thegoodfellas/blogset-br huggingface dataset:
de jogos de tiro em primeira pessoa, concebida pelo diretor de cinema Steven Spielberg (depois de ter dirigido o filme O Resgate do Soldado Ryan).Ao contrario do que acontece nas versoes anteriores da serie, este que e um reinicio da serie (um reboot) titulo nao e ambientado nos campos de batalha da Segunda Guerra Mundial, mas nos conflitos contemporaneos do Afeganistao.Voce assume o papel de um Tier 1 Operator, soldados descritos como os mais disciplinados, deliberados e preparados para o campo de batalha. A linha que sempre primou pelo realismo nao deixou por menos nesta nova edicao, chamando um verdadeiro Tier 1 Operator para contribuir na criacao do jogo. Instalacao: 1.Descompacte.2.Emule o arquivo MDX com a ultima versao do Daemon Tools.3.Instale o Game ( Serial 2NH9-37LE-TV6K-M2YS-VJB8 )4.Baixe o Crack e copie o conteudo para a pasta Binaries.FIX CRACK!1.Delete o arquivo Paul.dll da pata binaries.2.Digite CMD no executar em iniciar, e rode o programa como Administrador!3.Na tela do prompt, digite bcdedit.exe/set nx AlwaysOff 4.Agora reinicie seu PC e execute o MOH.exeDownload(Megaupload)Parte1Parte2Parte3Parte4Parte5Parte6Parte7Parte8
escolher o instrumento, aperte a barra de espaco para dar play. Observe que o programa exibe tanto a notacao Standard (a partitura) quanto a Tab, para pessoas com menos formacao musical.Uma linha vertical azul se move ao longo das notas indicando exatamente qual nota esta sendo tocada em cada momento e o tempo de duracao. Ai e so pegar a guitarra e comecar a tocar.Download Megaupload
20/02/2011 13/02/2011 Heli de Paulo EugenioHeli de Paulo EugenioCuidado com a fera na colera... Sport 40FILMAGEM NO CESNA 40 EM CASA NOVAEagle 40 soltando rolo de papel VOO BASICO - INFORMACOES PARA INICIANTES Coligidas, traduzidas e adaptadas por Jose Sequeira a 20 /01 /09 1 - INTRODUCAO a AERODINAMICA Consideremos que queremos, nos mesmos projectar e fazer um aeromodelo que vamos supor ter motor electrico e ser radio-comandado. As variaveis iniciais que teremos de considerar sao as seguintes: A -Caracteristicas do local onde vamos voar. Na realidade, projectar um modelo para voar ao nivel do mar, altitude 0, ou para voar numa zona planaltica, altitude 800 m, e muito diferente devido as diferentes caracteristicas do ar, nomeadamente massa especifica. Ja agora, a massa especifica do ar em condicoes normais de pressao e temperatura ( Ex: P=1 Atm, t=15oC) pode ser tomada como 1.2 Kg/dm3 sem que se verifique grande erro e e esse valor que vamos usar nas paginas que se seguem. B - Tipo de aeromodelo B1- pacifico e pachorrento, baixa velocidade- Sedate B2 - De velocidade media, facilmente controlavel, conhecido como trainer, ou seja especialmente concebido para treino de voo B3 - Aviao de alta velocidade, para competicao- race B4 - Aviao concebido para acrobacia - Acrobatico ou aerobaticsClaro que as classificacoes de modelos sao mais vastas e descriminativas especialmente para modelos de competicao, mas, para o nosso modesto objectivo, por enquanto estas chegam C - Um das caracteristicas fundamentais do modelo, seja ele qual for, sera o seu peso, visto que , para o manter no ar teremos de aplicar forcas que contrariem as forcas da gravidade e portanto, quanto maior o seu peso mais dificil sera criar a sua equivalente sustentacao.Veja-se a Fg.1 Fig.1 A Fig. mostra as forcas principais que actuam sobre um aviao em voo :I - O THRUST , a que poderemos chamar FORCA de TRACCAO, nao e mais que a forca que impulsiona o aviao para a frente , resultante da accao do motor e da helice. II - O DRAG , a que poderemos chamar FORCA DE ARRASTO, e o conjunto de forcas que oferecem resistencia ao movimento do aviao, resultantes da interferencia deste com o ar. Claro que se queremos que o aviao se movimente no sentido normal a forca propulsora tem que ser superior as forcas de resistencia. III - O LIFT , a que podemos chamar FORCA de SUSPENSAO, e uma forca aerodinamica que puxa o aviao para cima, que o sustenta no ar, portanto uma forca suspensora, enquanto que o PESO, uma forca gravitica, o puxa para baixo, para a terra. Portanto, pelo menos teoricamente o Lift devera contrariar o peso, o que em condicoes extremas significaria que deveremos projectar um aviao com peso minimo e Lift maximo e por outro lado com Thrust maximo e Drag minimo..... Claro que o que fazemos na pratica e ter os valores necessarios para os nossos objectivos, preferencialmente e nao muito a mais .......Vamos manter neste resumo as expressoes inglesas Drag, Thrust , Lift por serem mais compactas....2 - ANALISE SUCINTA DAS
FORCAS EM PRESENCA. 2.1- DRAG - Forca que se opoe ao sentido de movimentacao do aviao, de certo modo forca paralela as linhas de fluxo do ar em volta do aviao. (No vacuo , obviamente esta forca nao existe e o Lift tambem nao, claro....) As forcas de Drag sao de varia natureza, mas todas contribuindo para uma oposicao ao movimento do aviao : 2.1.1- Drag de pressao- Depende da forma do objecto que se move contra o ar. Fig.2E intuitivo que, dos objectos A e B da figura, embora ambos apresentem a mesma area frontal movendo-se contra o ar, a resistencia que estes encontram por parte do ar e muito para A do que para B, uma vez que, no caso B, as linhas de fluxo de ar podem deslizar mais facilmente ao longo da sua superficie... Diremos assim que B apresenta um perfil mais aerodinamico pelo menos no sentido em que se movimenta.A expressao matematica desta forca de drag - Fd e : Fd=1/2. .Cd.A.V2 .........................(1)Sendo: a densidade do ar ( geralmente 1.2 Kg/m3 ao nivel do mar) A - Uma area de referencia do objecto ( m2) Cd - Coeficiente caracteristico do objecto ( adimensional) V - Velocidade em m/s Devemos ter em atencao que o valor de Cd, geralmente lido em tabelas, esta relacionado com o tipo de area de referencia dos objectos.... por exemplo, para automoveis essa area e a area frontal e para avioes , pode ser a area frontal ou a area das asas, para um foguete sera a area projectada na direccao do seu movimento, etc. A propria tabela deve dizer a que area de referencia correspondem os valores de Cd que apresenta. Exemplo: Fig.3-Tabela 1Tipo de objectoCoeficiente- cd -area - A -(ft2)Ford T0.7 - 0.9area frontalToyota Prius0.26area frontalOpen Vectra (class C)0.29area frontalComboio de passageiros1.8area frontalTractor Trailed Truck0.96area frontalGolfinho0.0036area molhadapassaro0.4area frontalHemiesfera solida0.42 / 4 d2Disco fino1.1 / 4 d2Cubo0.8s2Corpo aerodinamico0.04 / 4 d2Placa quadrada a 90o1.17Placa longa a 90 deg1.98cabos e arames1.0 - 1.3placa plana fluxo laminar (Re=106)?0.001placa plana fluxo turbul. (Re=106)?0.005aviao subsonico0.012Caca supersonico, M=2.50.0162.1.2-Drag de friccao Uma outra forca de oposicao ao movimento e o chamado Drag de friccao, que resulta do estado da superficie em contacto com o ar em movimento. Comparando duas superficies, na Fig.4, e obvio que o estado de superficie B conferira ao objecto, muito maior resistencia a sua movimentacao no ar do que o objecto A Fig.4A camada de ar imediatamente junto a superficie do objecto, vai sofrer uma travagem proporcional ao grau de rugosidade dessa superficie. Por sua vez, devido ao facto do ar possuir viscosidade, essa camada vai travar o movimento da camada adjacente e assim sucessivamente, resultando numa forca contrariando o movimento do objecto. Tal como no caso anterior, existe um coeficiente relacionado com a rugosidade do objecto e a forca resistente e proporcional ao quadrado da velocidade.2.1.3-Drag de interferenciaEste tipo de Drag resulta da accao de vortices de ar que se formam no movimento do objecto. A Fig.5 apresenta alguns exemplos simples: Fig.5 As linhas de fluxo do ar, quando sao perturbadas por qualquer
razao dao origem a descolamentos , com aparicao de vortices e turbilhoes que resultam em forcas opondo-se ao sentido de movimentacao do objecto.2.1.4-Drag induzido, (muitas vezes designado por Drag resultante do Lift). Esta forca de Drag e resultante de vortices criados no extremo das asas. No caso real, ha ar do lado inferior da asa deslocando-se para o lado superior , criando vortices que alteram a velocidade e direccao do fluxo de ar , deflectindo-o para baixo. O LIFT ( ver ponto 2.2), e a forca aerodinamica gerada pela asa que permite a suspensao do aviao no ar. Os vortices na ponta das asas modificam tambem o fluxo do ar ao longo da asa, aumentando a necessidade de maior angulo de ataque e mudando o centro da forca aerodinamica para a retaguarda. A deflexao angular e pequena e tem pouca accao no Lift, todavia, ha um aumento de Drag proporcional ao produto da forca de Lift pelo angulo de deflexao. Como o angulo de deflexao e funcao do Lift , entao teremos que este tipo de Drag e proporcional ao quadrado do Lift. Contrariamente ao Drag de forma e ao de friccao, que sao directamente proporcionais ao quadrado da velocidade do modelo, o Drag induzido numa asa e inversamente proporcional ao quadrado da velocidade. [ Uma vez que as forcas de Lift sao perpendiculares as linhas de fluxo do ar sobre a asa, e esta esta inclinada, as linhas de fluxo tambem e o vector Lift tera a direccao do vector azul, nao sendo vertical ( vector encarnado). Disto resulta uma forca contraria ao movimento, portanto forca de drag, representada pelo vector a verde.]Existe ainda outra origem de forcas de Drag , que sao as ondas de pressao geradas por voos trans/sonicos , mas que nao vamos considerar. Como sintese teremos a a fig. 7 Fig.6 Fig. 7 Note-se que o Drag dependente da forma e da rugosidade da superficie, aumentam sempre com a velocidade enquanto o drag induzido decresce. A velocidades bastante altas o Drag induzido quase se anula. Simplificadamente podemos entao, (tal como faz o programa Moto Calc) somar os diversos coeficientes de Drag, obter um coeficiente total Cd e usa-lo na expressao (1) anterior,( Fd=1/2. .Cd.A.V2 ), para o calculo da forca que se opoe ao movimento Todavia, as coisas nao sao tao simples assim, porque se verifica que na pratica, os diversos coeficientes C das forcas de Drag, nao sao constantes, variando com o numero adimensional de Reynolds, dado por: .............................(2), onde V e a velocidade do ar a volta do objecto em m/s, e a densidade do ar ( em Kg/m3, que varia com a pressao, altitude e temperatura ), que e a viscosidade dinamica do ar em Pa.s ( Pascais *segundo e tambem variavel com as condicoes do ar) e L uma dimensao de referencia, ( neste caso usa-se com frequencia a dimensao da corda da asa em m). Ou seja, por um lado temos que as forcas de drag sao proporcionais ao valor dos coeficientes Cd e ao quadrado da velocidade do objecto, mas, por
outro temos que os valores de Cd nao sao constantes e vao por sua vez variar com a velocidade complicando bastante a questao se desejarmos precisao. Toda a superficie geometria e descontinuidades do modelo, contribuem cumulativamente para a forca total de Drag. Portanto a determinacao do valor desta forca mais aproximado do valor real e determinado pela experimentacao em tuneis de vento. Todavia, a experiencia, a acumulacao de dados e a possibilidade de utilizacao de algoritmos complexos em computador, poem a nossa disposicao alguns meios uteis que vamos referir mais tarde .2.2 - LIFT - O Lift , como ja dito e uma forca que e perpendicular as linhas defluxo do ar sobre o aeromodelo ou aviao. Vejamos o caso particular de uma asa com um perfil aerofoil: Fig. 8a ( Wilkipedia) Fig. 8b Fig.8c Quando a asa se move , podemos considerar de "divide o ar" em duas camadas , superior e inferior , imediatamente adjacentes as suas superficies-Fig.8 a. Por definicao, um fluido nunca se atravessa de uma linha de fluxo para outra, portanto, nao havendo mistura, havera conservacao de massa quer na linha de fluxo superior , na figura , quer na inferior. O fluxo superior diminui a sua seccao, dando-se uma constriccao, e uma vez que a massa e conservada entao a velocidade do ar ai tera de aumentar. Por outro lado no fluxo inferior passa-se o contrario: o fluxo aumenta a sua seccao e por causa da conservacao de massa a sua velocidade diminui. Se na parte de cima a velocidade do ar aumenta, pelo principio de Bernoulli e nao havendo adicao nem perda de energia, a pressao tera de diminuir...Fig.8b (Clique 04 AQUI para ver o apendice II sobre este efeito). Contrariamente , se na parte inferior a velocidade do ar e menor , entao teremos um aumento obrigatorio de pressao. Concluindo : na parte de baixo da asa teremos maior pressao que na parte de cima... ora isto resulta numa forca de sentido ascendente que sustenta o aviao como se infere da Fig.8b - a forca de LIFT. Claro que a relacao entre estas pressoes estara muito correlacionada com as caracteristicas geometricas da asa e do seu movimento no espaco. Ainda hoje se diz, que muitas pessoas , pilotos inclusive tem um conceito errado sobre o que realmente provoca o Lift nas asas. A ideia que o fluxo superior e inferior levam o mesmo tempo ao longo da asa, juntando-se no extremo desta, como muitos pensam , esta errada. Se o assunto lhe interessar clique 07 AQUI Mas, tomando estes principios, em que a forma da asa e fundamental, como se pode justificar que um aviao possa fazer um voo invertido e perfeitamente sustentado, sem cair?????. A figura seguinte ( Fig.9) mostra que mesmo com a asa invertida e possivel que as linhas de fluxo na parte superior , tenham uma velocidade superior a da parte inferior. Este efeito pode ser controlado por intermedio da variacao do angulo de ataque. Por outro lado , nao e essencial que uma tenha um perfil assimetrico para que
produza forcas de Lift no seu deslocamento. Fig.9- Origem HiperPhysicsO ponto de estagnacao e o ponto onde a velocidade do fluido e zero. Se a velocidade e zero, entao, 1/2mV2 = 0 e P( pressao) sera maxima nesses pontos. Note-se que a partir desse ponto e que se considera o fluxo de ar dividido em parte superior e parte inferior e note-se tambem que a posicao desses pontos e abaixo da corda, variando com o angulo de ataque. A forca de Lift pode ser representada por Fl e depende , tal como a de drag de um coeficiente Cl. A sua expressao sera : ....................(3) Tal como no caso do drag os melhores valores para Cl obtem-se por experimentacao em tuneis de vento. Em qualquer caso isso nao esta ao alcance de um aeromodelista vulgar e apenas dispomos de tabelas , ( muito fracas), aproximacoes por semelhanca e alguns programas que la nos vao ajudando..... vamos ver dois desses programas: Programa Wind Foil ( pode ser obtido gratis na net) - Escolhido um dado tipo de asa, podemos determinar para as varias velocidades altitudes e temperaturas o valor de Cd a usar na expressao 1 . Vejamos um exemplo: Um modelo de asa Aquilla: Com este programa podemos determinara para qualquer feitio de asa com este perfil ( ou perfil escolhido entre os disponiveis), as respectivas coordenadas e fabricar a asa com precisao. Mas, mais do que isso podemos ainda tirar informacoes muito uteis sobre os coeficientes Cd e Cl desse perfil. Vejamos os exemplos abaixo, para este perfil designado por Aquila. (Clique 02 AQUI para ver em Apendice I alguns aspectos fundamentais da asa) Fig. 10.a Fig.10.b Estes sao graficos polares relacionado Cd com Cl. Cada uma destas curvas no grafico refere-se a uma velocidade...Suponhamos que o nosso modelo voa a velocidade de 60 Km / h , ou seja cerca de 17 m/s. Em condicoes normais, o No de Reynolds vai ser Re = V**L/ sendo L a corda da asa e a viscosidade o ar ( a 15oC = 1,8*10 -5 Pa.s) ... Se a asa tiver uma corda media de 20 cm =0.2 m, entao Re = 226666,7 = 2.27*105. Para este valor deveremos usar as curvas 1 e 2 a esquerda ( triangulos com vertice para baixo), que para um dado valor de Cd nos dao o valor de Cl e vice versa. Assim, e noutro exemplo, para uma velocidade de 22.6 m /s teremos Re= 301100 e, para um coeficiente de lift de Cl= 0.6, o coeficiente Cd= 0.01 Um outro grafico util que o programa fornece e o que relaciona o valor de Cl com o angulo de ataque da asa Fig. 10.c Note-se que o Valor de Cl aumenta com ate cerca de 10 o e depois comeca a descer, isto explica o facto de se empinarmos o aeromodelo a baixas velocidades ele entra em estol... e cai. Ha uma velocidade minima abaixo da qual um modelo nao pode manter-se no ar : a velocidade de perda ou "stall" ou estol. (clique 07 AQUI
para obter mais informacoes) Outra informacao util para os calculos e a que se segue, tirada do mesmo programa: Fig.10.e Esta tabela, da-nos para as asas de perfil Aquila os valores de Cd e Cl em funcao do angulo de ataque Claro que as forca de Lift e Drag nao vao depender apenas das dimensoes e forma da asas, havendo outras partes do aviao, nomeadamente a fuselagem , que podem tambem contribuir para o valor total destas forcas. Fig. 10d Nesta figura temos uma exemplificacao do que acontece com ao aumento progressivo do angulo de ataque: Em 9d-a, temos uma situacao normal , em que o Lift e substancialmente superior ao drag, como e desejavel. Na fig b temos um exemplo de aumento do Lift por aumento do angulo de ataque. Na fig. c temos o que acontece se aumentarmos demais o angulo de ataque: da-se o "descolamento" das linhas de fluxo de ar na parte superior da asa, com formacao de turbilhoes que vao provocar uma acentuada diminuicao do Lift e um grande aumento do drag, com eventual perda de sustentacao. ( Note-se que , na subida de um aviao ha a considerara varios tipos de angulos importantes com a horizontal, que vem tornar a situacao mais complexa: Vejamos outro programa tambem muito util, o MotoCalc. O que e que ele nos fornece? Vamos outra vez para o mesmo tipo de asa: Espessura 12% da corda e camber 5.5%. Consideremos um angulo de ataque de 3o. Na parte que respeita aos calculo de Cd e Cl o MotoCalc da-nos a seguinte frame O motocalc usa tres coeficientes de Drag-Cd: Cdp e o coeficiente da asa que e especialmente resultante do angulo de ataque e do Camber Cdi e o coeficiente para o drag induzido, resultante do Lift, sendo resultante do angulo de ataque, do camber e tambem da razao Envergadura/Corda Cd0 e o coeficiente do drag resultante do trem de aterragem , polimento das superficies e outros acidentes da estrutura externa . Estes coeficientes sao somados e utilizados como um coeficiente global Cd . Um outro coeficiente importante no calculo e o valor de CL/Cdmax como veremos a frente Coeficientes para Lift : Cl - aplicavel para o voo com velocidade constante , voo nivelado e a direito Clopt - aplicavel a voo segundo um angulo de ataque que da origem a um racio Lift/Drag maximo ( L/D=max ) Clmax - aplicavel a um voo com angulo de ataque maximo, a partir do qual o aviao entra em perda Fig.11 Comparemos estes valores com uma asa plano convexa semelhante mas tendo apenas 7% de espessura e 2% de camber.... Obtemos : Repare-se Cl=0.38 contra 0.71 LDMax= 7.79 contra 9.68VAMOS USAR COM FREQUENCIA ESTE PROGRAMA , O MOTO-CALC, QUE PODEMOS DESCARREGAR NA NET POR UM PRECO RAZOAVEL EM RELACAO AS POSSIBILIDADES QUE OFERECE ( APROX. $20 USA). Fig.12 VAMOS, (nesta colectanea de pequenos artigos) USAR UM EXEMPLO DE REFERENCIA A QUE CHAMAREMOS MODELO I COM AS SEGUINTES CARACTERISTICAS:MODELO I : - Peso vazio, ( sem motor , ESCc e bateria ) =
450 g- Asa -plano convexa ; envergadura 100cm- Corda media 20 cm, espessura maxima 12.5% da corda, Camber maximo -4.5% da corda e angulo de ataque 2.5o-area alar - 21 dm2motor - Medusa 28-32-1900 - Kv=1900, Ra=0.058 hm, I0=0.65AHelice APC de 7" x 4"Bateria Lipo 2S- (7.4V) e 1600mAhEste modelo vai ser usado como exemplo ao longo das paginas e assuntos que se seguem. Para alem dos aspectos ja focados , que incidiram sobre a asa, ainda temos a questao do diedro, ou seja , e de acordo com a fig. seguinte , o angulo que as duas metades da asa fazem com a horizontal FIG. 14 O diedro alar determina a possibilidade de autocorreccao dos movimentos do aviao em torno do seu eixo longitudinal (a correccao do chamado "Roll"). Um diedro maior permite maior autocorreccao mas provoca maior forca de Drag e menor forca de Lift. Por outro lado o maior diedro vai permitir e facilitar a utilizacao do leme vertical ( direccao) se o aviao nao tiver ailerons. Um aviao sem ailerons, numa curva feita so com o leme, tende a "escorregar" , uma vez que nao tem suficiente inclinacao para um equilibrio suficiente das forcas actuantes Segundo alguma literatura, avioes com ailerons beneficiam da existencia de um diedro ate um maximo de 8o, enquanto que os que nao possuem ailerons precisam de um diedro superior a 8o. ( isto referido a modelos , claro) Noto que , chamei aerodinamica a este capitulo e so falei da asa. Isto deveu-se a uma certa obsessao com o Lift e este provem quase apenas da asa. APENDICES 01-Apendice I A figura seguinte indica os parametros essenciais de uma asa , aqui usados Fig.15 VOLTAR 03-APENDICE II- Equacao de Bernoulli Imaginemos a seguinte situacao, na fig. 16 Fig.16 Temos uma conduta larga onde e insuflado 1 Kg de ar por segundo. A conduta tem um convergente e depois uma conduta mais estreita. Imaginemos que as condutas sao ideais e nao oferecem qualquer resistencia ao escoamento do ar. Claro que na saida da conduta estreita teremos a sair exactamente 1Kg/s de ar visto que a massa nao aumentou nem diminuiu, ou seja , ha conservacao de massa. Consideremos os pontos 1, na conduta mais larga e 2 na mais estreita. Teoricamente a energia total do ar nestes dois pontos devera ser igual, pois nao temos entre eles nenhum ventilador ou semelhante e a conduta e ideal, nao absorvendo energia.... Portanto E1= E2. A energia E em cada ponto e formada por tres parcelas : A energia potencial , devida ao ar ter massa e o ponto estar a determinada altura z - e = mgz A energia cinetica, mais uma vez porque o ar tem massa e esta animado de determinada velocidade V- e = 1/2 m V2 A energia de pressao uma vez que o ar , sendo um gas estara sob determinada pressao - e = P Diz-nos Bernoulli que , nestas condicoes a energia em cada ponto e constante e portanto: E = mgz + 1/2mV2 +P= Cte Entao , repetimos