Questões de Engenharia Aeronáutica do ano 2013

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  • 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 = a0 / (1 + a0 / π Λ); sendo C = dCL / dα da asa, a0 = dCl / 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 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

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 CL/CD 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 CL 1/2 / CD é máximo.

  • D.

    a máxima autonomia ocorre quando o avião voa com velocidade tal que CL 3/2 / CD é máximo.

  • E.

    o máximo alcance ocorre quando o avião voa com velocidade tal que CL 1/3/ CD 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 CL 1/2 / CD 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 CL 1/2/ CD é máximo.

  • D.

    a máxima autonomia ocorre quando o avião voa com velocidade tal que CL 3/2/CD é máximo.

  • E.

    o máximo alcance ocorre quando o avião voa com velocidade tal que CL/CD é máximo.

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