Taxa empuxo-peso
Taxa empuxo-peso ou Relação empuxo-peso é uma taxa sem dimensão de empuxo para o peso de um foguete espacial, motor a reação, motor de hélice, ou um veículo propelido por tal motor que indica o desempenho do motor ou veículo.
A relação empuxo-peso instantânea de um veículo varia continuamente durante seu funcionamento devido ao consumo progressivo de combustível ou propelente e em alguns casos devido a gravidade. A taxa empuxo-peso é baseada no empuxo inicial e peso oferecido e usado como "figura de mérito" para comparações quantitativas de performance de veículos.
Cálculo
editarA taxa empuxo-peso pode ser calculada dividindo o empuxo (em unidades SI, caso de newton (unidade)) pelo peso (em newtons) de motor ou veículo. É uma quantidade sem dimensão. Notar que o empuxo pode também ser medido em libra (força) desde que o peso seja pedido em libra; a divisão desses dois valores ainda darão a taxa empuxo-peso corretas. Para validar uma comparação entre motores e veículos é importante a medição sobre condições controladas.
Aeronaves
editarA taxa empuxo-peso e carga alar são os dois parametros mais importantes na determinação de performance de uma aeronave.[1] Por exemplo, a taxa empuxo-peso de uma aeronave de combate é um bom indicador de manobrabilidade da mesma.[2]
A taxa empuxo-peso varia continuamente durante o voo. Empuxo varia com o controle de aceleração, velocidade aérea, altitude e temperatura do ar. O peso varia com queima de combustível e diferentes cargas propostas. Para aeronaves, a taxa empuxo-peso é apontada como o empuxo estático máximo ao nível do mar dividido pelo MTOW.[3]
Em voo de cruzeiro, a taxa empuxo-peso de uma aeronave é o inverso que a taxa de razão de planeio porque o empuxo é o inverso do arrasto, e o peso o inverso de planeio.[4]
Foguetes
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A taxa empuxo-peso de um foguete é um indicador de aceleração expresso em múltiplas acelerações g.[5]
Foguetes podem operar em uma ampla gama de envolvimentos gravitacionais, incluindo locais "sem peso". A taxa empuxo-peso é usualmente calculada pelo peso inicial ao nível do mar.[6] e algumas vezes é chamada de "Taxa de empuxo-peso-terrestre".[7] The thrust-to-Earth-weight ratio of a rocket or rocket-propelled vehicle is an indicator of its acceleration expressed in multiples of earth’s gravitational acceleration, g0.[5]
A taxa empuxo-peso para um foguete varia assim que seu propelente é queimado. Se o empuxo é constante, então a taxa máxima (aceleração máxima de um veículo) é atingida apenas antes do propelente ser totalmente consumido. Cada foguete possuí características de empuxo-peso próprias ou curva de aceleração, não sendo uma qualidade escalar.
Para decolagens em superfícies da terra usando empuxo e não sustentação (aerodinâmica), a taxa empuxo-peso para um veículo inteiro poder ser mais que uma. Em geral, a taxa empuxo-peso é numericamente igual a força G que o veículo pode gerar.[5] A decolagem pode ocorrer quando a força G excede a gravidade local (expressa como múltipla da força G0).
Exemplos
editarAeronaves
editar| Veículo | T/W | Cenário |
|---|---|---|
| B-2 Spirit | 0.205[8] | Peso máx. de decolagem, força máxima |
| Airbus A380 | 0.227 | Peso máx. de decolagem, força máxima |
| Tu-160 | 0.363 | Peso máx. de decolagem, total pós-combustão |
| Concorde | 0.372 | Peso máx. de decolagem, total pós-combustão |
| B-1 Lancer | 0.38 | Peso máx. de decolagem, total pós-combustão |
| BAE Hawk | 0.65[9] | |
| Rafale | 0.988[10] | Versão M, 100% de combustível, 2 EM A2A mísseis, 2 IR A2A mísseis |
| Su-30MKM | 1.00[11] | Peso carregado de 56% de combustível interno |
| F-15 | 1.04[12] | Carregado |
| MiG-29 | 1.09[13] | Tanque cheio, 4 AAMs |
| F-22 | > 1.09 (1.26 carregado e 50% de combustível)[14] | Peso máx. de decolagem, queima seca |
| F-16 | 1.096 | |
| Harrier | 1.1 | VTOL |
| Typhoon | 1.15[15] | Configuração de interceptador |
| Space Shuttle | 1.5 | Decolagem |
| Space Shuttle | 3 | Pico |
Caças
editar| Unidade Internacional | F-15K | F-15C | MiG-29K | MiG-29B | JF-17 | J-10 | F-35A | F-35B | F-35C | F-22 | LCA Mk-1 |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Empuxo máximo dos motores (N) | 259,420 (2) | 208,622 (2) | 176,514 (2) | 162,805 (2) | 81,402 (1) | 122,580 (1) | 177,484 (1) | 177,484 (1) | 177,484 (1) | 311,376 (2) | 84,000 (1) |
| Peso da aeronave, vazio (kg) | 17,010 | 14,379 | 12,723 | 10,900 | 06,586 | 09,250 | 13,290 | 14,515 | 15,785 | 19,673 | 6,560 |
| Peso da aeronave, tanque cheio (kg) | 23,143 | 20,671 | 17,963 | 14,405 | 08,886 | 13,044 | 21,672 | 20,867 | 24,403 | 27,836 | 9,080 |
| Peso da aeronave, peso máx. de decolagem (kg) | 36,741 | 30,845 | 22,400 | 18,500 | 12,700 | 19,277 | 31,752 | 27,216 | 31,752 | 37,869 | 13,300 |
| Peso total de combustível (kg) | 06,133 | 06,292 | 05,240 | 03,505 | 02,300 | 03,794 | 08,382 | 06,352 | 08,618 | 08,163 | 02,458 |
| Taxa empuxo peso (tanque cheio) | 1.14 | 1.03 | 1.00 | 1.15 | 1.09 | 0.96 | 0.84 | 0.87 | 0.74 | 1.14 | 0.98 |
| Especificações / caças | F-15K | F-15C | MiG-29K | MiG-29B | JF-17 | J-10 | F-35A | F-35B | F-35C | F-22 |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Empuxo máximo dos motores (lbf) | 58,320 (2) | 46,900 (2) | 39,682 (2) | 36,600 (2) | 18,300 (1) | 27,557 (1) | 39,900 (1) | 39,900 (1) | 39,900 (1) | 70,000 (2) |
| Peso da aeronave, vazio (lb) | 37,500 | 31,700 | 28,050 | 24,030 | 14,520 | 20,394 | 29,300 | 32,000 | 34,800[16] | 43,340 |
| Peso da aeronave, tanque cheio (lb) | 51,023 | 45,574 | 39,602 | 31,757 | 19,650 | 28,760 | 47,780 | 46,003 | 53,800 | 61,340 |
| Peso da aeronave, peso máx. de decolagem (lb) | 81,000 | 68,000 | 49,383 | 40,785 | 28,000 | 42,500 | 70,000 | 60,000 | 70,000 | 83,500 |
| Peso total de combustível (lb) | 13,523 | 13,874 | 11,552 | 07,727 | 05,130 | 08,366 | 18,480 | 14,003 | 19,000[16] | 18,000 |
| Taxa empuxo peso (tanque cheio) | 1.14 | 1.03 | 1.00 | 1.15 | 1.09 | 0.96 | 0.84 | 0.87 | 0.74 | 1.14 |
- Densidade de combustível usada nos cálculos: 0.803 kg/l
- Para a tabela métrica, a taxa empuxo-peso foi calculada dividindo o empuxo pelo produto do peso total de combustível com a aceleração da gravidade.
- Motores do F-15K são Pratt & Whitney.
- O peso vazio do MiG-29K é uma estimativa.
- A taxa de motores do JF-17 são do RD-93.
- O peso vazio e carregado do J-10 são estimativas.
- A taxa de motores do J-10 são do AL-31FN.
Ver também
editarReferências
editar- John P. Fielding. Introduction to Aircraft Design, Cambridge University Press, ISBN 978-0-521-65722-8
- Daniel P. Raymer (1989). Aircraft Design: A Conceptual Approach, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., Washington, DC. ISBN 0-930403-51-7
- George P. Sutton & Oscar Biblarz. Rocket Propulsion Elements, Wiley, ISBN 978-0-471-32642-7
Notas
editar- ↑ Daniel P. Raymer, Aircraft Design: A Conceptual Approach, Section 5.1
- ↑ John P. Fielding, Introduction to Aircraft Design, Section 4.1.1 (p.37)
- ↑ John P. Fielding, Introduction to Aircraft Design, Section 3.1 (p.21)
- ↑ Daniel P. Raymer, Aircraft Design: A Conceptual Approach, Equation 5.2
- ↑ a b c George P. Sutton & Oscar Biblarz, Rocket Propulsion Elements (p. 442, 7th edition) "thrust-to-weight ratio F/Wg is a dimensionless parameter that is identical to the acceleration of the rocket propulsion system (expressed in multiples of g0) if it could fly by itself in a gravity-free vacuum"
- ↑ George P. Sutton & Oscar Biblarz, Rocket Propulsion Elements (p. 442, 7th edition) "The loaded weight Wg is the sea-level initial gross weight of propellant and rocket propulsion system hardware."
- ↑ «Thrust-to-Earth-weight ratio». The Internet Encyclopedia of Science. Consultado em 22 de fevereiro de 2009. Arquivado do original em 20 de março de 2008
- ↑ Northrop Grumman B-2 Spirit
- ↑ BAE Systems Hawk
- ↑ http://www.aviationsmilitaires.net/display/variant/1
- ↑ Sukhoi Su-30MKM#Specifications .28Su-30MKM.29
- ↑ «F-15 Eagle Aircraft». About.com:Inventors. Consultado em 3 de março de 2009
- ↑ http://www.globalsecurity.org/military/world/russia/mig-29-specs.htm
- ↑ http://www.aviationsmilitaires.net/display/aircraft/87/f_a-22
- ↑ Kampflugzeugvergleichstabelle Mader/Janes
- ↑ a b «Lockheed Martin Website». Consultado em 3 de novembro de 2016. Arquivado do original em 4 de abril de 2008