Taxa empuxo-peso

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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[editar | editar código-fonte]

A 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[editar | editar código-fonte]

A 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[editar | editar código-fonte]

A taxa empuxo-peso de um foguete contra a Isp para diferentes tecnologias de propelentes

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[editar | editar código-fonte]

Aeronaves[editar | editar código-fonte]

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 | editar código-fonte]

Tabela A: Taxa empuxo peso, peso de combustível, e pesos diferentes do aviões (unidade métrica)
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
Tabela B: Taxa empuxo peso, peso de combustível, e pesos diferentes do aviões
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[editar | editar código-fonte]

Referências[editar | editar código-fonte]

  • 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 | editar código-fonte]

  1. ↑ Daniel P. Raymer, Aircraft Design: A Conceptual Approach, Section 5.1
  2. ↑ John P. Fielding, Introduction to Aircraft Design, Section 4.1.1 (p.37)
  3. ↑ John P. Fielding, Introduction to Aircraft Design, Section 3.1 (p.21)
  4. ↑ Daniel P. Raymer, Aircraft Design: A Conceptual Approach, Equation 5.2
  5. ↑ 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"
  6. ↑ 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."
  7. ↑ «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 
  8. ↑ Northrop Grumman B-2 Spirit
  9. ↑ BAE Systems Hawk
  10. ↑ http://www.aviationsmilitaires.net/display/variant/1
  11. ↑ Sukhoi Su-30MKM#Specifications .28Su-30MKM.29
  12. ↑ «F-15 Eagle Aircraft». About.com:Inventors. Consultado em 3 de março de 2009 
  13. ↑ http://www.globalsecurity.org/military/world/russia/mig-29-specs.htm
  14. ↑ http://www.aviationsmilitaires.net/display/aircraft/87/f_a-22
  15. ↑ Kampflugzeugvergleichstabelle Mader/Janes
  16. ↑ a b «Lockheed Martin Website». Consultado em 3 de novembro de 2016. Arquivado do original em 4 de abril de 2008 
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