Questões de Concurso Sobre engenharia aeronáutica

Considere um avião subindo com velocidade indicada constante. Chamando de Ti a temperatura de impacto e Ta a temperatura ambiente, analise os itens abaixo e escolha a opção correta.

I. O nº de Mach aumenta.

II. O nº de Mach permanece constante.

III. A diferença (Ti – Ta) aumenta.

IV. A diferença (Ti – Ta) diminui.

V. A diferença (Ti – Ta) permanece constante.

Estão corretos somente os itens:

Considerando uma asa finita, a uma incidência normal de voo, a diferença de pressão entre o intradorso e o extradorso faz com que exista um turbilhonamento nas pontas das asas. Esse turbilhonamento é a origem da deflexão da corrente de ar para baixo, deflexão essa que implica em uma certa diminuição do ângulo de ataque da asa, quando comparado com o ângulo de ataque que existiria se a asa fosse infinita. Nessas condições, identifique abaixo a opção correta.

Considerando o efeito da deflexão dos flapes de bordo de fuga de uma asa sobre a curva do coeficiente de sustentação (CL) versus ângulo de ataque (α), conforme figura, analise os itens abaixo e escolha a opção correta:

I. A inclinação da curva permanece constante, deslocando-se para cima à medida que a deflexão aumenta.

II. A inclinação da curva aumenta proporcionalmente ao aumento da deflexão do flape.

III. O CL máximo aumenta com o aumento do ângulo de deflexão do flape.

IV. O ângulo de ataque para sustentação nula permanece constante.

V. O coeficiente de sustentação para α = 0 permanece constante.

Estão corretos somente os itens:

Basicamente, as fases do ciclo de vida de uma aeronave compreendem a seguinte sequência:

Considere as equações de Navier-Stokes com média de Reynolds (RANS) aplicáveis ao regime turbulento. Para fixar ideias, considera-se o regime incompressível tal qual é utilizado na aerodinâmica em baixa velocidade. Dos modelos clássicos de turbulência, os mais simples são baseados no conceito de comprimento de mistura. Considerando os modelos mais simples, assinale a alternativa correta.

Com relação à dinâmica do voo atmosférico, a seguinte afirmativa é verdadeira:

Considere um avião a jato. Nas condições consistentes com a dedução das fórmulas de Breguet para autonomia e alcance, pode-se afirmar que:

Considere um avião a hélice. Nas condições consistentes com a dedução das fórmulas de Breguet para autonomia e alcance, pode-se afirmar que:

Para uma asa elíptica composta de um único tipo de aerofólio e sem torção, a teoria da linha sustentadora de Prandtl tem como resultado analítico que C_Lα = a₀ / (1 + a₀ / π Λ); sendo C_Lα = dC_L / dα da asa, a₀ = dC_l / dα do aerofólio e Λ o alongamento da asa. Para uma asa cujo aerofólio tem a₀ = 2π e alongamento 5, qual é o valor do C_Lα da mesma asa em um escoamento compressível cujo número de Mach é 0,6?

Ainda considerando a dinâmica dos gases térmica e caloricamente perfeitos, em se tratando de uma onda de choque normal:

Um avião supersônico voa a Mach 2 a uma altitude de 1600 m. Assuma que as ondas de choque geradas por esse avião rapidamente coalescem em uma onda de Mach que intercepta o solo, atrás do avião causando um estrondo sônico que é ouvido por um observador em terra. Admita temperatura constante entre o avião e o solo. No instante em que o estrondo é ouvido, qual é a distância horizontal entre o observador e o avião?

Considere um avião de transporte de passageiros típico. Imagine que esse avião encontra-se em voo nivelado, altitude e velocidade constantes. Nesta situação, existem quantos tipos de forças atuando no avião?

Um avião convencional é composto basicamente por quatro partes: asa, fuselagem, empenagens e grupo moto-propulsor.

Um dos componentes do sistema anemométrico dos aviões é o tubo de Pitot. Este equipamento, na realidade um sensor, é sensível à(s) seguinte(s) variável(is):

Uma asa elíptica, sem torção e formada com um único tipo de perfil, cuja área em planta vale 24 m² e a envergadura 11 m, sustenta um avião que está com velocidade verdadeira de 360 km/h e pesa 35000 N. A altitude de voo corresponde a uma massa específica de 1,0 kg/m³. Pela teoria da linha sustentadora de Prandtl, o ângulo de ataque induzido se escreve como α_i = C_L / (π Λ), onde C_L é o coeficiente de sustentação da asa e Λ, seu alongamento.

Uma asa apresenta a distribuição de circulação ao logo da sua envergadura dada por Γ(y) = Γ₀ [1 – (2y / b)²]^1/2 onde b é a envergadura da asa. A velocidade do escoamento é de 360 km/h em uma altitude onde a massa específica é de 0,8 kg/m³. O valor da sustentação no plano de simetria da asa é

Um aerofólio está submetido a um escoamento cujas condições de referência são: pressão 10⁵ N/m², velocidade de 161 km/h e massa específica 1,23 kg/m³. Em um dado ponto do aerofólio, a pressão é de 99112 N/m². A velocidade neste ponto vale, aproximadamente:

Há três tipos básicos de estruturas de fuselagens. São eles:

O fator de carga é muito importante para o projeto estrutural de uma aeronave e é uma relação entre

A guinda adversa é um fenômeno que pode acontecer quando uma aeronave: