERIR REDUTOR PARA VISUALIZAR CAS = 1,33 NO APLICATIVO DAS ÁGUIAS, POIS O QUE INTERESSA É O COEFICIENTE “ANGULAR” DE MÁXIMA EFICÁCIA.

tg 82,51º = CAS 7,60 = (375÷49,31) .: m = 7,60 tg 81,74º = CAS 6,89 = (340÷49,31) :: m = 6,89 tg 67,55º = CAS 2,42 = (490÷202,73) .: m = 2,42

EIXO DOS SENOS Eixo Y – PMD (kg)

490,00 NHD 440,00

tg 53,07º = CAS 1,33 = (490÷368,42) .: m = 1,33

EIXO DAS TANGENTES

Setores de decolagens

390,00

m = Coeficiente Angular de Sustentação (CAS )

TABELA PROPOSTA PELO AUTOR – (convenção)

340,00

Operacionalidade (custos “qualitativos”)

290,00

CAS

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

Eixo X - POTÊNCIA (hp) EIXO DOS COSENOS

0 368,42

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

282

1,33 a 1,72

5,00 a 6,89 6,90 a 7,60

Francisco Bedê APLICATIVO PADRÃO

APLICATIVO DAS ÁGUIAS Redutor = 4,9

490,00

100,00

440,00

89,79

390,00

79,59 m = tg 53,07º =

340,00

m = tg 53,07º =

69,39

= CAS 1,33 = .:.

(49 intervalos)

= (490÷368,42)

290,00

m = 1,33

240,00 190,00

= CAS 1,33 = = (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

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

283

75,18 69,39

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 =

59,50

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

49,61

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

39,72

Segmento de reta contendo 38,02 intervalos:

29,84

Tarjeta de valores para o Eixo X

Segmento de reta contendo 49 intervalos:

19,95

Tarjeta de valores para o Eixo Y

10,06

368,42

340,000

291,552

243,103

194,654

146,206

97,758

49,31

(38,02 intervalos)

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

y (“kg” de valor conhecido CAS =

x (“hp” de valor desconhecido)

Como a condição buscada é de eficácia (x), onde o CAS “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 (= CAS) Donde, substituindo-se os valores tem-se para a cabra montesa:

CAS

1,33

= 1

= x

57 =

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 “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 = Cas 1,33 = (100÷75,19) .: m = 1,33 (r1)

Eixo Y

CAS

PMD (kg)

100,00

CAS =

89,79

79,59

x =

x 57

59,18

48,98 38,78

tg Ɵ =

Y (= CAS)

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)

(Confira a seguir os resultados para CAS = 1,33 através dos vários videoclips) 285

= 42,85 ≈ 43 hp

1,33

8,16

69,39

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 = Cas 1,33 = (100÷75,19) .: m = 1,33 (r1)

CAS

= CAS =

x =

NHD

FND (aviões eficientes)

FND (aviões eficazes)

0,00017

1,33

1,75

2,42

3,64

20,74

6,00

“DIAGNÓSTICO”

x 57

NHD

tg Ɵ =

(= CAS)

ALGORITMO DE SANTOS DUMONT

CAS = 1,33

(Águia transportando em voo uma cabra montesa)

(Confira a seguir os resultados para CAS = 1,33 através dos vários videoclips) 286

= 42,85 ≈ 43 hp

1,33

Francisco Bedê

A MAIOR DAS AVES DE RAPINA “CAÇADORAS” NA NATUREZA: 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 CAS de 1,33 Total “PMD” (ÁGUIA + CABRA) = 12 + 45 = 57 kg

(CAS 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 MONTANHESAS, (MONTESAS) (± 45 kg) .:. Total “PMD” = 57 kg

(CAS de 1,33 para identificar “esforço” de 43 hp aproximadamente) (Clique no “triângulo”, embaixo e à esquerda do vídeo, para ver o clip)

288

Francisco Bedê A ÁGUIA REAL (12 kg) “DECOLANDO” COM COBRA DAGUA MARINHA (15 kg) Total “PMD” = 12 + 15 = 27 kg (Clique no “triângulo”, embaixo e à esquerda do vídeo, para ver o clip)

289

Francisco Bedê A ÁGUIA REAL (± 12 kg) E O COIOTE (45 kg) .:. Total “PMD” = 57 kg (CAS de 1,33 para identificar “esforço” de 42 hp aproximadamente) (Clique no centro para ver o vídeo-clip)

290

Francisco Bedê

AVE DE RAPINA ATACANDO BICHO PREGUIÇA

291

Francisco Bedê

A ÁGUIA REAL (12 kg) E A TARTARUGA JOVEM (5 kg)

292

Francisco Bedê Considerando-se um Cas = 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)

Eixo Y PMD (kg)

100,00

89,79 79,59

tg Ɵ =

69,39

(= CAS)

59,18

PMD = 12 + 24 = 36 kg

48,98

38,78 PMD = 12 + 16 = 28 kg

28,58 18,37 8,16 Eixo X (hp)

PMD = 12 + 8 = 20 kg

POTÊNCIA

75,19 69,39

59,50

49,62

39,72

28,84

19,95

10,06

293

PMD = 12 + 5 = 17 kg

Francisco Bedê

EXEMPLOS DE ACIDENTES DEVIDO AS AERONAVES ESTAREM COM COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO ACIMA DO PREVISTO PELO ALGORITMO DE SANTOS DUMONT E CARGAS COM PESO EXCESSIVO E A DESLOCAR O CENTRO DE GRAVIDADE

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 CAS 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 CAS = 6,93 (avião notável)

1.020 870 720

Nota: Certamente, além do excesso de peso, o centro de gravidade deslocado contribuiu para o acidente.

570 Não há decolagens

420

270 120

Eixo X (hp) POTÊNCIA

0 1.105,26

1.020,0

874,656

729,309

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

Tarjeta de valores para o Eixo X

Tarjeta de valores para o Eixo Y 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

295

Francisco Bedê 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 CAS ultrapassar o va-lor 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 CAS de 5,00 não representava o verdadeiro CAS 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

(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

296

Francisco Bedê

CINCO TÓPICOS CONCLUSIVOS 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: CAS=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 (CAS) - 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 CAS ≤ 6 - Ora, se o CAS 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

Francisco Bedê 2º. TÓPICO CONCLUSIVO: OBJETIVOS GERAIS DO ESTUDO 1) SABER-SE QUE AS DECOLAGENS DE TODOS OS AVIÕES MODERNOS DE OCORREM EM FUNÇÃO DE COEFICIENTES “ANGULARES” DE SUSTENTAÇÃO - CAS - 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 CAS 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 3º. TÓPICO CONCLUSIVO: 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 CAS 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 - CAS). Daí, propor-se abaixo a tabela de aviões a serem fabricados para ter os seguintes custos operacionais:

1) CUSTO DE “MÁXIMA” EFICÁCIA;

CAS de 1,33 a 1,72

2) CUSTO DE EFICÁCIA “ESPERADA”:

CAS de 1,73 a 2,41

3) CUSTO DE EFICIÊNCIA “ESPERADA”: CAS de 2,42 a 4,99 4) CUSTO DE “SUPER” EFICIÊNCIA:

CAS de 5,00 a 6,89

5) CUSTO DE “NOTÁVEL” EFICIÊNCIA:

CAS de 6,90 a 7,61

299

Francisco Bedê 4º. TÓPICO CONCLUSIVO: A VIDA COMO VALOR SUPREMO DO SER HUMANO E O RESPEITO AO CONCEITO DE SUSTENTABILIDADE DO PLANETA Preservação do meio ambiente 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 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 5º. TÓPICO CONCLUSIVO: UM ALERTA PARA A ECONOMIA GLOBAL: “SE A AVIAÇÃO A JATO PARAR POR INSUFICIÊNCIA DE QAV, O MUNDO PARARÁ!” v

Este estudo a par da sua precípua metodologia utilizada para elaboração de um “APLICATIVO DIAGRAMÁTICO PADRÃO DE COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO CAS”, 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)

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

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

Donde: 4.676.710 ÷ 159 ≈ 29.413 barris de óleo cru

303

Francisco Bedê 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”: 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

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: injeção inicial do produto

distribuição parcial

bomba/ compressor

válvula de bloqueio

entrega final

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 CAS 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 AIR BUS, 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 CAS 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

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Francisco Bedê Colocação assustadora – AERÓSTATOS DO PASSADO versus AVIÕES DA MODERNIDADE: “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

307

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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Francisco Bedê ANEXO I DISCUSSÃO ACADÊMICA SOBRE O QUE O ESTUDO DO COEFICIENTE “ANGULAR” DE SUSTENTAÇÃO (CAS) APLICADA NA DECOLAGEM DE AVIÕES PODERÁ CONTRIBUIR PARA MINIMIZAR A ESCASSEZ DO QUEROSENE DE AVIAÇÃO 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

Francisco Bedê ANEXO I – (continuação) 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 ANEXO I – (continuação) Desenvolvimento acadêmico: 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 ANEXO I – (continuação) Temperaturas de ebulição e de congelamento 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)

312

Francisco Bedê ANEXO I – (continuação) COEFICIENTES “ANGULARES” DE SUSTENTAÇÃO DIFERENCIADOS S

225

(CAS ) ANTONOV AN-225

AIRBUS A-380 (CAS )

BOEING B-747-8 (CAS )

EMBRAER E-195

(CAS ) O “Estudo do Coeficiente ´Angular´ de Sustentação CAS 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 ANEXO I – (continuação) 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 ANEXO I – (continuação)

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 ANEXO I – (continuação) 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 CAS) - aviões de “máxima” eficácia - aviões que possuem valores de CAS entre 1,33 e 1,72 - aviões de eficácia esperada - aviões que possuem valores de CAS entre 1,73 e 2,41 Assim: - do CAS 1,33 (53,070) ao CAS 1,72 (59,990) – (setor azul) = decolagem de máxima eficácia - do CAS 1,73 (60,000) ao CAS 2,41 (67,540) – (setor azul) = decolagem de eficácia esperada Setor Verde: AVIÕES EFICIENTES (por convenção do Estudo do CAS) - aviões de eficiência comprovada - aviões que possuem valores de CAS entre 2,42 e 4,99 - aviões de “súper” eficiência - aviões que possuem valores de CAS entre 5,00 e 6,89 - aviões de “notável” (inesperada) eficiência - aviões que possuem valores de CAS entre 6,90 e 7,61

Assim: - do CAS 2,42 (67,550) ao CA S 4,99 (78,690) – setor verde = decolagem de eficiência comprovada - do CAS 5,00 (78,700) ao CA S 6,89 (81,740) – setor verde = decolagem de “súper” eficiência - do CAS 6,90 (81,750) ao CAS 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 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 ANEXO I – (continuação) Dentro das dificuldades citadas anteriormente, eis as cinco principais questões a se detalhar: - 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 turbo-jets 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 CAS 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 CAS 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 CAS 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 ANEXO I – (continuação) - 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 CAS 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 ANEXO I – (continuação) 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 CAS variando entre 5 e 6,89) - CERTAMENTE HAVERIA MENOS IMPACTOS NA RELAÇÃO “MEIO AMBIENTE x EFICIÊNCIA ENERGÉTICA”!

320

Francisco Bedê ANEXO II - TABELAS TRIGONOMÉTRICAS

cateto adjacente

cateto oposto cos ∅ =

sen ∅ =

hipotenusa

cos ∅ cotg ∅ =

1 =

sen ∅

cateto adjacente =

cateto oposto

1 sec ∅ =

sen ∅

cateto oposto tg ∅ =

= cateto adjacente

hipotenusa =

cos ∅

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 (CAS)

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 ANEXO II โ (continuaรงรฃo)

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

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 CAsโ indicadores 82,30ยบ = 7,39615 de โ setoresโ 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

Francisco Bedê

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)

ENERGIA (potência)

ANEXO III – FÓRMULAS PRÁTICAS DE CONVERSÃO – (resultados aproximados)

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

MASSA (peso) ton 1 kg 1 lb 2 lb

= = = =

1.000 kg 2,20462 lb 0,453592 kg 0,907184 kg

lb 2,20462

= kg

P (hp) = [ F (lbf) ] x [ VLOF (kt) ÷ 325,71 ] CAS = [ 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, deter-minado 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 ANEXO IV GLOSSÁRIO DE TERMOS PERTINENTES 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: 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 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 = CAS = 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

Francisco Bedê ANEXO VI

Homenagem musical a Alberto Santos Dumont, o Inventor da Dirigibilidade dos Balões e do Avião – daí ser o Pai-da-Aviação.

“A CONQUISTA DO AR” Marchinha de autoria do compositor popular EDUARDO DAS NEVES. No Brasil de 1902 foi a música de maior sucesso.

A conquista do ar que aspirava A velha Europa, poderosa e viril, Rompendo o véu que a ocultava, Quem ganhou foi o Brasil!

A Europa curvou-se ante o Brasil, E clamou parabéns em meigo tom; Brilhou lá no céu mais uma estrela: - Apareceu Santos Dumont.

Salve, Estrela da América do Sul, Terra amada do índio audaz, guerreiro! A Glória maior do século vinte, É Santos-Dumont, um Brasileiro!

Por isso, o Brasil tão majestoso, Do século tem a glória principal; Gerou no seu seio o grande herói, Que hoje tem um renome universal.

III

O Brasil, cada vez mais poderoso, Menos teme o rugir fero do bretão; É forte nos campos e nos mares, E hoje nos ares com o seu balão.

Assinalou para sempre o século vinte O herói que assombrou o mundo inteiro; Mais alto do que as nuvens, quase Deus, É Santos-Dumont, um Brasileiro.

327

Francisco Bedê ANEXO VII

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

(*) Dá-se destaque, dentre os seus livros, ao intitulado “A matemática dos homens e a Mente Matemática de Deus”, fazendo com que a ACADEMIA DE LETRAS, CIÊNCIAS E ARTES ANNA AMÉLIA – ALCAM – DO RIO DE JANEIRO, indicasse o Autor em 1999 para concorrer ao Prêmio Nobel de Literatura.

328

Francisco Bedê 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 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 ANEXO IX (compilado de textos da Internet) 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)

331

Francisco Bedê

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.

EIXO X (faixa QI superior) 160 170 180

190 200 210

220

332

230

240

250

Francisco Bedê 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 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 CAS v

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

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 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

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 CAS 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 CAS = de 2,17 a 2,28 - (CAS 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).

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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

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

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Alberto Santos Dumont

Francisco Bedê

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 CAS, (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 CAS – 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 CAS, 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.

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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 – CAS 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; - 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 CAS 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) 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

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Francisco Bedê NO EXTERIOR: PUBLICAÇÕES E PRIMEIRO RECONHECIMENTO DO ESTUDO DO CAS – 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 – Cas – 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 CAS 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

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).

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)

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Combat Aircraft of the World - (John W. R. Taylor)

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

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

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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

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)

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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.

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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

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Francisco Bedê

VÍDEO EM HOMENAGEM AO PAI-DA-AVIAÇÃO: ALBERTO SANTOS DUMONT Anos de 2006 e 2007: Centenários respectivos dos voos do 14Bis e do Demoiselle

23/OUT/1906: DATA DO VOO DO 14BIS

16/NOV/1907: DATA DO VOO DO DEMOISELLE

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Francisco Bedê 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 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 CAS como coeficiente “angular” de sustentação, a assegurar decolagem: PMD = 1.800 kg POT = 320 hp CAS = 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