{"id":444,"date":"2020-05-07T18:35:21","date_gmt":"2020-05-07T18:35:21","guid":{"rendered":"https:\/\/simuladosanac.com\/blog\/?p=444"},"modified":"2022-07-30T21:46:27","modified_gmt":"2022-07-30T21:46:27","slug":"simulado-aerodinamica-de-alta-velocidade","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/simuladosanac.com\/blog\/simulado-aerodinamica-de-alta-velocidade\/","title":{"rendered":"Simulado ANAC Aerodin\u00e2mica de Alta Velocidade"},"content":{"rendered":"

AERODINÂMICA E TEORIA DE VOO DE ALTA VELOCIDADE<\/h2>\n

Gabarito<\/h3>\n
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\"ícone\"<\/div>\n
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Simulado ANAC Aerodinâmica de alta velocidade<\/a><\/h3>\n
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\n Download<\/a>\n <\/div>\n <\/div>\n <\/div>\n<\/div>\n\n<\/div>\n

01) Para manter-se um vôo nivelado a Mach constante, à medida que o peso bruto diminui deve-se:
\na) reduzir a tração b) aumentar a tração
\nc) manter a tração constante d) nenhuma das citadas<\/p>\n

02) A sustentação de uma asa depende:
\na) do tipo de perfil usado na asa, da velocidade com que a asa se move através do ar e da densidade do ar
\nb) da potência do seu grupo moto-propulsor
\nc) da carga alar do projeto
\nd) do maior CL<\/p>\n

03) Quando no carregamento de uma aeronave não houver cuidado quanto ao posicionamento do centro de gravidade, poderá ocorrer:
\na) instabilidade longitudinal b) aumento na distância de decolagem
\nc) decréscimo nos fatores estruturais de segurança d) todas as citadas<\/p>\n

04) A onda de proa<\/a> se forma:
\na) acima do Mach crítico b) abaixo do Mach crítico
\nc) acima de Mach 1 d) abaixo de Mach 1<\/p>\n

05) O efeito de compressibilidade é:
\na) a proximidade da velocidade do som
\nb) a onda de choque no Mach crítico
\nc) a vibração do avião quando atinge velocidades próximas a máxima do projeto
\nd) nenhuma das citadas<\/p>\n

06) O maior perigo proveniente da formação de gelo sobre a aeronave consiste na deterioração da eficiência aerodinâmica da aeronave, isto acontece devido:
\na) a deformação dos perfis
\nb) a modificação da resposta a atuação dos comandos
\nc) a redução de potência do motor por obstrução da entrada de ar
\nd) nenhuma das citadas<\/p>\n

07) Num procedimento de espera sobre o auxilio básico da IAL, deve-se usar nos motores o regime de:
\na) máximo alcance b) máxima autonomia
\nc) velocidade máxima d) cruzeiro máximo<\/p>\n

08) A velocidade máxima na qual uma decolagem pode ser interrompida é conhecida como:
\na) VR b) V2
\nc) V1 d) VREF<\/p>\n

09) O dutch roll é a combinação de movimentos de guinada e rolamento, nas aeronaves com asas enflechadas, o rolamento associado:
\na) é menor que o correspondente a usa asa reta, sem enflechamento
\nb) é maior que o correspondente a uma asa reta, sem enflechamento
\nc) nada se pode concluir
\nd) depende do diedro<\/p>\n

10) A medida que aumenta a velocidade do vento relativo as ondas de choque que se formam sobre as partes da aeronave:
\na) tendem a desaparecer b) aproximam-se do bordo de fuga do aerofólio
\nc) tendem a aumentar de intensidade d) aproximam-se do bordo de ataque do aerofólio<\/p>\n

11) Em uma aeronave em vôo, próximo às pontas das asas o ar consegue contornar as mesma deslocando-se de baixo para cima tentando equilibrar as pressões dando origem a:
\na) resistência ao avanço equivalente b) resistência ao avanço parasita
\nc) resistência ao avanço d) resistência ao avanço induzida<\/p>\n

12) Consideramos como aeronave subsônica aquela cujo limite máximo de velocidade seja:
\na) o Mach crítico b) o Mach 1
\nc) menor que o Mach 1 d) menor que o Mach crítico<\/p>\n

13) O deflexionamento de uma asa enflechada durante o vôo:
\na) desloca o centro de pressão para a frente b) desloca o centro de pressão para a frente
\nc) aumenta o angulo de incidência d) aumenta a sustentação<\/p>\n

14) O sentido do fluxo transversal, à medida em que este se aproxima do bordo de fuga de uma asa com enflechamento é:
\na) da ponta para a raiz da asa b) do intradorso para o extradorso da asa
\nc) da raiz para a ponta da asa d) do extradorso para o intradorso da asa<\/p>\n

15) As laminas paralelas as cordas das asas (colocadas quase sempre no extradorso da mesma), são conhecidas como:
\na) spoiler b) wing-fence
\nc) Vortex Generator d) slot<\/p>\n

16) O piloto que tenta, em princípio, contrariar a atitude de uma aeronave que está sob a influência de movimento pendular (dutch roll);
\na) recuperará a estabilidade lateral do avião b) apenas diminuirá a amplitude dos movimentos
\nc) levará a aeronave a atitudes de vôo ainda piores d) não afetará as atitudes de vôo<\/p>\n

17) Durante o vôo de alta velocidade, um acionamento dos comandos de forma brusca poderá ocasionar:
\na) fatores carga elevados b) esforço estrutural no avião
\nc) movimentos opostos aos movimentos comandados d) qualquer das citadas<\/p>\n

18) A condição de vôo em que se obtém o menor consumo por distância percorrida é conseguida com o regime de potência:
\na) maximum endurance b) high speed
\nc) long range d) constant speed<\/p>\n

19) O deslocamento do ar em torno de uma asa produz uma força que empurra a asa para trás e para cima, esta força chama-se:
\na) resultante aerodinamica b) arrasto permitido
\nc) sustentação d) arrasto parasita<\/p>\n

20) Consideramos aeronave de alta velocidade quando a mesma voar com velocidades superiores a:
\na) 300 kt b) 350 kt
\nc) 380 kt d) 400 kt<\/p>\n

21) Os slats são dispositivos:
\na) hipersustentadores
\nb) que aumentam o coeficiente de sustentação máximo sem alterar a curvatura da asa
\nc) que permitem vôo com ângulos de ataque maiores
\nd) todas as citadas<\/p>\n

22) Onda de expansão é uma região de:
\na) alta densidade b) baixa densidade
\nc) limite de fluxos d) nenhuma das citadas<\/p>\n

23) Para a recuperação de um dutch roll em que a aeronave começa a girar para a direita, o piloto deverá:
\na) guiná-la ainda mais para a direita b) utilizar os ailerons, do lado contrario ao da guinada
\nc) desligar o yawl-dumper d) cessar os comandos<\/p>\n

24) O vento relativo atinge uma asa enflechada formando um ângulo:
\na) maior do que o ângulo de enflechamento b) igual ao ângulo de enflechamento
\nc) menor que o ângulo de enflechamento d) perpendicularmente ao bordo de ataque<\/p>\n

25) A base da sustentação nos vôos de altas velocidades é:
\na) a onda de expansão b) a onda de choque
\nc) o vento relativo d) a resistência<\/p>\n

26) Se o ponto de maior curvatura do aerofólio estiver localizado no primeiro terço, a onda de choque aparecerá:
\na) na ponta da asa b) próximo ao bordo de fuga
\nc) próximo ao bordo de ataque d) exatamente no bordo de fuga<\/p>\n

27) A ação do enflechamento em baixas velocidades acarreta para a aeronave:
\na) facilidade de controle b) a condição de equilíbrio dinâmico instável
\nc) equilíbrio dinâmico estável d) nenhuma das citadas<\/p>\n

28) Quanto maior o enflechamento das asas de uma aeronave:
\na) menor será o Mach crítico b) menor será o fluxo transversal
\nc) maior será o Mach crítico d) maior as conseqüências de um fluxo misto<\/p>\n

29) Imprimir velocidade à camada de ar e obrigá-la a ficar junto do aerofólio é a função do:
\na) wing fence b) vortex generator
\nc) slot d) spoiler adicional<\/p>\n

30) O aparecimento da onda de choque acarreta ao vôo:
\na) perda de sustentação b) descolamento da camada limite
\nc) estol de alta velocidade d) todas as citadas<\/p>\n

31) Um dos recursos usados para corrigir as tendências do fluxo transversal é o uso:
\na) do vortex generator b) de lâminas paralelas a corda da asa
\nc) de slots d) de spoiler corretor<\/p>\n

32) A condição de vôo em que se obtém o menor tempo por distância percorrida é conhecida como:
\na) long range b) specific range
\nc) maximum endurance d) high speed<\/p>\n

33) Se por algum motivo a camada limite divisória entre o ar e um aerofólio torna-se muito espessa, o avião tem:
\na) aumentada a estabilidade b) sobre o extradorso uma região de turbulência
\nc) diminuído o fluxo subsônico d) nenhuma das citadas<\/p>\n

34) O Mach crítico de uma aeronave é o número Mach no qual a velocidade do vento relativo atinge:
\na) num único ponto da asa o Mach 1 b) na cambra inferior a depressão máxima
\nc) em toda a extensão do dorso o Mach crítico d) duas vezes o Mach 1 em um ponto da asa<\/p>\n

35) Uma das consequências causadas pela espessura da onda de choque é o:
\na) aumento da sustentação b) aumento do Mach critico
\nc) estol de alta velocidade d) estol de baixa velocidade<\/p>\n

36) O aparecimento de uma onda de choque na superfície da asa tem como principal consequência o descolamento da camada limite, que ocorre, inicialmente, junto:
\na) e atrás da onda b) ao nariz da acft
\nc) e a frente da onda d) a empenagem da acft<\/p>\n

37) O número Mach é calculado pela razão, no mesmo nível de vôo, entre:
\na) TAS e velocidade do som b) velocidade do som e TAS
\nc) IAS e velocidade do som d) velocidade do som e IAS<\/p>\n

38) Considere uma ACFT que tenha área lateral acima do CG menor do que a abaixo deste. Em consequência do efeito de quilha, ao sofrer a influência de um vento lateral, tal ACFT apresentará estabilidade:
\na) estável b) dinâmica
\nc) instável d) indiferente<\/p>\n

39) Uma aeronave mantém vôo nivelado com TAS constante, sendo observado um aumento da OAT. Como consequência do aumento, haverá um(a):
\na) aumento do número Mach b) diminuição do número Mach
\nc) aumento do fluxo transversal d) diminuição do fluxo transversal<\/p>\n

40) Na atmosfera<\/a>, a velocidade de propagação sonora aumenta com o aumento da:
\na) VI
\nb) umidade
\nc) altitude<\/a>
\nd) temperatura<\/p>\n

41) Um dos efeitos da compressibilidade do ar, que começa a se manifestar durante um fluxo transônico, é a onda de choque. Os fluxos que ocorrem imediatamente e após a mesma são, respectivamente:
\na) subsônico e subsônico b) supersônico e subsônico
\nc) subsônico e supersônico d) supersônico e hipersônico<\/p>\n

42) O fluxo turbulento que se verifica atrás da onda de choque é sentido pelo piloto, como uma vibração irregular, em toda a aeronave. Tal fenômeno é conhecido como:
\na) pitch up b) buffeting
\nc) yaw damper d) tuck under<\/p>\n

43) O aparecimento da onda de choque sobre a asa pode acarretar:
\na) aumento de sustentação b) ausência de turbulência
\nc) estol de alta velocidade d) aderência da camada limite<\/p>\n

44) A ocorrência de uma onda de choque, a meia distancia entre o bordo de ataque e o bordo de fuga, indica que o avião está voando em regime:
\na) subsônico b) transônico
\nc) supersônico d) hipersônico<\/p>\n

45) Durante um estol de alta velocidade, o piloto, a fim de fazer a recuperação, deverá:
\na) aumentar a potência b) diminuir a velocidade
\nc) aumentar a velocidade d) diminuir o fluxo subsônico<\/p>\n

46) O uso de asa com alto grau de enflechamento, nas modernas aeronaves de alta velocidade, tem por finalidade principal o aumento do(a):
\na) carga útil b) sustentação
\nc) número Mach crítico d) estabilidade longitudinal<\/p>\n

47) Durante o deslocamento em alta velocidade de uma aeronave com asas enflechadas, a componente da velocidade do ar, no sentido perpendicular ao bordo de ataque, em relação a velocidade do vento relativo, será:
\na) menor b) maior
\nc) igual d) variável<\/p>\n

48) Em um fluxo supersônico, uma aeronave terá a sua frente uma onda de choque, do tipo:
\na) reta b) curva
\nc) oblíqua d) horizontal<\/p>\n

49) Quando as ondas de choque, superior e inferior, em deslocamento, encontrarem-se tangenciando o bordo de fuga, a ACFT estará no:
\na) M .70 b) M .80
\nc) M .90 d) M 1.0<\/p>\n

50) Quando uma ACFT atingir o Mach crítico, ocorrerá um(a):
\na) aumento do arrasto b) diminuição da tração
\nc) diminuição da potência necessária d) aumento do coeficiente de sustentação<\/p>\n

51) Para a recuperação de um dutch roll em que a aeronave começa a girar para a esquerda, o piloto deverá:
\na) largar o manche b) desligar o yaw damper
\nc) guiná-la para a direita d) guiná-la ainda mais para a esquerda<\/p>\n

52) Pequenas superfícies utilizadas para introduzir ar com maior energia cinética nas áreas turbulentas da camada limite, atrás da onda de choque, chamam-se:
\na) spoilers b) wing fences
\nc) perfis supercríticos d) geradores de vórtices<\/p>\n

53) Os aviões que estão sujeitos ao tuck under são, normalmente, equipados com um dispositivo automático de correção, denominado Mach:
\na) stall b) buffet
\nc) vortex d) trimmer<\/p>\n

54) Para aumentar a eficiência do controle lateral principalmente nas altas velocidades, os ailerons internos podem operar em conjunto com os:
\na) flaps b) slots
\nc) spoilers d) ailerons externos<\/p>\n

55) Os ailerons externos, normalmente, não são usados quando uma aeronave voa em alta velocidade, uma vez que podem acarretar:
\na) variação do CG b) aumento da sustentação
\nc) instabilidade catastrófica d) torção na extremidade da asa<\/p>\n

56) O spoiler pode ser usado para:
\na) reduzir o arrasto b) aumentar a curvatura da asa
\nc) reduzir a sustentação da asa d) aumentar a velocidade de pouso<\/p>\n

57) O efeito de uma mudança brusca na direção ou intensidade do vento, numa certa fase do vôo, chama-se:
\na) wind shear b) wind aloft
\nc) wind upset d) wind spanwise<\/p>\n

58) Para a recuperação de um estol de velocidade, a atitude inicial do piloto será:
\na) empurrar o manche para trás b) empurrar o manche para a frente
\nc) acionar os ailerons alternadamente d) acionar o leme de direção para ambos os lados<\/p>\n

59) Na atmosfera<\/a>, a velocidade do som varia unicamente com o\/a:
\na) pressão b) densidade
\nc) temperatura d) ângulo de ataque<\/p>\n

60) De uma maneira geral, se o ponto de maior curvatura do aerofólio estiver localizado no primeiro terço do mesmo, a onda de choque aparecerá próximo ao:
\na) profundor
\nb) bordo de fuga
\nc) bordo de ataque
\nd) intradorso da asa<\/p>\n

61) Um dos problemas causados pela espessura da onda de choque é o:
\na) aumento do Mach crítico b) estol de baixa velocidade
\nc) deslocamento da camada limite d) aumento exagerado da sustentação<\/p>\n

62) Ao passar pela asa de um avião, o vento relativo é desviado, atingindo o plano estabilizador horizontal:
\na) produzindo uma força para cima b) propiciando estabilidade lateral
\nc) mediante um ângulo de ataque negativo d) produzindo uma força que não pode ser regulada<\/p>\n

63) O efeito de fuselagem tem influência na estabilidade:
\na) lateral b) vertical
\nc) direcional d) longitudinal<\/p>\n

64) A camada de ar que se encontra diretamente em contato com a superfície da aeronave e aderente à mesma é conhecida como:
\na) turbilhão b) camada limite
\nc) onda de choque d) zona de baixa pressão<\/p>\n

65) A velocidade equivalente é obtida corrigindo-se a:
\na) IAS para os erros dos instrumentos b) CAS para os erros de compressibilidade
\nc) TAS para os erros de pressão estática d) GS para os erros de instalação do instrumento<\/p>\n

66) Uma aeronave voando nivelada em ar calmo tem um fator de carga de:
\na) 1 G b) 0 G
\nc) 2 G d) 3 G<\/p>\n

67) A condição de vôo em que se mantém constante a IAS ou o Mach chama-se:
\na) high speed b) long range
\nc) constant speed d) specific range<\/p>\n

68) O aparecimento da onda de choque acarreta ao vôo:
\na) aumento de sustentação b) estol de baixa velocidade
\nc) instabilidade longitudinal d) descolamento da camada limite<\/p>\n

69) A base da sustentação nos vôos de altas velocidades é o\/a:
\na) resistência b) onda de choque
\nc) vento relativo d) onda de expansão<\/p>\n

70) Durante um vôo de alta velocidade, o acionamento dos comandos de forma brusca poderá ocasionar:
\na) fatores de carga menores b) respostas esperadas rápidas
\nc) pouco esforço estrutural no avião d) movimentos opostos aos movimentos comandados<\/p>\n

71) O número de Mach crítico é aumentado através do uso:
\na) da camada limite b) de asas enflechadas
\nc) do fluxo transversal d) de geradores de vórtice<\/p>\n

72) A razão de subida de uma aeronave cairá a zero ao atingir o teto:
\na) prático
\nb) absoluto
\nc) de serviço
\nd) operacional<\/p>\n

73) Considere uma aeronave em vôo com IAS constante, mantendo um determinado FL. Se houver aumento na OAT, sua:
\na) IAS e potência necessária aumentam
\nb) TAS e potência necessária diminuem
\nc) TAS e potência necessária aumentam
\nd) IAS e potência necessária diminuem<\/p>\n

74) Uma aeronave voando a Mach constante possui determinada TAS, caso haja um aumento na OAT, a TAS:
\na) aumenta e o Mach diminui
\nb) diminui e o Mach aumenta
\nc) aumenta e o Mach permanece constante
\nd) diminui e o Mach permanece constante<\/p>\n

75) Quando o valor do CL é máximo, significa ângulo de:
\na) estol
\nb) ataque nulo
\nc) ataque para vôo de dorso
\nd) ataque de sustentação nula<\/p>\n

76)As lâminas paralelas às cordas da asa, colocadas quase sempre no extradorso da mesma, são conhecidas como:
\na) slot
\nb) spoiler
\nc) wing-fence
\nd) vortex generator<\/p>\n

77)Considera-se como aeronave subsônica aquela cujo limite máximo de velocidade seja:
\na) o Mach 1
\nb) o Mach crítico
\nc) menor que o Mach 1
\nd) menor que o Mach crítico<\/p>\n

78) Sempre que um perfil aerodinâmico (diferente do tipo cunha dupla) estiver sob a influência de um fluxo misto (supersônico \/ subsônico ), aparecerá na zona limite entre os dois fluxos:
\na) acúmulo de ondas de expansão
\nb) uma linha de baixa pressão
\nc) uma faixa onde a velocidade do fluxo de ar será nula
\nd) uma onda de choque<\/p>\n

79) Durante um vôo, o atrito e a compressibilidade do ar tornarão a TAT:
\na) igual a OAT
\nb) igual a SAT
\nc) maior que a OAT
\nd) menor que a SAT<\/p>\n

80) A altitude<\/a> que tem como referência NÃO uma pressão, mas a variação da densidade do ar na atmosfera<\/a> padrão, sendo utilizada para os cálculos de performance, denomina-se altitude<\/a>:
\na) pressão
\nb) densidade
\nc) calibrada
\nd) verdadeira<\/p>\n

81) A condição de vôo em que se obtém o menor consumo por distância percorrida é conseguida com o regime de potência denominado:
\na) long range
\nb) high speed
\nc) constant speed
\nd) maximum endurance<\/p>\n

82)Um dos recursos usados para corrigir as tendências do fluxo transversal é o uso:
\na) do vortex generator
\nb) de lâminas paralelas à corda da asa
\nc) de slots
\nd) de spoiler corretor<\/p>\n

83) Onda de expansão é uma região de:
\na) alta densidade
\nb) baixa densidade
\nc) limite de fluxos
\nd) nenhuma das citadas<\/p>\n

84) O vento relativo atinge uma asa enflechada formando um ângulo:
\na) maior do que o ângulo de enflechamento
\nb) igual o ângulo de enflechamento
\nc) menor que o ângulo de enflechamento
\nd) perpendicular ao bordo de ataque<\/p>\n

85) A base da sustentação nos vôos de alta velocidade é:
\na) a onda de expansão
\nb) a onda de choque
\nc) o vento relativo
\nd) a resistência<\/p>\n

86) Se o ponto de maior curvatura do aerofólio estiver localizado no primeiro terço, a onda de choque aparecerá:
\nc) próximo ao bordo de ataque a) na ponta da asa
\nb) próximo ao bordo de fuga d) exatamente no bordo de fuga<\/p>\n

87) A ação do enflechamento em baixas velocidade acarreta para a ACFT:
\na) facilidade de controle b) condição de equilíbrio dinâmico instável
\nc) equilíbrio dinâmico estável d) nenhuma das citadas<\/p>\n

88) Quanto maior o enflechamento das asas de uma ACFT:
\na) menor será o Mach crítico b) menor será o fluxo transversal
\nc) maior será o Mach crítico d) maior as consequências de um fluxo misto<\/p>\n

89) O aparecimento da onda de choque acarreta ao vôo:
\na) perda de sustentação
\nb) descolamento da camada limite
\nc) estol de alta velocidade
\nd) Todas citadas<\/p>\n

90) A condição de vôo em que se obtém o menor tempo por distância percorrida é conhecida como:
\na) long range
\nb) specific range
\nc) maximum endurance
\nd) high speed<\/p>\n

91) Se por algum motivo a camada limite divisória entre o ar e um aerofólio tornar-se muito espessa, o avião tem:
\na) aumentar a estabilidade b) sobre o extradorso uma região de turbulência
\nc) diminuído o fluxo subsônico d) nenhuma das citadas<\/p>\n

92) O Mach crítico de uma aeronave é o número no qual a velocidade do vento relativo atinge:
\na) num único ponto da asa o Mach 1 b) na cambra inferior a depressão máxima
\nc) em toda a extensão do dorso o Mach crítico d) duas o Mach 1 em um ponto da asa<\/p>\n

93) Consideramos como ACFT subsônica aquela cujo limite máximo de velocidade seja:
\na) o Mach crítico b) o Mach 1
\nc) menor que o Mach 1 d) menor que o Mach crítico<\/p>\n

94) O deflexionamento de uma asa durante o vôo:
\na) desloca o centro de pressão para a frente b) desloca o centro de gravidade para a frente
\nc) aumenta o ângulo de incidência d) aumenta a sustentação<\/p>\n

95) O sentido do fluxo transversal, a medida em que este se aproxima do bordo de fuga de uma asa com enflechamento é:
\na) da ponta para a raiz da asa b) do intradorso para o extradorso da asa
\nc) da raiz para a ponta da asa d) do extradorso para o intradorso da asa<\/p>\n

96) O ângulo formado entre a corda e a direção do vento relativo é chamado de:
\na) incidência b) trajetória
\nc) ataque d) atitude<\/p>\n

97) Sempre que um perfil aerodinâmico diferente do tipo cunha dupla estiver sob a influência de um fluxo misto (subsônico \/ supersônico ), aparecerá em cada nível de cruzeiro:
\na) um acúmulo de ondas de expansão
\nb) uma linha de baixa pressão
\nc) uma faixa onda a velocidade do fluxo de ar será nula
\nd) uma onda de choque<\/p>\n

98) A flexão aeroelástica das pontas de uma asa enflechada durante o vôo:
\na) aumenta a sustentação b) aumenta o ângulo de incidência
\nc) desloca o centro de pressão para a frente d) desloca o centro de gravidade para a frente<\/p>\n

99) A velocidade do som no ar será tanto maior quanto maior for:
\na) a temperatura b) a densidade
\nc) a pressão d) a altitude<\/a><\/p>\n

100) O ar pode ser considerado compressível:
\na) nas velocidades maiores ou iguais a 250 kt
\nb) nas velocidades maiores ou iguais a Mach 0,4
\nc) nas velocidades menores que Mach 0,3
\nd) não existem fronteiras nítidas, porém as respostas “a” e “b” estão corretas<\/p>\n

101) A onda de choque normal, característica do vôo transônico, aparece no avião:
\na) antes do Mach crítico
\nb) no Mach crítico
\nc) acima do Mach crítico
\nd) acima de Mach 1<\/p>\n

102) Se a velocidade dos filetes de ar imediatamente à frente da onda de choque normal é de Mach 2, após a onda ela será, aproximadamente:
\na) Mach 1
\nb) Mach 0,5
\nc) Mach 2
\nd) Mach 0,1<\/p>\n

103) Um avião voa com a velocidade aerodinâmica (TAS) de 600 kt, e a velocidade do som local é 650 kt. Logo, seu número Mach vale:
\na) 1,08
\nb) 0,92
\nc) 1
\nd) 1,05<\/p>\n

104) O Mach crítico de um avião com peso de 06 toneladas é de 0,85. Se o peso do avião for aumentado para 65 t, podemos concluir:
\na) o Mach crítico será maior que 0,85 b) o Mach crítico é igual a 0,85
\nc) o Mach crítico é menor que 0,80 d) o Mach crítico é menor ou igual a 0,85<\/p>\n

105) O regime transônico se caracteriza por ter, ao mesmo tempo:
\na) escoamentos subsônico e supersônico b) escoamentos subsônico e hipersônico
\nc) escoamentos supersônico e hipersônico d) escoamentos sônico e supersônico<\/p>\n

106) A velocidade na qual os filetes de ar sobre a asa atingem, pela primeira vez, a velocidade do som é denominada:
\na) número de Reynolds b) número de Mach
\nc) Mach crítico d) região de comandos invertidos<\/p>\n

107) Um avião está subindo com Mach 0,78. Nesse caso, a velocidade verdadeira:
\na) não varia durante a subida b) aumenta à medida que a pressão cai
\nc) aumenta com a altitude<\/a> d) decresce com a redução de temperatura<\/p>\n

108) Um avião está descendo com Mach constante igual a 0,6. O que ocorre com a velocidade verdadeira:
\na) permanece constante b) decresce à medida que a pressão aumenta
\nc) decresce quando a altitude<\/a> diminui d) aumenta com o aumento da temperatura<\/p>\n

109) O descolamento dos filetes de ar que ocorre próximo à raiz de uma asa enflechada, produzido por ondas de choque pode provocar:
\na) estol de choque e “pitch up, devido ao movimento para a afrente do centro de pressão da asa
\nb) súbita e imediata separação dos filetes na raiz da asa atrás da longarina principal
\nc) severa vibração devido à tendência de recuperação de controle na região de comando invertido
\nd) severa tendência de picar (“tuck under”), devido ao movimento de centro de pressão para trás, e um decréscimo de “downwash” na empenagem horizontal<\/p>\n

110) As ondas de choque produzem um deslocamento no centro de pressão da asa. Este deslocamento se efetua:
\na) para a frente, produzindo um “pitch up” b) para trás, produzindo o “tuck under”
\nc) para o lado, produzindo o “dutch rool” d) para o lado, produzindo o “pitch down”<\/p>\n

111) Não é aconselhável o emprego do leme de direção em velocidades próximas ao Mach máximo operacional (MMO) para evitar:
\na) rool off b) tuck under
\nc) pitch up d) pitch down<\/p>\n

112) O tuck under ocorre, nas grandes velocidades, devido ao\/a:
\na) enflechamento da asa e consequentemente deslocamento do centro de pressão
\nb) deslocamento para trás do centro de pressão e redução do downwash no estabilizador horizontal, causados pelas ondas de choque
\nc) estol na ponta da asa
\nd) onda de choque de proa<\/a><\/p>\n

113) Os coeficientes de sustentação e arrasto, respectivamente, sofrem as seguintes alterações nas grandes velocidades:
\na) aumenta e aumenta b) diminui e diminui
\nc) diminui e aumenta d) aumenta e diminui<\/p>\n

114) Para uma asa não enflechada, o coeficiente de Arrasto atinge um máximo na velocidade de:
\na) Mach crítico b) Mach de divergência de arrasto
\nc) Mach máximo operacional d) Mach 1<\/p>\n

115) O enflechamento é usado nos aviões transônicos basicamente para:
\na) aumentar o Mach máximo operacional b) diminuir o Mach máximo operacional
\nc) aumentar o Mach crítico d) diminuir o Mach crítico<\/p>\n

116) Atualmente os aerofólios mais promissores para o aumento do Mach crítico são:
\na) laminares b) supercríticos
\nc) supersônicos d) clark y<\/p>\n

117) O recurso empregado para eliminar o tuck under dos atuais aviões transônicos é o\/a:
\na) yaw damper b) wing fence
\nc) vortex generator d) Mach trimmer<\/p>\n

118) Os aerofólios laminares caíram em desuso nos aviões de velocidade transônica, porque a passagem do escoamento laminar para turbulento depende não apenas do aerofólio, mas também do:
\na) número de Mach b) número de Avogrado
\nc) número de Reynolds d) número de Karman<\/p>\n

119) Os geradores de vórtices (vortex generator) reduzem o arrasto após o Mach crítico. Em contrapartida, eles aumentam o arrasto:
\na) nos regimes subsônicos b) nos regimes transônicos
\nc) nos regimes mistos d) nos regimes hipersônicos<\/p>\n

120) Os geradores de vórtice reduzem a velocidade de estol dos aviões subsônicos porque:
\na) reduzem o arrasto parasita
\nb) reduzem o arrasto induzido
\nc) energizam a camada limite
\nd) reduzem o coeficiente de sustentação máxima do aerofólio<\/p>\n

121) No vôo transônico, a maior vantagem da asa enflechada sobre a não enflechada de mesma área e perfil é:
\na) maior sustentação
\nb) menor arrasto
\nc) maior Mach crítico
\nd) maior rigidez na estrutura<\/p>\n

122) Numa asa enflechada, se o estol ocorrer na ponta da asa, poderá provocar:
\na) pitch up
\nb) pitch down
\nc) tuck under
\nd) dutch rool<\/p>\n

123) Das alternativas abaixo, indique a que representa a desvantagem da asa enflechada em comparação com a não enflechada:
\na) a raiz da asa estola antes da ponta, resultando numa carga alar desigual
\nb) o deslocamento do centro de pressão para a frente contribui para uma grande tendência de abaixar o nariz
\nc) existe uma grande tendência da asa estolar primeiramente na ponta, comprometendo a eficiência dos ailerons
\nd) ela produz menores coeficientes de sustentação nas proximidades da ponta da asa<\/p>\n

124) Em aviões com asas enflechadas, rajadas podem fazer com que o avião role numa direção e guine na direção contrária. Isto é conhecido como:
\na) tuck under
\nb) pitch up
\nc) pitch down
\nd) dutch roll<\/p>\n

125) Para se eliminar o dutch roll, podem ser empregados vários recursos. A alternativa em que o recurso está errado é:
\na) aumentar a área de deriva<\/a>
\nb) empregar o Mach trimmer
\nc) aumentar a distância da deriva<\/a> ao centro de gravidade do avião
\nd) empregar o yaw damper<\/p>\n

126) O dutch roll ocorre devido à predominância da estabilidade:
\na) lateral em relação à direcional b) lateral em relação à longitudinal
\nc) direcional em relação à longitudinal d) direcional em relação à lateral<\/p>\n

127) Na falta do yaw damper, para se amortecer o dutch roll, deve ser empregados:
\na) o leme de direção b) os ailerons
\nc) o profundor d) os spoilers<\/p>\n

128) Os efeitos aeroelásticos mais importantes são:
\na) flutter, inversão do leme de direção e divergência b) flutter, inversão do profundor e divergência
\nc) flutter, inversão de aileron e divergência d) flutter, inversão dos comandos e roll off<\/p>\n

129) A principal finalidade do spoiler é:
\nA mudar a curvatura da asa
\nb) reduzir a velocidade de aterragem
\nc) reduzir a sustentação da asa
\nd) reduzir o arrasto<\/p>\n

130) O quociente entre a velocidade do avião e o consumo horário de combustível identifica o seguinte item de performance do avião:
\na) consumo específico de combustível b) consumo horário específico
\nc) alcance específico d) autonomia específica<\/p>\n

131) Qual dos fatores abaixo é mais importante na determinação da altitude<\/a> ótima de cruzeiro:
\na) consumo de combustível para atingir a altitude<\/a>
\nb) previsão de ventos e temperaturas
\nc) peso bruto do avião no começo do cruzeiro
\nd) a possibilidade de fazer uma descida longa e gradual da altitude<\/a> de cruzeiro para compensar o tempo gasto na subida:<\/p>\n

132) O ângulo de Mach decresce com o aumento de:
\na) altitude<\/a> b) pressão
\nc) temperatura d) número de Mach<\/p>\n

133) A onda de choque característica do regime supersônico é:
\na) oblíqua b) normal
\nc) expansão d) destacada<\/p>\n

134) Após passar por uma onda de choque, a pressão estática e a velocidade dos filetes de ar podem sofrer, respectivamente, as seguintes alterações:
\na) aumento e aumento b) aumento e diminuição
\nc) diminuição e aumento d) diminuição e diminuição<\/p>\n

135) No regime supersônico, o arrasto de onda:
\na) cresce com a viscosidade do ar
\nb) é proporcional à viscosidade do ar
\nc) é muito elevado porque as altas temperaturas elevam a viscosidade do ar
\nd) é independente da viscosidade do ar<\/p>\n

136) No regime supersônico, o arrasto induzido:
\na) é independente do alongamento da asa
\nb) é inversamente proporcional ao alongamento da asa
\nc) é diretamente proporcional ao alongamento da asa
\nd) pode ser diminuído com a redução da espessura do aerofólio<\/p>\n

137) Durante o vôo de alta velocidade, um acionamento dos comando de forma brusca poderá ocasionar:
\na) fatores carga elevados b) esforço estrutural no avião
\nc) movimentos opostos aos movimentos comandados d) qualquer das citadas<\/p>\n

138) Considere uma ACFT que tenha área lateral acima do CG menor do que a abaixo deste. Em consequência do efeito de quilha, ao sofrer a influência de um vento lateral, tal ACFT apresentará estabilidade:
\na) estável b) dinâmica
\nc) instável d) indiferente<\/p>\n

139) Na atmosfera<\/a>, a velocidade do som varia unicamente com o\/a:
\na) pressão b) densidade
\nc) temperatura d) ângulo de ataque<\/p>\n

140) O ar pode ser considerado compressível:
\na) nas velocidades maiores ou iguais a 250 kt
\nb) nas velocidades maiores ou iguais a Mach 0,4
\nc) nas velocidades menores que Mach 0,3
\nd) não existem fronteiras nítidas, porém as respostas “a” e “b” estão corretas<\/p>\n

141 – Em alta velocidade a onda de choque aparece no aerofólio numa zona:
\na) abaixo do nível de Mach crítico c) onde há acúmulo de ondas de pressão
\nb) de baixa pressão d) de turbilhonamento<\/p>\n

142 – A separação da camada limite ocorre:
\na) na frente de onda de choque c) na parte anterior da asa
\nb) atrás da onda de choque d) na superfície ventral da asa<\/p>\n

143 – A velocidade do som é:
\na) constante em qualquer nível de vôo
\nb) invariável em relação a temperatura
\nc) inversamente proporcional ao nível de vôo
\nd) diretamente proprorcional ao nível de vôo<\/p>\n

144 – A função do vortex generator é obrigar a camada limite a:
\na) diminuir a energia c) manter a velocidade
\nb) manter a velocidade d) ficar junto ao aerofólio<\/p>\n

145 – Consideramos aeronave de alta velocidade, quando a mesma voa com velocidades superiores a:
\na) 300 kt c) 350 kt
\nb) 380 kt d) 400 kt<\/p>\n

146 – O DUTCH ROLL é a combinação de movimentos que guinada e rolamento.
\na) é menor que o correspondente a uma asa reta sem enflexamento
\nb) é maior que o correspondente a uma asa reta sem enflexamento
\nc) nada se pode afirmar
\nd) depende do diedro<\/p>\n

147 – A onda de proa<\/a> se forma:
\na) acima do Mach crítico c) abaixo do Mach crítico
\nb) acima do Mach 1 d) abaixo do Mach 1<\/p>\n

148 – O primeiro ponto onde será atingido Mach crítico, é:
\na) o de menor índice de curvatura da asa c) o de menor índice de curvatura da asa
\nb) o bordo de fuga d) o de menor ângulo<\/p>\n

149 – O Wing Fence evita problemas advindos do:
\na) deslocamento da camada limite c) estol de alta velocidade
\nb) fluxo transverso d) instabilidade catastrófica<\/p>\n

150 – Mantendo-se a TAS constante, um aumento de temperatura:
\na) aumenta o n Mach c) diminui o n Mach
\nb) não altera o n Mach d) o n Mach não varia com a temperatura<\/p>\n

151 – Uma asa tem geometria variável para:
\na) enflexar-se em altas velocidades retardando o Mach crítico
\nb) pode efetuar aproximações e decolagens curtas quando encontram-se na posição distendida
\nc) ter maior manobrabilidade a baixas e altas velocidades
\nd) todas as anteriores<\/p>\n

152 – A velocidade de propagação sonora:
\na) aumentará com o aumento de temperatura do ar c) aumentará com o aumento do nível de vôo
\nb) diminuirá com o aumento de temperatura do ar d) a temperatura do meio não influi<\/p>\n

153 – O vortex generator serve para:
\na) dotar a camada limite de maior energia cinética
\nb) manter a camada limite colada ao extradorso atrás da onda de choque
\nc) acelerar a camada limite
\nd) todas as citadas<\/p>\n

154 – Mantendo Mach constante, um aumento da temperatura acarretará modificação na True Air Speed para:
\na) maior c) não ocorre modificação
\nb) menor d) nda<\/p>\n

155 – O estol de alta velocidade ocorre quando a camada limite descola-se do extradorso:
\na) na frente da onda de choque
\nb) na onda de choque
\nc) atrás da onda de choque em tal posição que o avião perca sustentação
\nd) nda<\/p>\n

156 – O Mach crítico é o número em que:
\na) o avião atinge o Mach 1.0
\nb) num único ponto da asa o vento relativo atinge o Mach 1.0
\nc) a velocidade máxima para a aeronave à reação
\nd) velocidade para o vôo em alta velocidade sem danificar a estrutura da aeronave<\/p>\n

157 – Os recursos usados para o aumento do Mach crítico são:
\na) enflexamento positivo c) perfis super críticos
\nb) pefis laminares d) todas as anteriores<\/p>\n

158 – Para evitar o dutch roll, as aeronaves de alta velocidade são dotadas de um equipamento denominado:
\na) turn bank c) yaw damper
\nb) auto pilot d) nda<\/p>\n

159 – Mantendo Mach constante e diminuindo a temperatura, a TAS:
\na) Aumenta c) permanece constante
\nb) diminui d) impossível determinar<\/p>\n

160 – O descolamento da camada limite ocorre:
\na) na frente da onda de choque c) na onda de choque
\nb) atrás da onda de choque d) não tem relação da posição com a onda de choque<\/p>\n

161 – O recurso criado para conter o fluxo transversal é:
\na) wing fence c) vortex generator
\nb) spoiller d) slot<\/p>\n

162 – A onda de expansão é uma região de:
\na) alta pressão c) alta pressão e alta densidade
\nb) alta densidade d) baixa pressão e baixa densidade<\/p>\n

163 – A onda de choque é uma região de:
\na) alta pressão c) alta pressão e baixa densidade
\nb) baixa pressão d) baixa pressão e baixa densidade<\/p>\n

164 – Avião transônico é aquele que voa:
\na) abaixo do Mach 1.0 c) acima do Mach 1.0
\nb) sob a influência de um fluxo misto d) todas as anteriores<\/p>\n

165 – Consideramos como aeronave subsônica, aquela cujo limite máximo de velocidade seja:
\na) o Mach crítico c) o Mach 1.0
\nb) menor que o Mach crítico d) menor que o Mach 1.0<\/p>\n

166 – Considerando-se um gradiente térmico vertical diferente de zero e que não há inversão térmica, duas aeronaves mantém em níveis diferentes de vôo o Mach 0.82. Pode-se afirmar que:
\na) a mais baixa mantém a menor TAS
\nb) ambas se deslocam a uma mesma TAS
\nc) a mais alta mantém a menor TAS
\nd) a TAS dependerá do vento encontrado em cada nível de cruzeiro<\/p>\n

167 – Qual o maior problema causado pela espessura da onda de choque?
\na) descolamento da camada limite c) aumento do Mach crítico
\nb) estol de baixa velocidade d) todas as citadas<\/p>\n

168 – Durante um vôo de alta velocidade, um acionamento dos comandos de forma brusca poderá ocasionar:
\na) fatores de carga elevados c) movimentos opostos aos movimentos comandados
\nb) esforço brutal no avião d) qualquer das citadas<\/p>\n

169 – A velocidade da propagação sonora:
\na) aumentará com o aumento da temperatura do ar
\nb) diminuirá com o aumento da temperatura do ar
\nc) aumentará com o aumento do nível de vôo
\nd) a temperatura do meio não influi<\/p>\n

170 – A onda de choque é uma zona:
\na) abaixo do nível do Mach crítico
\nb) de turbilhonamento
\nc) de acúmulo de ondas de pressão
\nd) de baixa pressão<\/p>\n

Gabarito<\/h3>\n
\n\n
\n
\n
\n
\"ícone\"<\/div>\n
\n

Simulado ANAC Aerodinâmica de alta velocidade<\/a><\/h3>\n
<\/i> 1 arquivo(s) <\/i> 1.16 MB<\/div>\n <\/div>\n
\n Download<\/a>\n <\/div>\n <\/div>\n <\/div>\n<\/div>\n\n<\/div>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"

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