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PublicouRicardo Chaparro Alterado mais de 9 anos atrás
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PRP30: INTRODUÇÃO E VISÃO GERAL Lecture 1: Introdução e Visão Geral 01_ 2012 Departamento de Engenharia Aeronáutica Instituto Tecnológico de Aeonáutica Cristiane Aparecida Martins
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Material aula Acesse para baixar os arquivos de aulas ftp://161.24.15.247/Cristiane/PRP30
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INTRODUÇÃO GERAL - VISÃO GERAL DE MOTORES AERONÁUTICOS
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CLASSIFICAÇÃO DOS SISTEMAS PROPULSIVOS
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SISTEMAS PROPULSIVOS (cont) Aqui: Somente a categoria prática TERMOQUÍMICA Termoquímicos podem ser divididos em 3 sub-categorias: –Foguetes (Propelente sólido ou Líquido) –Aspirados (Ramjet, Turbojet, Tubofan…) –Híbridos (Ramrocket por exemplo) OBJETIVO DA PROPULSÃO – CRIAR UMA FORÇA PARA MOVIMENTAR UM VEÍCULO
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TURBINAS, MOTORES CICLO DIESEL, MOTORES CICLO OTTO SÃO TODOS MÁQUINAS TÉRMICAS....O QUE SIGNIFICA???
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Motores ‘Perfeitos' a eficiência de conversão de energia é de 100% mas nem toda a energia é convertida em trabalho, o que significa que parte da energia é desperdiçada na exaustão. No motor elétrico o mínimo valor (na exaustão) é o zero (Terra), o que significa que teoricamente é possível obter 100% de eficiência na exaustão da carga elétrica, a qual não deixará nenhum resíduo. No motor hidráulico a mínima pressão de exaustão é a atmosférica, o que significa que parte da energia será desperdiçada na exaustão. No motor térmico, 'máquina térmica' a mínima temperatura é obtida nas condições ambientes, ou seja da ordem de 300K, significando que também existirá uma energia residual na saída. Se a saída fosse de Zero absoluto conseguiríamos extrair toda a energia contida.
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MÁQUINAS TÉRMICAS UTILIZAM FLUIDO DE TRABALHO
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A Figura abaixo mostra a construção básica de um compressor e turbina axiais. A turbina recebe gás de trabalho (alta pressão e aquecido) da esquerda para direita fazendo o rotor rodar. O compressor recebe o ar e o comprime em estágios.
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COMPRESSOR AXIAL TURBINA AXIAL
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Rover 1S60 Rotor
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PONTOS BÁSICOS – MÁQUINAS TÉRMICAS Todas as aeronaves com combustível hidrocarbonetos são MÁQUINAS TÉRMICAS Aplica-se no estudo –Mecânica de Fluídos Relata as variações na pressão, temperatura e velocidade do ar –Termodinâmica (Análise de Ciclo) Energia térmica →mecânica é estudada através da termodinâmica Estudo das variações de estado termodinâmico do ar ao atravessar a turbina Geometria da turbina NÃO importante, processos são importantes
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Termodinâmica Química Cálculo do estado final baseado em alguma informação do estado inicial –assumindo equilíbrio termodinâmico Propriedades do estado final –temperatura (temperatura de chama adiabática) conservação de energia – 1a lei da TD –composição de equilíbrio conservação da massa entropia - 2a lei da TD
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Por que estudar equilíbrio termodinâmico? Equilíbrio considera que a reação teve tempo suficiente para ocorrer. Cinética considera taxas de reações químicas.
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Por definição, a região cinética é o período no qual as concentrações dos componentes da reação estão constantemente variando. A região de equilíbrio é o período após nenhuma variação na concentração é observada. Região cinética versus região de equilíbrio
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Nem aí para o TEMPO!! Termodinâmica versus TEMPO TEMPO
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Termodinâmica - responde Primeira Lei – qual a máxima energia que consigo? Segunda Lei – quanto posso aproveitar desta energia e em qual direção o processo caminhará? O processo ocorrerá espontaneamente?
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TERMODINÂMICA BASEADA NA FRUSTAÇÃO
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Você NUNCAAAAA GANHA no máximo EMPATA E0 = Q - W No máximo Q = W Q W E0 = Q - W No máximo Q = W Princípio da conservação de energia – 1 Princípio da Termodinâmica
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SEGUNDA LEI DA TERMODINÂMICA: 2nd LAW A segunda lei define entropia, s, por: Onde dq reversíevl é o incremento de calor recebido em um processo reversível entre dois estados. A segunda lei também diz que para qualquer processo a soma das variações de entropia para o sistema mais as vizinhanças é igual ou maior que zero Igualdade somente existe em processo reversível (ideal)
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2 PRINCÍPIO DA TERMODINÂMICA EMPATA quando chega no ZERO
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3 PRINCÍPIO DA TERMODINÂMICA: 3st LAW Impossível reduzir qualquer sistema à temperatura do zero absoluto mediante um número finito de operações. De acordo com esse princípio, também conhecido como teorema de Nernst, a entropia de todos os corpos tende a zero quando a temperatura tende ao zero absoluto. VC NUNCA chega no ZERO
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ENERGIA LIVRE DE GIBBS - função de estado - propriedade extensiva S univ = S sis + S vizi Para T e P constantes: - T S univ = - T S sis + H sis (para T & P ctes) S univ = S sis - H sis T G = H – T S
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PROCESSO DE MOTOR AERONÁUTICO REPRESENTADO EM COORDENADAS TERMODINÂMICAS Primeira lei: E = Q - W, onde E é a energia total da parcela do ar: Para um processo ciclico E é zero (volta ao mesmo estado) Consequentemente: Q (calor líquido que entra) = W (trabalho líquido realizado) Quero um diagrama o qual represente a entrada ou saída de calor. Uma forma é fornecida pela Segunda Lei onde ds é a variação de entropia de uma unidade de massa da parcela e dq é a entrada de calor por unidade de massa Assim, uma variável deveria ser a entropia, s
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THERMODINAMICA: CICLO BRAYTON
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EXERCÍCIO Exercício 1: Prove que quanto maior a razão de pressão maior a eficiência térmica de uma turbina.
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conversão – definição intuitiva
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Conclusão (cont) a intensidade dos efeitos térmicos pode ser estimada através de dados termodinâmicos, o cálculo da constante de equilíbrio K pode ser realizado a partir da energia livre padrão G 0 dos materiais reagentes, Assim: – G 0 = - RTlnK, com a cte de equilíbrio conhecida pode se estimar o rendimento máximo da reação.
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Gaseq - equilíbrio Nos cálculos de equilíbrio é necessário saber quais produtos. http://www.c.morley.dsl.pipex.com/
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Resolver neste programa o ciclo Otto, queimando gasolina. –O ciclo Otto é modelado como um sistema fechado com massa fixa de ar/combustível, e utiliza os seguintes processos: 1-2 Compressão a qual é reversível e adiabática 2-3 Adição de calor proveniente do combustível 3-4 Expansão a qual é reversível e adiabática 4-1 Rejeição de calor para as paredes do cilindro Exemplo - equilibrio
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Aplicar o recurso do programa Gaseq para combustão de ciclo OTTO utilizando dados de um automóvel comercial. Novo Palio 2008 ELX 1.0 FLEX MOTOR Posição do motor: Transversal anterior Número de cilindros: 4 em linha Cilindrada total: 999,0 cm³ Taxa de compressão: 11,65:1 Potência máxima (ABNT) / regime: 65 CV/6.000 rpm (gasolina) - 66 CV/6.000 rpm (álcool) Torque máximo (ABNT) / regime: 9,1 kgm/2500 rpm (gasolina) - 9,2 kgm/2500 rpm (álcool) Nº de válvulas por cilindro: 2 Eixo de comando de válvulas: 01 no cabeçote
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Tendo 4 cilindros com o total de 999,0 cm³, cada cilindro tem volume de 249,75 cm³. Taxa de compressão 11,65:1 - A taxa de compressão é definida como a razão entre o máximo volume admitido pelo volume mínimo no início da admissão. Assim o volume totalmente expandido é de 249,75 cm³ e o volume mínimo (compressão) é de 21,437 cm³. Utilizado taxa de compressão de 11:1.
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1º Estágio: Admissão de ar/gasolina. (Pressão= 1 atm e Temperatura = 298 K).
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2º Estágio: Compressão de ar/gasolina. (Pressão= 11 atm e Temperatura = 544 K).
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3º Estágio: Queima de ar/gasolina a volume cte Pressão inicial = 11 atm e Tin = 544 Pressão final = 61 atm e Tfinal = 2823 K
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4º Estágio: Expansão e exaustão dos gases. Pressão final = 1 atm e Temperatura = 1196 K).
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Observe os valores de pressão correspondente ao final da combustão. Alta?? Um motor real a pressão ao final da combustão deverá estar entre 38 a 52 atm e a temperatura entre 2000 e 2500 C.
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EXERCÍCIO Exercício 2: Rode o Gaseq para o ciclo Brayton. Considere uma turbina com razão de compressão de 10.
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Escoamentos Reativos – Turbina a gás
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Conclusão A termodinâmica fornece dois importantes subsídios necessários a um projeto: –calor liberado ou absorvido durante a reação –rendimento máximo que se poderá obter da mesma.
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Máquinas térmicas – turbinas a gás e motores a pistão
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De acordo com o RAB (Registro Aeronáutico Brasileiro)- banco de dados onde estão registradas todas as aeronaves brasileiras), o Brasil possui um total de 12.505 aeronaves ativas, em números de 2009. Deste total, –873 são aeronaves propulsionadas a jato, –1.783 turboélices e –9.513 aeronaves a pistão, das aeronaves a pistão: 1.386 aeronaves privadas de instrução e 1.044 aviões agrícolas 12505 aeronaves + 1325 HELICOPTEROS = 13.830
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Propulsão a Jato Principio de operação baseado nas leis de movimento de Newton –2 lei – taxa de variação de momentum é proporcional ao empuxo aplicado (i.e. F = m x a) –3 lei – cada ação produz uma reação igual e oposta.
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Existem diferentes sistemas propulsivos PROPULSÃO EMPUXO = massa x variação de velocidade massa VERSUS v ou massa VERSUS v
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Quais forças atuam em uma aeronave ou foguete ? foguete Thrust (empuxo) drag (arrasto) weight (peso) e lift (sustentação )dragweight O movimento de uma aeronave depende das forças aerodinâmicas (drag e lift), do peso e do empuxo; INTRODUÇÃO
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Peso é a força gerada devido a atração gravitacional. Lift e drag são forças mecânicas/aerodinâmicas. (de contato). Forças aerodinâmicas são percebidas somente se o objeto está em movimento. Empuxo é também uma força mecânica, tal que o sistema propulsivo deve estar em contato com o fluido de trabalho para que se produza empuxo.
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EMPUXO...
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EQUAÇÃO GERAL DO EMPUXO - DEDUÇÃO
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Turbinas a Gás
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TURBOJATO Turbojato A turbina é projetada para produzir a potência exata para comandar o compressor. O gás que deixa o bocal de saída em alta pressão e temperatura é expandido para pressão atmosférica em um tubeira propulsora que produz jato em alta velocidade. A tubeira é o componente no qual o fluido de trabalho é expelido para fornecer jato de alta velocidade.
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Fluxo em um Turbojato
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Distribuição de temperatura e pressão
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Empuxo
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Turbofan Parte do ar liberado pelo compressor de baixa LP compressor ou fan ‘bypasses’ o núcleo do motor (HP compressor, combustion and turbines) para formar um jato propulsivo anular ou ar frio rodeando o jato quente. Resulta em jato de menor velocidade média mas melhor eficiência propulsiva e ruído reduzido.
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Turbofan
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Fluxo em um turbofan
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Empuxo em Turbofan
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Turboprop Para menores velocidades, a combinação de hélice e jato de exaustão fornece a melhor eficiência propulsiva. Tem dois estágios de compressor e câmera de combustão tipo Can. Turboprop podem também ser projetadas com uma turbina livre para comandar uma hélice ou um compressor LP adicional. (called free- turbine turboprop).
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Turboprop
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Fluxo em um turboprop
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Empuxo em Turboprop
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1 ft/s = 0,3048 m/s 1 ft/s = 1,09728 km/h
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Comparação
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Características do Jato Quantidades que definem um jato são: –área da secção transversal; –composição e –velocidade. Destes, somente a velocidade é característica majoritária e de considerável significância quantitativa.
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Caracteristicas do Jato em Sistemas Propulsivos Práticos
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O formato da superfície pode exigir maior quantidade de energia para movimentá-lo. Drag (arrasto)?
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Cd em automóveis http://www.prandiano.com.br/html/m_rev.htm#2
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Aeronaves, o que importa?
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Cl - Coeficiente de sustentação, que é de uma forma simplificada, a capacidade que tem um determinado perfil, de gerar sustentação. Neste ponto, quanto maior, melhor. Para o Cl é importante também a forma com que a curva de sustentação termina, ou seja, o ideal é que o início da perda de CL se dê de forma bastante suave, e não bruscamente. Um valor médio fica por volta de 1.4. Cd - Coeficiente de arrasto. Por ele podemos determinar quanto de potência vai ser consumida da aeronave para o vôo. O Cd, quanto menor, melhor. Valores mínimos por volta de 0.08 são bastante altos para os dias atuais, no entanto valores iguais a 0.03, é muito difícil de ser conseguido. Um perfil bom em termos de Cd tem seu valor mínimo por volta de 0.04 a 0.045.
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Calcule o empuxo exigido para um UAV de 2 toneladas com área de asa de 10m2 em voo steady-state com velocidade máxima equivalente de 400 kt (206 m/s).
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PERFIS COMUNS
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Aeronave - exemplo aeronavePiper J-3 Cub Special motor da aeronaveContinental A-65 potência máxima (SL)65hp rotação na potência máxima2350rpm condições atmosféricasISA SL: 101,325kPa @ 288,15K perfil da héliceClark-Y número de pás2 tipo de hélicepasso fixo ângulo da pá a ¾ do raio25º (máxima eficiência) As aeronaves de asa alta com montantes, são comuns há muito tempo, como por exemplo os CAP-4, PA-18, Piper Cub, Aeroncas, etc. Estas aeronaves são dotadas de uma área de asa bastante generosa, normalmente têm uma motorização bastante modesta, e se utilizam de perfis de fluxo turbulento de alta sustentação., ou seja, os Clark Y, Clark YH, USA 35B, NACA 4412, e NACA 4415
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Seleção da Configuração para determinado regime de vôo Parâmetros de interesse: SFC (Specific Fuel Consumption), especialmente para um empuxo relativamente alto ou nível de potência correspondente ao cruzeiro. Subida e descida tornam-se importantes para trajetos curtos. Peso e Área frontal (considere o arrasto devido a área do motor), particularmente para altos Mach Custo – pode ate ser aumentado com tamanho motor/aeronave, mas aplicações caras tais como mísseis deve ser tanto barato quanto prático.
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FATOR DE RANGE – FATOR DE ALCANCE Parâmetro comumente utilizado para acessar a adequação de configuração de motor para determinada exigência de missão Razão do peso de combustível e motor para empuxo líquido para determinado alcance e velocidade de vôo. Claramente quanto menor melhor
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FATOR DE RANGE VERSUS MACH
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O peso e a área frontal do motor a pistão aumenta muito mais rápido com a potência de saída do que a turbina a gás. A imensa importância destes fatores na velocidade de vôo é quantificada pelo diagrama do fator de range. Acima de Mach 0.3 considerações sobre o peso e a área frontal faz com que a turboélice suplante o motor a pistão como planta ótima. Tem melhor consumo de combustível do que o turbojato e turbofan devido ao alto desempenho propulsivo, gerando empuxo pela grande quantidade de ar proveniente da hélice a velocidade de jato baixa. Acima de Mach 0.6 a turboélice torna-se não competitiva, devido principalmente ao alto peso e área frontal. Também a exigência de altas velocidades de topo esbarram em projeto mecânico complicado, além do que altas velocidades de topo criam ruídos insuportáveis.
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Acima de Mach 0.6 Mach o turbofan e turbojato competem dependendo da aplicação. Turbofan tem melhor SFC do que turbojato, mas empuxo específico pior e maior peso e área frontal. Aumento da razão de bypass fornece: –SFC melhora; –Capacidade de empuxo reverso aumenta; –Peso / Empuxo aumenta –Área frontal / Empuxo aumenta; –O número de estágios de LP para comandar o fan aumenta rapidamente; –O custo por unidade de empuxo aumenta
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Maior razão de bypass é muito competitivo para Mach de aproximadamente 0.8, enquanto Mach 2.2 o número ideal de razão de bypass é menor do que 1 e o turbojato torna-se altamente competitivo. Por volta de Mach 2.0 o empuxo específico do ramjet torna-se melhor do que turbojato, entretanto tem um consumo específico muito ruim.
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m = massa do motor (kg) FN = empuxo (N) SFC = consumo específico = kg/N h VTAS = velocidade real da aeronave relativa a do ar (km/h) Cnacelle = coeficiente de arrasto da nacelle Aengine = área frontal do motor RHO = densidade do ar (kg/m 3 )
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1 kts = 0,514 m/s M = número de Mach γ = 1.4 R = 287.05 J/kgK T em K
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Temperatura ambiente ISA Se ALT < 11000m Se
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Pressão ambiente ISA Se ALT < 11000m Se
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Considerando que =1.2248 kg/m3 é a densidade do ar para condições ISA ao nível do mar Pamb (kPa), R = 287.05 J/kgK e T (K)
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