Questões de Engenharia Aeronáutica da Fundação para o Vestibular da Universidade Estadual Paulista (VUNESP)

• A.

  os aerofólios mostrados não apresentam bom desempenho pois seus números de Mach críticos são baixos quando comparados com os perfis NACA 4 dígitos de mesma espessura, arqueamento e ângulo de ataque.

• B.

  como todos os aerofólios têm a mesma espessura, os números de Mach críticos são iguais.

• C.

  embora tenham a mesma espessura, seus números de Mach críticos são diferentes.

• D.

  as formas dos aerofólios não influenciam no número de Mach crítico.

• E.

  os aerofólios apresentados têm arrasto superior aos perfis NACA 4 dígitos de mesma espessura, arqueamento e ângulo de ataque.

Considerando, ainda, a figura pode-se afirmar que:

• A.

  podem ser obtidos os números de Mach de divergência com a mesma precisão que os números de Mach críticos usando a teoria em regime compressível.

• B.

  os números de Mach de divergência são mais difíceis de serem estimados pela teoria em regime compressível.

• C.

  a definição de número de Mach de divergência é única, como a definição de número de Mach crítico.

• D.

  até o número de Mach de divergência, o perfil não entrou na faixa transônica.

• E.

  existem perfis nos quais o número de Mach de divergência é mais baixo que o número de Mach crítico, no mesmo ângulo de ataque.

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?

• A.

  2 535 m

• B.

  2 771 m

• C.

  2 851 m

• D.

  3 143 m

• E.

  3 507 m

Considere a dinâmica dos gases térmica e caloricamente perfeitos. No caso das ondas de choque oblíquas, a jusante da onda, pode-se afirmar que:

• A.

  pressão total, entalpia e temperatura aumentam.

• B.

  número de Mach, massa específica e entalpia total diminuem.

• C.

  pressão, temperatura e entropia aumentam.

• D. entalpia total, pressão total e massa específica total permanecem constantes.
• E.

  pressão total, entropia e número de Mach diminuem.

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

• A.

  o número de Mach do escoamento a jusante é sempre subsônico.

• B.

  a temperatura total a jusante é maior que a mesma a montante.

• C.

  para o mesmo número de Mach a montante, o aumento da entropia através de uma onda oblíqua é igual ao da onda de choque normal.

• D.

  o produto da massa específica pela velocidade aumenta através da onda de choque normal.

• E.

  a entalpia total é maior a jusante que a montante.

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?

• A.

  5/3 π

• B.

  4/3 π

• C.

  π

• D.

  2 π

• E.

  7/3 π

• A.

  815 N.

• B.

  745 N.

• C.

  735 N.

• D.

  645 N.

• E.

  535 N.

• A.

  27.

• B.

  25.

• C.

  23.

• D.

  21.

• E.

  19.

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

• A.

  a máxima autonomia ocorre quando o avião voa com velocidade tal que C_L/C_D é máximo.

• B.

  a máxima autonomia ocorre quando o avião voa com a mínima tração requerida.

• C.

  o máximo alcance ocorre quando o avião voa com velocidade tal que C_L ^1/2 / C_D é máximo.

• D.

  a máxima autonomia ocorre quando o avião voa com velocidade tal que C_L ^3/2 / C_D é máximo.

• E.

  o máximo alcance ocorre quando o avião voa com velocidade tal que C_L ^1/3/ C_D é máximo.

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

• A.

  a máxima autonomia ocorre quando o avião voa com velocidade tal que C_L ^1/2 / C_D é máximo.

• B.

  a máxima autonomia ocorre quando o avião voa com a mínima potência requerida.

• C.

  o máximo alcance ocorre quando o avião voa com velocidade tal que C_L ^1/2/ C_D é máximo.

• D.

  a máxima autonomia ocorre quando o avião voa com velocidade tal que C_L ^3/2/C_D é máximo.

• E.

  o máximo alcance ocorre quando o avião voa com velocidade tal que C_L/C_D é máximo.