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Title of test:
Teoria PPA ANAC 2

Description:
Teoria PPA ANAC 2

Author:
Thyago R. Souza
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Creation Date:
21/07/2014

Category:
Others

Number of questions: 50
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Content:
Quando se aumenta o ângulo de ataque num perfil assimétrico a resultante aerodinâmica: mantém-se numa posição fixa sobre a corda média aerodinâmica é inversamente proporcional ao ângulo de ataque passa através da corda média em posições variáveis em direção ao bordo de ataque passa através da corda média em posições variáveis em direção ao bordo de fuga.
Quando um aerofólio atinge o ângulo de ataque crítico, tem-se: CL máximo e CD mínimo CL mínimo e CL alto CL máximo e CD alto CL mínimo e CD mínimo.
O coeficiente de sustentação de um aerofólio atinge seu valor máximo no ângulo: mínimo de estol ou crítico de maior rendimento (ótimo) de arrasto mínimo.
Valores de CL negativos relacionam-se com ângulos de ataque próprios para vôos: de dorso em altas velocidade em cabradas violentas em velocidades médias.
A especificação NACA-0012, indica que no aerofólio: o perfil é simétrico, indicado pelo "00", a razão de fineza está situada a 25% da corda média o 12 indica a espessura ( razão de fineza), em porcentagem da corda, todas as alternativas anteriores são corretas.
A corda média do perfil de um aerofólio é uma linha imaginária que: une a raiz à ponta do aerofólio une o bordo de ataque ao bordo de fuga divide o aerofólio exatamente ao meio une a cambra inferior à cambra superior.
O ângulo de ataque é formado entre o: vento relativo e a corda eixo longitudinal e a corda da asa eixo longitudinal e o vento relativo vento relativo e a direção do arrasto.
O ângulo formado pela corda média do perfil aerodinâmico e o eixo longitudinal da aeronave é denominado ângulo: de ataque de incidência diedro de "enflechamento".
O ângulo formado entre a corda do perfil e a direção do vento relativo, chama-se ângulo: de ataque de incidência de atitude da trajetória.
A linha imaginária que une o bordo de ataque ao bordo de fuga de um aerofólio é denominada: corda linha de curvatura média flecha ordenada.
A linha imaginária de um aerofólio que é eqüidistante da cambra inferior e da cambra superior, é denominada: curvatura linha de curvatura média corda espessura.
A razão entre a envergadura e a corda de um aerofólio é denominada: alongamento espessura razão média comprimento.
O alongamento, ou razão de aspecto, é a razão entre a: envergadura e a área da asa de uma aeronave envergadura e a corda da asa de uma aeronave área e a envergadura da asa de uma aeronave corda média geométrica e a corda média aerodinâmica.
Alongamento de uma asa é a relação entre: envergadura e CMA CMA e envergadura envergadura e CMG CMG e centro de pressão.
O ângulo de incidência é formado entre o: vento relativo e a corda da asa eixo longitudinal e a corda da asa eixo longitudinal e o vento relativo vento relativo e a direção do arrasto.
Para se conhecer o ângulo de ataque é necessário que se leve em consideração o vento relativo e o/a: horizonte corda do perfil eixo transversal eixo longitudinal.
As superfícies de comando que produzem as forças necessárias para controlar o avião, atuam com base no/na: variação do impacto variação do ângulo de ataque variação do ângulo de incidência impacto do ar alterando o plano fixo.
O ângulo de sustentação nula nos aerofólios é conseguido com ângulos de ataque: negativos nos perfis simétricos iguais a zero nos perfis assimétricos iguais a zero nos perfis simétricos positivos em quaisquer perfis, simétricos e assimétricos.
A relação entre a sustentação e a resistência ao avanço de um perfil de aerofólio chama- se: coeficiente de sustentação eficácia do perfil sustentação do perfil ângulo crítico.
O estol pode ocorrer: no vôo em turbulência com o aumento da potência com o aumento da velocidade com a redução do ângulo de ataque.
O movimento de uma aeronave em torno do seu eixo transversal, é denominado: rolagem arfagem bancagem guinada.
Quando se leva o comando dos ailerons para a esquerda, o/os: movimento de arfagem é iniciado compensadores são levados para a posição neutra aileron esquerdo é baixado e o direito levantado aileron direito é baixado e o esquerdo levantado.
A superfície dorsal de um aerofólio, por onde os filetes de ar do vento relativo passam com maior velocidade, chama-se: cambra inferior cambra superior centro de pressão corda do aerofólio.
A troca de hélice em uma aeronave modifica a potência: efetiva nominal disponível necessária.
Se aumentarmos o ângulo de ataque além do valor entre o coeficiente de sustentação máximo, os filetes de ar não mais conseguem acompanhar a curvatura superior do aerofólio e se desprendem da superfície, formando-se turbulento. Tal fenômeno ocorre imediatamente após um ângulo denominado: crítico ou de estol de sustentação máxima de perda qualquer das anteriores.
A hélice de passo ajustável tem sempre bom rendimento: em qualquer situação numa determinada RPM na condição para a qual foi ajustada quando os ajustes ocorrem durante o vôo.
O recuo da hélice é traduzido como a diferença entre o/a: passo real e o passo efetivo passo teorico e o passo efetivo potência útil e potência nominal potência efetiva e potência nominal.
Dadas duas hélices similares, a de menor passo será ineficiente nas: subidas decolagens condições para as quais construída altas velocidades, em vôos de cruzeiro.
A área plana equivalente produz um arrasto igual ao arrasto: total da asa parasita induzida.
Resistência induzida é provocada: pela fuselagem pelo perfil da asa por turbilhonamento na ponta da asa por toda as partes que não produzem sustentação.
A resistência induzida: não varia com o peso depende do alongamento é maior em altas velocidades é constante em qualquer situação de vôo.
A resistência parasita é aquela produzida pela asa todo avião menos a asa pelo atrito da camada limite pelo turbilhonamento de ponta de asa.
A resistência induzida é reduzida por um: maior alongamento menor alongamento maior ângulo de ataque menor ângulo de incidência.
O resultado da fricção do ar sobre o aerofólio é denominado arrasto: do perfil induzido parasita total.
Uma chapa plana perpendicular ao direção do vento relativo tem maior resistência ao avanço que uma forma aerodinâmica de igual área frontal, porque: o impacto do ar na chapa é maior na verdade, a chapa plana possui menor resistência ao avanço o escoamento do ar é mais turbulento atrás da chapa, formando uma sucção o afilamento na parte lateral da superfície aerodinâmica corta melhor o ar.
A resistência parasita (arrasto parasita) depende de: densidade do ar e velocidade densidade do ar e área plana equivalente densidade do ar, área plana equivalente e velocidade coeficiente de arrasto, área plana equivalente, densidade e velocidade.
Durante uma subida, o componente do peso é: somado à tração somado ao arrasto subtraído do arrasto somado à sustentação.
No vôo ascendente a sustentação é: menor que o peso maior que o peso igual ao peso não existe relação.
Durante uma decolagem, o vento de proa: diminui a corrida no solo aumentará a corrida no solo diminui a velocidade aerodinâmica de decolagem aumenta a velocidade aerodinâmica de decolagem.
A situação em que se obtém maior sustentação, numa decolagem, é: pressão alta, temperatura alta e ar úmido pressão alta, temperatura baixa e ar seco pressão baixa, temperatura alta e ar seco pressão alta, temperatura baixa e ar úmido.
Durante o pouso, o vento de proa: reduz a corrida no solo aumenta a corrida no solo aumenta a razão de descida diminui o ângulo de descida.
Quando uma aeronave encontra-se em vôo descendente, com um ângulo de ataque de 20°, o vento relativo: é vertical é horizontal sobe com um ângulo de 20° desce com um ângulo de 20°.
Quando aumenta o peso da aeronave, a razão de subida fica: igual maior menor indiferente.
A velocidade da aeronave de maior ângulo de subida, em relação a de maior razão de subida, é: igual maior menor indiferente.
Quando aumenta a área de fuma aeronave, o maior ângulo de subida é: igual maior menor indiferente.
No teto operacional, a aeronave: não sobe mais sobe com ângulo máximo de 8° sobe com razão máxima de 100 FT/min sobe com razão máxima de 500 FT/min.
Uma aeronave está no seu teto prático, quando ainda consegue manter uma razão de subida de: 50 FT/min 100 FT/min 150 FT/min 200 FT/min.
No teto prático (ou de serviço) a R/S ( razão de subida) máxima é igual a: zero 100 ft/min ( 0,51 m/s) 1500 ft/min não existe valor definido.
Considerem-se dois aviões iguais com pesos diferentes, numa situação de descida em vôo planado. O que tiver maior peso terá: maior razão de descida maior ângulo de planeio menor distância de planeio menor velocidade de planeio.
Para que uma ACFT possa manter o vôo em curva sem variar a altitude, é necessário: que a sustentação diminua compensar a força centrípeta manter a mesma potência do vôo reto e nivelado que a sustentação seja maior que o peso da ACFT.
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