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NOt!6E. PRELIM_NAIIC. 1]

1. AERODINAMICA E TEORIA DE VOO - A Aerodinamica euma ciencia que faz parte da Fisica e estuda 0 movimento do ar e a sua interacao com os corpos. Em outras palavras, ela estuda os efeitos do movimento do ar sobre os corpos e os efeitos dos corpos sobre 0 movimento do ar. A Teoria de Voo, por sua vez, ea aplicacao da Aerodinamica ao projeto e a operacao das aeronaves em geral e ados avi6es em particular.

2. COMPRIMENTOS E DISTANCIAS - Em Aviacao, os comprimentos e dis­tancias sao indicados em unidades rnetricas como 0 metro e 0 quil6metro e tarnbern em unidades inglesas como 0 pe, a milha terrestre e a milha mariti ­ma.

NOTA: 0 pe equivale a 30,48 centfmetros e abrevia-se "ft"( foot). A milha terres­tre (ou apenas milha) equivale a 1,609 km e abrevia-se "mi" (mile). A milha mariti­ma equivale a 1,853 km e abrevia-se "nm" ("nautical mile").

Neste iivto, os textos em letras reduzidas, como na NOTA ] acima, fornecem somente intormecoes complementares. 0 tex­to principal e as ilustrayoes contem toda a materia requerida.

3. VELOCIDADE - Ea distancia percorrida por unidade de tempo. Ern Avia­9800, alem das unidades rnetricas como rn/s (metro por segundo) e km/l: (qui­16metro por hora), sao tarnbern usadas as seguintes unidades inglosils

• peporminuto(ft/min) • milhapar hora ( mph) • n6( kt)

NOTAS: 1, "kt't e abreviaturade "knot", que significa "no", 2. "no" significa "milne neutice por note": porl.uuo lIov"",,,!, ,Ii:",

simplesmente "100 nos" e nao "100 nos pothom"

.'J

,I MASSA - E a quantidade de materia contida num corpo. As unidades de 111<1SSa mais comus sao:

• kg - quilograma-massa ( ou apenas "quilograma") • Ib - libra ( 0,454 kg )

A massa de urn determinado corpo e invanavel, a menos que seja acrescen­tada ou extrafda materia desse corpo.

!l. FORCA - E tudo aquilo que e capaz de alterar 0 movimento de urn corpo. As unidades de torca mais comuns sao:

• kgf - quiloqrama-torca • Ibf - libra-forca.

"Alterar 0 movimento" significa "alterara velocidade", ou seJa, imcrar ou parar um movimento, acelerar, desacelerarou apenas mudar-Ihe a direcao. Uma torca sempre altera 0 movimento. Duas torcas nem sempre alteram, porque uma pode agir contra a outra e se cancelarem mutuamente.

(i. PESO - E a torca que resulta da acao da gravidade sobre os corpos. 0 peso deve ser indicado em kgf ou Ibf ou outra unidade de torca.

Convencionou-se chamar de quiloqrarna-torca ( kg') a torca que a gravidade ter­restre exerce sobre 1 (um) quilograma-massa. Portanto um astronauta de 80 kg pesara 80 kg' na Terra. Isso leva muitos a confundirem massa com peso, imagi­nando que 80 kg e 80 kg' sao a mesma coisa. Tal contusao nao existiria na Lua, onde 0 corpo do astronauta continuaria com 80 kg de materia, mas 0 peso teria diminufdo para 13 kg', devido a traca gravidade lunar.

I OENSIDADE - E a massa por unidade de volume. Por exemplo, a gasoli­11<1 possui uma densidade igual a 0,72 kg/litro; ou seja, cada litro de gasoli­11<1 tern a massa de 0,72 kg.

.i->:I unportante nao confundir densidade r--- ­':OITl peso ou massa. Embora seja cos­1"IIIC'ilo cii70r que "0 chumbo e mais I" ";'1c!o '111C~ () isopor", 0 correto eafirmar

(SOPOR'I"" "t i r.lunuhn 6 mais DENSO que 0 CHUMBO 1 kg "'''1'''' !\ II!IIII;\ <10 lado faz uma com­

1''11'1','1'' ('lllln c!o;:; cubes de mesmo 1 kg I II , •.•• II !1111~; 1:1 JIII11:;~;( !~-; materials.

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8. TRABALHO - Eo produto da torca pelo deslocamento. Por exemplo, fill

urn trator empurrar uma pedra com uma torca de 400 kgf por uma dist~nclll

de 20 metros, 0 trabalho executado sera 0 produto calculado como:

Trabalho = 400 kgf X 20m = 8000 kgf.m

rv' e- ~ -: c.:. ~-', 40\t ~" 0 kgf• -, I,," I. 'i­ - - " " •u

[ .'\J L~~ \ )J ...__• ... "'- ...'.T

Nota: "Produto" e a mesma coisa que "rnultipllcacao". 0 produto pode ser indicado de varias ma­neiras: A = B x C ou A = B.C ou ainda A = BC , como eusual em formulas maternaticas.

9. ENERGIA - E tudo aquilo que e capaz de realizar trabalho. Existem diver­sos tipos de energia, tais como:

a) Energia ctnetice - E a energia contida num corpo em movimento. Um carnlnhao em alta velocidade possui energia clnetica, vulgarmente conhe­cida como "embalo". Essa energia e utilizada pelo caminhoneiro para vencer a proxima subida.

b) Energia Potencial Gravitacional - E a energia contida num corpo em posicao elevada.

Um carnlnnao parade no alto de um morro possui energia potencial gravitacional. Aproveitando essa energia, um carninhao pode se mover mesmo com 0 motor parado, adquirindo velocidade morro abaixo.

C) Energia de Pressao - E a energia contida num fluido sob pressao, Alguns exemplos sao os gases produzidos pelas explosoes, 0 ar comprimido usado para acionar ferramentas, 0 oleo sob pressao usado para acionar maca­cos hidraulicos, etc.

Existem muitas outras formas de energia, como a energia qulmica, energia terrnica, energia eletrica, energia nuclear, etc. A energia nao pode ser criada, nem destrufda ou consumida. Ela podI) ape­nas ser convertida em outra forma de energia.

Num automovel ocorrem sucessivas transtorrnacoes e transtorcnclas rio "11t"iJII1

o combustfvel possui energia qulrnlca, que se transforma em enOf!Jid 11'11 ""<:;1 ,,1';1 ves da combustao. A energia terrnica se transforma em enorqia do 1"0"'"-''' II"', gases de cornbustao, A energia de pressao se converte om ollllrq" I Illll( :iil,l, " I'"

eixo do motor e a seguir em energia cinetica, no movimento rio ill III II 11M, .1

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10. POTENCIA - Eo trabalho produzido por unidade de tempo. Para finali­dades tecnicas, e comum calcular a potencia multiplicando a torca pela velocidade:

[Patencia = For;.J(Velocida-;};; ]

A potencia egeralmente medida em HP ( Horse Power, em inqles ), 0 HP equivale a potencia de um cavalo medic, que e capaz tracionar com uma torca de 76 kgf a velocidade de 1 metro por segundo.

11. ACELERACAo - E a variacao da velocidade por unidade de tempo. Por exemplo, se um autom6vel acelerar durante 10 segundos e atingir a velocidade de 40 mis, siqnificara que a sua velocidade aumentou de 4 m/s em cad a segundo. Matematicamente dizemos que a aceleracao foi de 4 m/s2 ("metros porsegundo ao quadrado ").

12. PRIMEIRA LEI DE NEWTON - De acordo com esta lei da Ffsica, todo corpo possui a tendencla de permanecer em repouso ou em movimento retilfneo uniforme. Essa tendencia chama-se "lnercia". Por isso a Primeira Lei de Newton etarnbern conhecida como "Lei da lnercia".

13. SEGUNDA LEI DE NEWTON - Esta lei afirma que a aceleracao e diretamente proporcional a torca aplicada e inversamente proporcional a massa do corpo. Matematicamente, escrevemos da seguinte forma:

ForceAceterectio =

Massa

Eo importante compreender bem 0 significado dos termos "diretamente proporcio­nal" e "inversamente proporcional", conforme explicado a seguir:

"A acelerafiio ediretamente proporcional iI torce" - significa que quanta maior a torca, maiorea aceleracao.

"A acelerafiio einversamente proporcional iI massa" - significa que, quanta maior a massa, menor ea aceleracao,

A Segunda Lei de Newton permite complementar a Primeira Lei e afirmar que se nao houver uma torca atuando sobre um corpo, ele perrnanecera parade au em movimento retilfneo uniforme.

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14. TERCEIRA LEI DE NEWTON - Esta lei e tarnbern conhecida como "[ (II

da Ayao e Reacao" e afirma que a toda acao corresponde uma reacao d(l igual intensidade, porern em sentido contrario. Por exemplo, se colocar­mos um objeto pesando 2 kgf sobre uma mesa, esta exercera para cima uma torca igual a 2 kgf.

Uma consequencia importante desta lei e que nao existem torcas isoladas no Universo. Assim como nao se pode evitar 0 aparecimento do reflexo diante de urn espelho, nao eposslvel aplicar uma torca sem que apareca a reacao oposta, AIorca de reacao, porern, nao e uma mera imagem, mas uma torca tao real quanta a acao inicial. Por exemplo, um ovo ao cair no chao nao se partiria se a reagao do solo fosse uma simples lrnaqern.

15. MOMENTO, TORQUE au CONJUGADO - E tudo aquilo que pode causar rotacao, Na figu­ra ao lado, uma torca aplicada a

MANIVELAmanivela produz um torque em torno do eixo, fazendo-o girar.

16. PREssAo - Ea torca por unidade de area. Area

1 cm2

No pneu ilustrado, a pressao do ar interne e igual a 1,5 kgf/cm2 . Isso significa que em cada centimetro quadrado das paredes do pneu 0 ar exerce uma torca para fo­ra igual a 1,5 kgf.

Instalado num autornovel, este pneu tera uma area de contato com 0 solo de aproximadamente 200 cm2 , Para calcular a torca total entre 0 pneu e 0 solo, bas­ta multiplicar essa area pela prassao:

Forca = Pressao x Area

Forca = 1,5 kgf/cm 2 x 200 cm2 = L~

6 7

17. VELOCIDADE ABSOLUTA E VELOCIDADE RELATIVA - Velocidade absoluta e a velocidade de um corpo medida em relacao aTerra. Velocida­de relativa e avelocidade medida em relacao a um outro corpo.

Se do is autom6veis a 100 km/h deslocarem-se em sentidos opostos numa estra­da, teremos uma velocidade relativa entre elas de 200 km/h. Mas se eles trafe­garem no mesmo sentido, a velocidade relativa sera de zero km/h.

18. VENTO ABSOLUTO E VENTO RELATIVO - Vento Absoluto ou Aimostetico eo movimento do ar em relacao aTerra. Vento Relativo eo movimento do ar em relacao a um corpo qualquer.

Em atmosfera calma, 0 vento relativo tem uma velocidade igual a do corpo em movimento, porern em sentido oposto.

Portanto, se um aviao estiver subindo em atmosfera calma a velocidade de 160 km/h num angulo de 20 graus, 0 vento absoluto sera nulo, mas 0 vento relativo estara descendo a 160 km/h, num angulo de 20 graus.

19. VETOR - E uma grandeza rnaternatica que possui intensidade, dlrecao e sentido. as vetores sao usados para representar diversas grandezas ffsicas como torcas, velocidades, aceleracoes, pressoes, etc.

Um vetor e representado graficamente por uma seta como na figura ao lado. Neste caso, 0 vetor ssta representando uma torca cuja intensidade e indicada por um nurnsro (40) e sua unidade (kgf); a dlrecao e inclinadae 0 sentido eda esquerda para a direita.

Grandezas como a temperatura e a densidade nao possuem direcao nem sentido, portanto nao podem ser representadas por veto res.

20. COMPOSICAo DE VETORES - Eum rnetodo usado para determinar a resultante de dois ou mais vetores.

Na figura abaixo, um aviao voa a 140 km/h em direcao ao leste. Ao mesmo tempo, ele se desloca lateralmente devido a um vento noroeste de 30 km/h. Para determinar a velocidade resultante do aviao, devemos fazer a cornposicao dos dois vetores. Um dos rnetodos conslste em desenha-los com os comprimentos corretos (por exemplo, em milfmetros) e tracar um paralelo­gramo conforme mostrado abaixo. 0 comprimento da diagonal sera a velocidade resultante.

140 km/h

'U'o~ -- RESULTANTE 162,6 kmlh ~"'?

"

21. DECOMPOSICAo DE VETORES - Eo processo contrario ao da Com­posi980 de Vetores, pois aqui partimos da resultante para obter as compo­nentes que nos interessam.

Na figura ao lado, temos um carro de 900 kgf e dese­jamos saber qual e a torca no sentido "Iadeira abaixo" exercida pela gravidade.

Inicialmente desenhamos o vetor de 900 kgf, que sera a diagonal do paralelogra­mo (neste caso um retanqu­10). Os lados desse retanqu­10 corresponderao respecti­vamente a 450 kgf no senti­do "Iadeira abaixo" e 780 kgf no sentido contra 0 solo.

Podemos obter 0 mesmo resultado matematicamen­te, mas isso nao sera ne­cessario neste curso.

22. A cornposicao e a decomposicao de vetores sao utilizadas para facilitar 0 estudo de torcas e movimentos. Por exemplo, para aplicar as leis de Newton quando existem varias forcas agindo sobre um corpo, e mais tacll substitui-Ias por uma s6 forca, que ea resultante. No auto­m6vel da figura acima, fizemos 0 contrario, decompondo uma forca inclinada (0 peso) em duastorcas mais face is de serem estudadas.

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9 l~

FLUID

Fl,.q'I).-SATMO.FitA

Etodo corpo que nao possui torma tixa. Existem duas especies lie! tluidps:

la. Lfquidos - aqua, gasolina, 6leo, etc. lb. Gases - ar, oxiqenlo, vapor d'aqua, etc.

2. ATI\IO$FERA - Ea camada de ar que circunda a Terra. 0 ar e uma 1I11~tura de gases que contern aproximadamente 21% de oxiqenio, 78% de 11I1r-ogEmio e 1% de gases nobres, dioxide de carbona e outros gases diver­:;()~. 0 vapor d'aqua nao e considerado componente do ar, apesar de estar Illl'8.5esernprs presente, assim como partfculas s61idase poluentes diversos.

3. PJ\RAMETROS ATMOSFERICOS - Sao as propriedades do ar atrnoste­I icCJ; alas sao variavels e atetam 0 voo dos avi6es e 0 tuncionamento dos I llC,tores. Os parametres que nos interessam neste curso sao:

a) Densidade b) Temperatura c) Presstio

II. D~NSIDADE - Ja sabemos qul'€ densidade e a massa por uni­daCde de volume. Como 0 volume de urna dada massa de gas e va­ria"vel,a densidade tarnbern varia, na razaa inversa do volume.

'ssesignifica que a densidade e 0

vulurne variam nos senlidos opos­11):;, au seja, quando um aumenla, "lIulro diminui.

PISTAO

5. TEMPERATURA

ESCALA CELSIUS°c (Centigrada)

200

100°C 100 -l f- EBU L1<;:AO

DA AGUA

ZERO°C a -m- CONGELAMENTO

DA AGUA

-100

A temperatura e medida at raves de terrnornetros quo podem ser graduados em diver­sas escalas. OF

Aesquerda vemos um ter­rnometro de mercuric graduado 400

em escala Celsius. Esse termo­metro indicara 0 °C (zero graus 300

Celsius ou centfgrados) na tem­peratura de congelamento da 200

aqua e 100°C na temperatura de ebulicao. 100

o terrnornetro da direita e identico, porern esta graduado em escala Fahrenheit, que e usada -100

nos pafses de lingua inglesa. Ele indicara 32 of (32 graus Fahre­nheit) no ponto de congelamento da aqua e 212 of no ponto de ebu­licao,

ESCALA FAHRENHEIT

212'F EBULlvAo DA AGUA

32 of CONGELAMENTO

DA AGUA

6. ESCALAS TERMOMETRICAS ABSOLUTAS - A natureza possui uma

ESCALA KELVINK

400 373 K

EBULlvAo DA AGUA

300 273 K CONGELAMENTO

DA AGUA

200

100

ZERO ABSOLUTO

temperatura minima absoluta, que e igual a 273°C (ou 460 OF) negativos. 0RII ESCALA

Essa temperatura e,

adotada como 0

"zero" das Escalas Termometrices 700

Absolutas, para uso em calculos. 600

A escala Kelvin, mostrada a .. _

500 -, esquerda, utiliza a mesma graduayao da escala Celsius, porern deslocando 0

"zero" em 273 graus no sentido negativo, 400

para que coincida com 0 Zero Absoluto 300

natural. Dessa rnaneira, torna-se tacil calcular a temperatura Kelvin, pois basta 200

somar 273 a temperatura Celsius. 100

Adireita vemos a escala Rankine usada em pafses de lingua inglesa. Ela utiliza a mesma qraduacac da escala Fahrenheit, porern deslocando 0 "zero" em 460 graus negativos.

RANKINE

672 OR EBULlvAo DA AGUA

492 oR CONGELAMENTO

DA AGUA

ZERO ABSOLUTO

III 11

I tl DOS GASES Ie (\ lei da Fisica que descreve a forma pela qual '.'rlllllill" pll';.:,,,o," donsidade e a temperatura de um gas. Para entende-la IIIllllllv; II1II I 1ill', l:OII:;ideraremos tres aspectos distintos dessa lei:

A) NUM GAS A DENS/DADE CONSTANTE, a presseo aumenta pioporciona/mentea temperatura.

LATA FECHADA Na figura ao lado temos gas numa

1;11" fechada, portanto com volume e dens i­,1;lde constantes. A TEMPERATURA

A chama aumenta a temperatura do AUMENTA. qas. 0 qual tenta expandir. Como a lata esta fechada, a pressao aurnentara, na mesma A PRESsAo proporcso da temperatura absoluta. TAMBEM.

Por exemplo, se a temperatura absoluta (Kelvin ou Rankine) aumentar 2,37 vezes, a pressao tambern aurnentara nessa mesma proporcao ( 2,37 vezes) .

B) NUM GAS A PRESSAO CONSTANTE, a densidade diminui proporciona/mente ao aumento da temperatura.

Na figura ao lado, 0 pistao esta livre. 0 seu proprio peso exerce uma prassao constante sobre 0 gas.

o gas aquecido pela chama se expan­de; portanto sua densidade diminui.

A proporciio inversa sera obedecida, ATEMPERATURA ou seja, se a temperatura for multiplicada por 2, a densidade sera dividida por 2.

Lembrar que e necessario usar ADENSIDADE somente as Escalas Absolutas de Tempe­ratura nos calculos, Por exemplo, quando se diz que "a temperatura aumentou 2 vezes", subentende-se que a temperatura em KELVIN ou em graus RANKINE aumen­tou duas vezes. Consequentemente, 0

dobro de 27 graus Celsius NAo e 54 "C. 0 valor correto e 327 "C, conforme explicado " ;;(~CJI Jir:

• ;, / "C ," ilJllal a 27 + 273 = 300 K • () <1111>111 d(~ :lllO K oiqual a 600 K • lilll) 1<:" 1<JlloIl" non ?13 327 "C

Nt) I A I I, 'II'" "'I', ,11:1 'I ""'" ,I:" 'v' 'I ; 'I" ,,\as "600 Kelvin" e nao "600 graus Kelvin".

AUMENTA.

DIMINUI.

C) NUM GAS A TEMPERATURA CONSTANTE, a densidade aumenta proporciona/menteapresseo.

Por experiencla sabemos que a pres­sao de um gas aumenta quando ele ecom­primido por um pistao. 0 volume diminui, portanto a densidade aumenta.

A densidade aumenta exatamente na mesma proporcao da pressao se a tem­peratura for mantida constante. Mas se a A PRESSAO temperatura variar, a densidade variara DO GAS NAo proporcionalmente. AU MENTA.

Lembrar que, quando comprimimos um gas, a energia rnacanica da compres­ A DENSIDADE sao se transforma em energia terrnica e 0 TAMBEM.gas se aquece. Pelo contrario, se diminuir­mos a pressao, puxando 0 pistao para cima, o gas dentro do cilindro ticara mais frio.

8. PREssAo ATMOSFERICA - Ea pressao exercida pelo ar sobre todas as coisas que estao dentro da atmosfera.

A exlstencia da pressao atrnosterica pode ser comprovada fazendo 0 vacuo no interior de uma lata vazia de paredes finas. A lata sera esmagada pela pressao atmosterica, porque no interior nao existe mais 0 ar para se opor a pressao externa.

9. VARIACAo DOS PARAMETROS ATMOSFERICOS - Ate uma deter­minada altitude, a pressao, a densidade e a temperatura diminuem amedi­da que a altitude aumenta. Alem disso, a umidade tarnbern diminui a den­sidade do ar porque 0 vapor d'aqua e menos denso que 0 oxiqenio e 0 nitro­genio do ar.

as parametres atrnosfericos variam com a altitude e fen6menos meteo­rol6gicos diversos, mas sempre obedecendo a lei dos gases.

10. ATMOSFERA PADRAo - Devido a grande variabilidade da atmosfera real, tornou-se necessario adotar uma Atmosfera Padrao, estabelecida atraves de uma convencao ou um comum acordo. Ela tem como finalidade padronizar as condi{:oes para a especiticeceo, determina{:ao e compereceo do desempenho de aeronaves e motores .

Por exemplo, um aviao pode ter sua velocidade maxima especificada em 660 km/h a uma altitude de 10.000 metros na Atmosfera Padrao. Se um outro fabricante especificar uma velocidade superior, de 690 km/h, para 0 seu aviao, tal especifica­gao so rnerecera crsdito se essa velocidade foi determinada em identicas condi­goes, na mesma Atmosfera Padrao: caso contrario, a cornparacao sera invallda.

12

11. ATMOSFERA PADRAO ISA (leAD Standard Atmosphere) - Ea Atmosfera Padrao predominante na Aviacao, definida pela Orqanlzacao da Aviacao Civillnternacional (OACI, ou ICAO, em ingles) - com sede em Montreal, no Canada. Basicamente sao adotados os seguintes parametres para 0 nivel do mar:

• Pressao : 1013,25 hPa (760 mm de mercuric) • Densidade: 1,225 kg/m3

• Temperatu ra: 15°C

12. 0 ALTIMETRO - 0 altfme­TUBO

i..tro usado nos avi6es baseia-se no princlpio de que a pressao atrnosferica decresce com a altitude. Portanto ele eum bare­metro (aparelho medidor de pressao atrnosterica) funcio­

ENTRADAnando como altfmetro. DA PRESSAD ATMDSFERICA

13. ALTITUDE VERDADEIRA - E a altitude real em que 0 aviao se encontra, medida em relacao ao nlvel do mar.

14. ALTITU DE PRESSAO - Ea altitude base ada na pressao atrnosterica da Atmosfera Padrao. Numa atmosfera real, as press6es variam de maneira diferente da Atmosfera Padrao. Isso significa que a altitude pressao e diferente da altitude verdadeira. Todavia, isso nao prejudica a sequranca de vao, porque todos os avi6es que voam numa mesma reqiao estarao com erros iguais, 0 que afasta a possibilidade de colis6es.

15. ALTITUDE DENSIDADE - Ea altitude base ada na densidade do ar da Atmosfera Padrao, Na atmosfera real, a altitude densidade e diferente da altitude verdadeira, mas ela eusada para especificar a teto de subida, que e a altitude maxima que 0 aviao pode atingir.

Na verdade, os desempenhos do aviao e do motor dependem da densidade do ar, portanto a altitude densidade poderia ser mais representativa do que a altitude pressao. Porern varias raz6es praticas, incluindo a dificuldade de se construir um densimetro etmosterico simples, favoreceram a adocao da altitude pressao,

1J

\~ s~ 1. ESCOAMENTO - 0 movimento de ESCOAMENTO12 .. TURBULENTO

um fluido gasoso ou Ifquido edenomina­ , I

)rdo escoamento, 0 qual pode ser de dois \1

tipos: • Laminarou lamelar

ESCOAMENTO LAMINAR

• Turbulento ou turbilhonado

A figura ao lade ilustra as dois tipos de escoamento, atraves do exemplo da furnaca de um cigarro.

CIGARRO

2. TUBO DE ESCOAMENTO TANQUE

E a canalizacao par onde ~..::...~-

escoa 0 fluido. Existem dois tipos de tubo de escoamen­to:

• Tuboreal TUBO IMAGINARIO (jato de agua) TUBO REAL

(mangueira)• Tubo imaginario

3. EQUACAO DA

NO ESTREITAMENTO A AGUA CORRE MAIS DEPRESSA

1­CONTINUIDADE - E uma lei do escoamento, a qual afirma, de forma simplificada: "Ouento meis estreito for 0 tubo de escoamento, tneior sera a velocidade do tlukio, e vice-versa".

C~l~l,. ?f'

// 8.

15 14

4. TUNEL AERODINAMICO - A Equa<;:ao da Continuidade torna possfvel a funcionamento do tunel asrodlnamtco, que eusado para testar modelos de avi6es durante a fase de projeto.

MOTOR

\ NO ESTREITAMENTO, OAR ESCOA MAIS RAPIDAMENTE

VENTILADOR

5. PRESSAO ESTATICA, PRESSAO DINAMICA E PRESSAOTOTAL

Pressao eststice eaquela que nao depende do movimento do fluido, tal como a pressao do ar num pneu, a pressao atmosterica, etc.

Pressao dinamica eaquela provocada pelo impacto do ar e depende do vento. Ela ecalculada pela f6rmula abaixo, que deve ser memorizada.

MANOMETROq=.!-pv2

(1~~~lad~ ~:,e~~~o ~ I2. L Ve/ocidade (ao quadrado)

l VENTODensidade (soprando contra a abertura do tuba) 1 (Ietra grega "to")

l Pressao dinamica

Pressiio total ea soma das duas (estatica e dlnarnica). a man6metro acima recebe a pressao total, porque a pressao astatica nao cessa quando surge a

pressao dinamica.

6. VELOciMETRO - a velocfmetro dos avi6es mede a velocidade do vento relativo do ar externo. Ele ena verdade um man6metro com duas entradas de pres­sao. Uma delas recebe a pressao estatica VELociMETRO

e a outra recebe a pressao total (estatica e dinamica). As duas pressoes estancas se cancelam dentro do instrumento, restando somente a dlnarnlca, que e apresentada

Entrada de ptessao estauca ~'

ao piloto sob forma de velocidade. Entrada de pressao total .------­

7. SISTEMA PITOT-ESTATICO - Eo sistema destinado a captar e distribuir as press6es estatica e total aos instrumentos que as utilizam.

• 0 altfmetro e 0 veriometro (instrumento ainda nao estu­dado) funcionam com a presseo estetice.

• 0 velocfmetro funciona com a presstio estetice e a pres­sao total.

pressao Para captar essas press6es, 0 estatica

pressaottotalt

aviao possui uma tomada de pressao estatica e uma tomada de pressao total (denominada TOMADA DE ----1

PRESsiio ESTATICATubo de Pitot).

Em asssncla, a tomada de pressao estatica e um oriffcio na parede externa do avlao, sobre 0 qual o ar passa simplesmente tanqenclando. 0 Tubo de Pitot, pelo contrario, tem um oriffcio voltado contra 0 vento, a fim de captar a pressao de impacto do ar,

8. Nos avi6es de pequeno porte, ecomum encontrar 0 Tubo de Pitot e a tomada de pressao estatica incor­porados num s6 dispositi- PRESsiio t t PREssiio

YO, conforme esquemati- ESTATICA II II TOTAL

zado ao lado. a formato pode ser tarnbern bastan­te diferente em alguns avioes, podendo haver ainda dispositivos de ~I aquecimento eletrico ENTRADA LATERAL t ENTRADA DE

DE PREssiio ESTATICA I PREssiio TOTALcontra formacao de gelo.

9. VELOCIDADE INDICADA (VI) - E a velocidade indicada pelo velocfmetro, a qual somente e correta para um aviao voando ao nfvel do mar, na Atmosfera Padrao,

o velocfmetro e calibrado na fabrica para dar Incicacoes corretas ao nivel do mar na Atmosfera Padrao. Acima do nivel do mar, a densidade do ar diminui, fazendo com que a pressao dinarnlca tambem diminua. Ora, como 0 velocimetro e um man6metro que mede a pressao dinarnica, ele indicara uma velocidade menorque a verdadeira, mesmo na Atmosfera Padrao. Apesar de incorreta, a VI oferece mais sequranca ao pilato porque 0 comportamento do aviao depende mais da pressao dinarnica (mostrada como VI) do que da velocidade verdadeira do vonlo.

TUBO DE PITOT

17 Hi

10. VELOCIDADEAERODINAMICA (VA) - E a velocidade do aviao em relacao ao ar. Ela e tarnbern denominada Velocidade Verdadeira e deve ser usada nas formulas rnaternaticas de Teoria de Voo.

Para a Naveqacao Aerea, a VA ainda nao e a velocidade real do aviao. E necessario corrigi-Ia em tuncao do vento atmosferico, a fim de obter a Velocidade em Relar;80 ao Solo (Vs).

11. TEOREMA DE BERNOULLI - Euma importante lei da Mecanica dos Fluidos, que pode ser resumida nos seguintes termos:

"Um aumento na velocidade de um fluido em escoamento causa uma redufao na pressiio estetice".

Uma das aplicacoes do Teorema de Bernoulli eo Tubo de Venturi, 0 qual possui um estrangulamento onde 0 fluido sofre um aumento de velocidade e consequente reducao de pressao, 0 Tubo de Venturi e usado para gerar "vacuo" destinado a alguns instrumentos do aviao e tarnbern em pulveriza­dores de Ifquidos, carburadores dos motores a pistao, etc.

TUBO DE VENTURI

AGUA

PUL7RIZADA

VENTO

AR

AGUA

A AGUA SOBE POR ESTETUBO

RESERVATORIO FECHADO

Popularmente se afirma que 0 tubo de Venturi produz uma succao, mas 0 ar produz apenas pressao, nunca succao, No tubo de Venturi acima, a aqua nao foi sugada, mas empurrada pelo ar que entrou pelo outro tubo. Se 0 reservatorio estiver aberto, ainda assirn a aqua subira empurrada - pela pressao atrnosferica.

Na garganta do tuba de Venturi a pressao estatica diminui, mas a pressao dinamica aumenta devido ao aumento da velocidade. A soma das duas, que ea prassao total, rnantern-se constante ao longo do tubo.

Lembre-se que os textos em letras reduzidas como 0 acima sao apenas notas complementares e que 0 texto principal e as ilus­trecoes contem toda a materia do curso.

G50MtnliA iI)O·I:A~IAi··;:,ij'

1. A figura abaixo mostra a nomenclatura das principais partes de um aviao, A funcao de cada uma delas sera vista durante 0 curso.

EMPENAGEM

!!!!!!!!!!!!I. It:

_ ~

DERIVA (,...--- HELICE

1;$/ PINNER"i ....., "S

CARENAGEM DA RODA

I t RODA TREM DE POUSO TREM DE POUSO

\ PRINCIPAL DO NARIZ J

Y TREM DE POUSO

2. Quanto a tuncao aerodinarnica, as partes do aviao podem ser generica­mente c1assificadasem:

a) Superficies eerodintimices - sao aquelas que produzem pequena resistencia ao avanco, mas nao produzem nenhuma torca util ao voo. Exemplos:

• "Spinner" • Carenagem da roda

b) Aerof6lios - sao aquelas que produzem torcas uteis ao voo. Exemplos:

• Helice • Asa • Estabilizador

----

19 1B

:3. ELEMENTOS DE UMA ASA

A figura ao lado mostra os prin­cipais elementos geometricos deumaasa:

• Envergadura (b) • Corda (c) • Raizdaasa • Ponta da asa • Bordo de fuga

~ • Bordo de ataque

"J BORDO DE PONTAATAOUE DAASA

Temos ainda a area da asa (geralmente representada pelo simbolo S ), que e igual ao produto da enver­gadura pela corda:

S=b.c

4. PERFIL - Eo formato em corte da asa. Existem dois tipos de perfis:

a) PerfilSimetrico - e aquele que pode ser dividido por uma linha reta em duas partes iguais (a parte de cime eigual a de baixo).

b) Perfil Assimetrico - e aquele que nao pode ser dividido por uma linha reta em duas partes iguais (aparte de cime ediferente da parte de baixo).

PERFIL ASSIMETRICO

5. ELEMENTOS DE UM PERFIL as principais elementos geometricos de um perfil sao os seguintes:

• Bordo de ataque - e a extremidade dianteira do perfil • Bordo de fuga - e a extremidade traseira do perfil • Extradorso - e a superffcie ou Iinha superior do perfil • Intradorso - e a superffcie ou linha inferior do perfil • Corda - e a linha reta que liga 0 bordo de ataque ao bordo de fuga • Linha de curvatura media (ou Linha media) - e a linha que

equidista do intradorso e do extradorso

LlNHA DIS cURvA'rURA MEDIA _---------------b6R-;;7---- ... ~-- ....\ BORDO DE

BORDO DE---. FUGA '-'-----'-'-'-'-'-'-'-'-'-'-'--j"- ATAOUE

INTRADORSO ­

o perfil acima e asslrnetrlco, portanto 0 extradorso tem curvatura mais acentuada do que 0 intradorso. Num perfil sirnetrico, ambos terao a mesma curvatura; alem disso, a linha de curvatura media sera uma reta coincidente com a corda.

6. ANGULO DE INCIDENCIA - Eo angulo formado entre a Iinha de corda da asa e 0 eixo longitudinal do aviao.

ASA

1EIXO

T LONGrrUDINAL

ANGULODE 0) INCIDENCIA

o eixo longitudinal e uma Iinha de reterencia imaqinaria do avlao e geralmente coincide com a dire9ao do vao horizontal previsto no projeto.

7. DIEDRO - Eo angulo formado entre 0 plano da asa e 0 plano horizontal de reterencia. Se as pontas das asas estiverem acima do plano, como na figura, o diedro sera positive, Caso contrario sera negativo, podendo ainda ser nulo.

... ._nnnn_n"'::;;~OOO

--

20 21

Este capitulo esta dividido em:

• Generalidades • Sustentafao • Arrasto

( GENERALIDADES ]

1. Durante 0 voo normal de um aviao, 0 ar escoa pela asa com maior velocidade no extradorso do que no intra­dorso, devido asua curvatu­ra rnais acentuada. 0 au­mento de velocidade cor­responde a uma reducao na pressao, de acordo com 0

Teorema de Bernoulli. 0 resultado e uma torca que empurra a asa para cima e para tras, conforme rnostra­do ao lado. Essa torca e a Resultante Aerodinsmics, que esta aplicada num pon­to do aerof61io denominado Centro de Pressao (CP).

A explicacao acima, como tarnbern outras ja apresentadas, podem eventual mente ser nao muito convincentes sob 0 ponto de vista intuitivo. Neste Iivro estamos nos limitando as explicac;:6es classicas (as quais sao, apesar de tuoo, corretas), pois as quest6es em provas se baseiam nelas.

2. No aerof61io abaixo, a Iinha de corda forma um anqulo ex (alfa) com a dire­<;;ao do vento relativo. Esse anqulo e denominado Angulo de Ataque. Nessas condicoes, 0 aerof61io gera uma Resultante Aarodinarnica "RA".

Angulo de Ataque

ex -~~~~~~~O~Q~ __L _

VENTO

Se aumentarmos 0 anqulo de ataque, RA aurnentara e 0 CP podera se deslocar ou permanecer im6vel, dependendo do tipo de perfil:

PERFIL ASSIMETRICO :

o Centro de Pressao desloca-se para a frente.

P • RA anterior

,,"""",0 ~r---VENTO

Observar que 0

CP avancou.

PERFIL SIMETRICO :

o Centro de Pressao nao se desloca.

'0""""00 ~l-----

VENTO

-----

')'>.. --~:1 Para facilitar 0 estudo das torcas num aerof6lio, a

resultants edividida em duas componentes: , ,:

I ,,

:I

SUSTENTAf;AO ( L ) - E a componente da resultante aero­ I I

I I

dinarnica perpendicular a dire­ !!IJ :~ls Ir;:ao do vento relativo. Esta e a I:!,'/ I ,., ~ IL ilJ, fjforca util do aerof6lio.

/f/~ : I

,/# IARRASTO (D) - Ea compo­

, I ::

, Inente da resultante aerodlnarni­ca paralela a direcao do vento ,I :I relativo. E geralmente nociva e I

deve ser reduzida ao rninirno VENTO II

possfvel, ­

Lembre-se que nao existem trss torcas agindo no aerof6lio ( RA, LeD). Existe apenas uma, que ea resultante aerodinarntca RA. Matematicamente fazemos a decomposicao do vetor RA em dois vetores componentes LeD apenas para facilitar 0 estudo. As abreviaturas LeD vern do ingles "Lift" (sustentacao) e "Drag" (arrasto).

4. A sustentacao e a componente da resultante aerodinarnica perpendicular (nem sempre vertical) ao vento relativo. E 0

arrasto nem sempre e horizon­tal. Quando 0 vento relativo e inclinado, a sustentacao e 0

arrasto sao inclinados em rela­r;:ao a finha do horizonte. ------~~~~~~-------

( SUSTENTAQAO I Nesta parte do capitulo estudaremos separadamente a forca de sustenta­cao. Iniciaremos examinando a tnfluencia do anqulo de ataque ( a )sobre a sustentacao, E precise compreender perfeitamente como os perfis se comportam nos quatro diferentes anquios de ataque a seguir, sem se confundir com as diferenr;:as entre os perfis assirnetricos e slrnetricos.

2:~

~).

ANGULO DE ATAQUE POSITIVO

A sustentacao e positiva qualquer que seja 0 perfil.

V'=NTO

6. ANGULO DE ATAQUE NULO A sustentacao depende do perfil.

NAO HA _ SUSTENTA9AO

VENTO -~._------------------~

PERFIL ASSIMETRICO PERFIL SIMETRICO

7.

ANGULO DE ATAQUE DE SUSTENTAC;AO NULA (alo )

A sustentacao e nula.

a.La e levemente negativo. a.La e igual a zero.

VENTO JII!-~ +__ ~ \ PERFIL ASSIMETRICO PERFIL SIMETRICO

~ J 8.

ANGULODEATAQUE MENORQUEOANGULODE SUSTENTAC;AO NULA

VENTO

A sustentacao e negativa gualquer que seja 0 perfil. E usado em voo de dorso.

25 ;'·1

TESTE: Se 0 anqulo de ataque de um aerof61io e negativo, a sustentacao ~;er(i:

a) Positiva b) Negativa c) Nula

d) Qualquer uma das acima e possfvel

l tosposta e cornentario no rodape da paqlna 25.

9. ANGULO DE ATAQUE CRITICO - Quando 0 anqulo de ataque e au­mentado, a sustentacao aumenta ate atingir um valor maximo num anqulo denominado Angulo de Ataque Crftico ( a cri! ), tarnbern conhecido como Angulo de Sustenteceo Maxima ou Angulo de Estol. Ultrapassando esse anqulo, a sustentacao diminui rapidamente e 0 arrasto sofre um enorme acrescirno, Esse fen6meno chama-se estol.

PRE-ESTOL ESTOL

Ultrapassando 0 Angulo Crftico, os liletes de ar nao mais acompanham a curvatura do extradorso, e 0 escoamento torna-se completamente turbulento

10. COEFICIENTE DE SUSTENTACAo (CL) - Eum nurnero que indica a capacidade de um aerof6lio produzir sustentacao, 0 valor de CL e determi­nado atraves de testes em tunel de vento e depende do formato do aero­folio e do angulo de ataque. A figura abaixo mostra um exemplo da intluencia do formato do aerof61io no coeficiente de sustentacao maximo do perfil.

C L maximo = 1,1 CL maximo = 1,8

I )('I 1111) III ~ cortes limites, os perfis mais curvos e espessos possuem maio­rr v , I; II Ii II :11 I;Ill(~~; lie sustentacao (CL).

o aerol6lio acima encontra-se no Angulo de Ataque Critico, no qual a sustsntacao atinge 0 seu valor maximo. Observar 0

infcio da turbulencia no extradorso.

11. Embora calculos rnaternaticos nao facarn parte do curso, e necessario memorizar a f6rmula abaixo (F6rmula da Sustentacao):

Densidade do Ar Coeficiente de SustentsfBol I SUSTENTA9AO • L =-..:L PV 2S CL

Velocidade 2 J L Area da Asa

Eimportante interpretar a f6rmula acima. Ela afirma que:

a) A sustentacao depende somente de quatro fatores:

• Densidade do ar • Velocidade • Areadaasa • Coeficiente de sustentacao

Convern lembrar que no Coeliciente de Sustentacao estao subentendidos o formato do aerof6/io (espessura e curvatura) e 0 lingulo de ataque. Logo, se variarmos 0 angulo de ataque, 0 Coeliciente de Sustentacao sera alterado e, portanto, a sustentacao,

b) A sustentacao Ii proporcional (ou diretamente proporcional) a:

• Densidade do ar • quadrado daVelocidade~ • Areadaasa • Coeficiente de sustentacao

Observar que a velocidade participa duas vezes na F6rmula da Sustentacao (pois V2 = V x V). Na pratica isso signilica que a velocidade e 0

lator que inlluencia mais lortemente 0 valor da sustentacao,

Resposta da questao da pagina anterior: No caso do perfil slrnetrico, a sustentacao sora (;1111, I

mente negativa. Eo perfil asslrnetrico ? Bem, ja sabemos que um aerofolio asslrnetnco plln"111

sustsntacao positiva quando 0 angulode ataque e nulo. Assim sendo, podemos diminulr 111111""1 co 0 anqulo de ataque para um valor levemente negative e continuar com sustentacno ponrnv« Continuando a diminuir 0 angulo, a sustentacao dimlnulra ate se tornar nula. Nessa pOllio, f ",1111" mos exatamente no angulo de sustentacao nula. Obviamente, se prossequlrmos <111111111111111" alern desse ponto, a sustentacao se tornara negativa. Portanto, dependendo do qlli\lIlll l \j l1llvl ' " o anqulo de ataque, a sustentacao pode ser positiva, nula ou negativa. A rospostn (;011,,111'" "II"

:'(;

( ARRASTO )

12. Conforme estudado anteriormente, 0 arrasto ea componente da resultante aerodinarnica paralela ao vento relativo. 0 arrasto aumenta amedida que 0

anqulo de ataque aumenta, porern de forma nao proporcional. Ele cresce lentamente no inicio e rapidamente no final.

a) Em pequenos anqulos de ataque ha pouco arrasto. Um pequeno aumento no anqulo produz uma insignificante variacao no arras­to. 0 escoamento do ar e suave e nao ha turbulencia percepti­vel.

b) Em anqulos de ataque modera­dos, 0 arrasto torna-se significati­vo e corneca a aumentar de uma forma cada vez mais rapida. No extradorso surge um pequeno turbilhonamento que cresce rapi­damente.

c) Quando 0 anqulo de ataque e grande, 0 arrasto e 0 turbilhona­mento tarnbern sao grandes. Alern disso, um pequeno aumen­to adicional no anqulo de ataque aurnentara consideravelmente 0

arrasto.

:1 I

I:L ARRASTO E TURBULENCIA - A causa do arrasto nao ea turbuto f)l:III o arrasto e provocado pela distribuicao destavoravel de pressoes quo ~;ll

forma devido aseparacao dos filetes de ar da superffcie do aerof6lio.

o estudo do arrasto ecomplexo e os detalhes, associados aviscosidade e acamada linIIll1 ,

Him pouca utilidade para 0 piloto. Em termos praticos, podemos considerar 0 descolamenlo Oil d

ssparacao como a causa, e 0 arrasto e a turbulencla como efeitos. Dessa forma, os corpo.: aerodinamlcos e os aerof61iospossuem formatos afilados e suaves para evitar 0 descolamonto do fluxo; trata-se de eliminar a causa para evitaros efeitos.

1-1. 0 arrasto ecalculado atraves de uma formula rnatematica muito semel han­te a Formula da Sustentacao:

Densidade do Ar ~ I Coeficiente de Arrasto

ARRASTO • 0 =~ P V2 SeD

Velocidade ~ LAreadaAsa

Nao detalharemos este assunto porque e completamente analoqo ao item 11 da paqina 25. Fazendo essa analogia, etacil concluir que:

a) 0 arrasto depende somente da densidade, velocidade, area da asa e coeficiente de arrasto.

b) 0 arrasto eproporcional adensidade, quadrado da velocidade, area da asa e coeficiente de arrasto.

NOTA: Nao esquecer que 0 lingulo de ataque e 0 forma to do aerof6/io estao subon tendidos no coeficiente de arrasto.

I ~). ARRASTO INDUZIDO - A pressao do ar no intradorso da asa emaior do que no extradorso. Isso Iorca0

ar do intradorso a escapar pa­ra cima pelas pontas das asas, formando dois vortices em es­piral. Porem 0 ar que escapa reduz a sustentacao da asa, tornando necessario aumen­tar 0 anqulo de ataque para recompor a sustentacao. Mas isso cria um arrasto adicional. Esse "adicional" recebe 0 no­me de Arrasto Induzido.

29 ?B

TURBILHONAMENTO16. 0 turbilhonamento induzido INDUZIDO

(ou v6rtice induzido) e maior nas baixas velocidades e ....... grandes anqulos de ataque, como ocorre na decolagem ou ~~nopouso.

17. ALONGAMENTO - Para diminuir 0 arrasto induzido, os avi6es de alto rendimento possuem asas com grande alongamento. 0 alongamento e a razao entre a envergadura e a corda media qeometrica da asa (matemati­camente e tarnbern igual arazao entre a quadrado da envergadu­ra e a area da asa).

b _ b2

ALONGAMENTO = CMG ­ S

onde:

b ------------- envergadura S ----------- - - area da asa CMG ou c---- Corda Media Geornetrica

! 1 e

ASA DE GRANDE ALONGAMENTO

b------~

A Corda Media Geornetrica (CMG) nao deve ser confundida com a Corda Media Aerodinarnlca (CMA), que possui uma detinicao maternatica mais complexa. A CMA nao sera utilizada neste curso.

18. Um outro recurso usado para dimi­nuir 0 arrasto induzido sao dispositi­vas como os tanques mostrados na ~ ~ ~ ilustracao, que funcionam como barreiras ao ar do intradorso que \tenta escapar em direcao ao extra­ TANQUE DE

PONTA DE ASAdorso pelas pontas das asas.

19. ARRASTO PARASITA - Eo arrasto do aviao quando a sustentacao e nula (au a "parcela do arrasto que niio depende da suetemeceo").

A definicao segundo a qual "0 arrasto parasita e0 arrasto de todas as partes do aviao que nao produzem sustsntacao" e incorreta e antiga. Trata-se de uma inter­pretacao equivocada da equacao exposta a seguir, que define matematicamente 0

coeficiente de arrasto parasita.

Matematicamente, 0 arrasto e expresso pela equacao abaixo, aqui apresentada apenas a titulo de intormacao:

cE~' COEFICIENTE DE 0ARRASTO TOTAL -CD = ~0= C Do +

1TeAR

COEFICIENTE DE ~ COEFICIENTE DE ARRASTO ARRASTO PARASITA INDUZIDO, QUE DEPENDE

DA SUSTENTAC;;Ao

o coeficiente de arrasto parasita definido por esta aquacao refere-se ao aviao completo, sem a antiqa dtstincao entre "partes que produzem sustentacao" e as que "nao produzem sustentacao",

~)o. AREA PLANA EQUIVALENTE

E a area de uma placa plana perpendicular ao vento relativo, cujo arrasto e equivalente ao arrasto parasita do aviao,

Par convencao, 0 coeficiente de arrasto da area plana equi­valente e considerado igual a 1. Isso permite calcular facilmente a arrasto parasita do aviao, bastando multiplicar a valor da area pela pressao dinamica.

-t; Dp - Arrasto Paras ita

" AREA PLANAEQUIVALENTE

Devido aconvsncao adotada, a area plana equivalente eum pouco maior do que a area real de uma placa com arrasto igual ao arrasto parasita do aviao. 0 uso de valores reais como CD igual a 1,28 foi abandon ado por raz6es praticas.

Uma das apllcacoes destes conceitos e na avlacao militar, onde os valores das areas planas equivalentes dos avi6es, helic6pteros e acess6rios externos como tanques adicionais, guinchos, lanya-foguetes, etc, sao tabelados e podem ser con­sultados para se avaliar 0 arrasto da aeronave com esse equipamento instalado.

;) 1. RELACAO UD - E a razao (divisao ou quociente) da sustentacao pelo arrasto. A relacao UD varia com a anqulo de ataque eo seu valor maximo chama-se reteceo UO maximo ou (UO)max'

Em pequenos anqulos de ataque, a relacao UD e baixa porque a sustentncno e baixa. Em grandes anqulos, a sustentacao aumenta, mas 0 arrasto aumentn 1111 lito mais, portanto a relacao UD e tarnbern baixa. 0 valor maximo ocorre no iinOlllo de ataque de 2 a 5 graus. Alguns planadores de alto rendimento possuem um villol I ID maximo igual a 50, indicando que produzem uma sustentacao 50 ve70S 1II111", do que 0 arrasto. Porern a maioria dos avi6es a motor possui um valor bastanto 1111, 'II' ir.

: \()

~

DI.~~~l'rlvoe® IIIPI"-'lIe-rI"NrAI)Oal"e

1. Ja vimos que todo perfil tem um coeficiente de sustsntacao maximo, 0 qual nao pode ser ultrapassado, devido a um infcio de descolamento no extrador­so da asa quando esta atinge 0 anqulo de ataque crftico. Entretanto, usando os chamados disposltivos hipersustentadores, epossfvel aumentar conside­ravelmente 0 coeficiente de sustentacao, A figura abaixo mostra os tipos de dispositivos hipersustentadores mais utilizados em avi6es: 0 flape eo slot (au fenda).

~--­~~ ~

FLAPE~ C SLOT ou FENDA

2. FLAPE - Eum dispositivo hipersustentador que serve para aumentar a curvatura ou arqueamento do perfil, aumentando dessa forma 0 seu coefici­ente de sustentacao, 0 anqulo crftico do aerof6lio diminui um pouco, pois 0 flape produz uma perturbacao no escoamento que influencia 0 fluxo de ar no extradorso da asa. Alguns dos tipos mais comuns estao mostrados abaixo: ..~-.........

~ FLAPE SIMPLES FLAPE VENTRAL

"="­FLAPE COM FENDA FLAPE TIPO "FOW~~

Os flapes funcionam tarnbern como freio aerodinamico porque aumentam 0

arrasto do aerof6lio. 0 flape tipo "Fowler" aumenta tarnbern a area da asa e proporciona 0 maior aumento no coeficiente de sustentacao, mas nao e muilo utilizado om avioos loves, devido ao maior custo e complexidade.

:i 1

3. SLOT - 0 slot, tarnbsrn denominado fenda ou ranhura, e urn cHsposlflvo hipersustentador que aumenta 0 anqulo de ataque entice do aorol61lo SOil'

alterar a sua curvatura. Consiste numa fenda que suaviza 0 escoarnonto Ill>

extradorso da asa, evitando 0 turbilhonamento. Isso faz com que a asa pmisll

atingir anqulos de ataque rnais elevados, produzindo mais sustentacao.

PERFIL SEM SLOT PERFIL COM SLOT VENTO

ANGULO CRiTICO GRANDE DEVIDO AD SLOT

NOTA: Os aero/6lios ilustrados estao deslocando-se horizontal mente apesar de estarem apontando para cirna.

4. SLAT - 0 slat euma lamina m6vel que perrnanece recolhida durante 0

voo normal e se estende quando necessano, formando um slot ou fenda. Por esse motivo sao as vezes denominados "slots m6veis ". Nos avioes leves, os slats ficam normal mente estendidos para fora, por a98.0 de mola. Em voo nivelado, 0 impacto do ar empurra 0 slat para tras, mantendo-o recolhido junto ao bordo de ataque. Quando 0 anqulo de ataque aumenta e ha risco de estol, a pressao do vento sobre 0 slat diminui, possibilitando as molas empurrarem -no para a frente e faze-lo entrar ern acao.

SLAT RECOLHIDO SLAT ESTENDIDO

(SLAT/SLAT

VENTO~T~L_ .. r ~ ...~

Comparativamente aos flapes, OS slots e os slats possuem urna dOSV'lllld qorn: embora possibilitem aumentar 0 coeficiente de sustentacao, ohruj. 1IJ111

;iviao a erguer bastante 0 nariz, principalmente durante 0 pouso, ol>~;lllllIlIlll it visao da pista ao piloto.

33 ~\?

!J. PREVENCAo AO ESTOl DE PONTA DE ASA - 0 estol em alguns avioes tende a se iniciar pelas pontas das asas. Isso e perigoso porque 0

escoamento torna-se turbulento exatamente onde se localizam os ailerons, os quais perdem eficiencia logo aos primeiros sintomas do estol. Esse incon­veniente pode ser evitado reduzindo 0 anqulo de incidencia nas pontas (a asa fica, portanto, torcida), embora isso aumente 0 arrasto. Uma outra alter­nativa eficaz e0 usa de slots nas pontas das asas.

PONTAS

~~ ASA COM TORQAO GEOMETRICA

ASA COM SLOTS NAS PONTAS

6. ATITUDE DO AVIAo - Nao se deve confundir 0 anqulo de atitude do aviao com 0 anqulo de ataque. Embora seja comum associar 0 estol aos anqulos de atitude elevados, e possivel estolar com anqulos baixos ou mesmo negativos, conforme mostrado abaixo.

o anqulo de atitude medido entre 0 eixo longitudinal do aviao e a Iinha do horizonte e de 3 graus negativos (nariz baixo). Porern 0 anqulo de ataque medido entre a linha de corda e a dlrecao do vento relativo ede 15 graus, proximo ao estol. Essa situacao pode ocorrer, porexemplo, durante as manobras de aproxirnacao para pouso.

8-~faIh

.7?····.;U:

1. Neste capitulo serao estudados os dispositivos que permitem controlar os movimentos de um aviao. Esses movimentos podem ser realizados em torno de tres eixos lrnaqinarios que passam pelo Centro de Gravidade (CG) do aviao:

• Eixo longitudinal • Eixo transversal ou lateral • Eixo vertical

NOTA: 0 Centro de Gravidade e0 ponto imaqlnano onde esta aplicado 0 peso do aviao,

2. 0 movimento em torno do eixo transversal chama-se arfagem ou tangagem, que se subdivide em movimentos de:

• cabrar (para cima) • picar(pra baixo)

3. 0 movimento em torno do eixo longitudinal chama-se rote­gem, rolamento, bancagem ou lnctinscso lateral e pode ser efetuado para a esquerda ou para a direita.

~0~ .:;.«;

~0 ~"I-'v -<..~-<..«;

Ow"l­«,+ 0"

CABRAR

LR~ PICAR

«"aU'AD'. mAmA ~

I

34

~ ESQUERDA DIREITA

4. 0 movimento em torno do eixo vertical

7. As superficies de comando pradu­zem as torcas necessarias ao controle do aviao, Elas atuam alterando 0 anqulo de ataque do aerof6lio, conforme mostra a figura. o plano m6vel gira em torno de um eixo, deslocando 0 bordo de fuga do aerof6lio.

8. Existem tambern tarnbern superfi ­cies de controle sem pianos fixos. No caso desta ilustracao, temos um estabilizador m6vel, utillzado em muitos avioes.

3 r:" , )

I ANTES

VEN10

SUS::NTA~Aot II::>EPO~ ] ~------j----

____ -CORDA • #VENTO

9. SUPERFICIES DE CONTROlE SECUNDARIAS - Estas superficies, tambern conhecidas como equilibradores, compensadoresou "tabs", encon­tram-se no bordo de fuga das superficies prirnarias e podem ter diferentes fungoes, como:

a) Compensar 0 aviao para uma condicao de voo desejada, como na figura abaixo:

r= ~PROFUNDOR---------,I FOR~A

I 0

0 COMPEPOSI~AO MANTEM

NSADOR A0

JUSPROFUNDOR TADO NESTA

I CABRADO, POUPANDO ESFOR~O AOl PILOTO NUMA SUBIDA PROLONGADA.

b) Tirar tendencias indesejavets que 0 aviao possa ter.

c) Reduzir a Iorca necessaria para movimentar as coman­dos, tornando-os mais "Ieves" para 0 piloto. Para isso usam­se os compensadores auto­maticos como na figura ao lade, que se movem junta­mente com a superficie princi­pal de controle.

EQUILIBRADORES, COMPENSADORES

OU'TABS"

~.,,,ooFOR~A

·f _:::~-~ --=:> COMPENSADOR

COM PROFUNDOR COMPENSADOR NEUTRO AUTOMATICO

chama-se guinada.

5. SUPERFICIES DE CONTROlE (OU COMAN DO) PRIMARIAS

Sao as partes m6veis dos aero­f61ios do aviao, destinados a controlar 0 voo. Elas sao:

a) Profundor, elevador ou Ie­rne de profundidade, que co­manda os movimentos de ar­fagem.

b) Ailerons, que comandam os movimentos de rolagem.

c) lerne de dlrecao, que co­manda os movimentos de gui­nada.

LEME DE DIRE~AO

PROFUNDOR, ELEVADOR OU LEME DE PROFUNDIDADE

6. Os comandos usados pelo piloto para contralar 0 aviao sao 0 manche e os pedais. 0 manche e a alavanca ou volante que pode ser movimentado em quatro sentidos:

a) Direita - 0 aviao rola para a direita b) Esquerda - 0 aviao rota para a esquerda c) Frente - 0 aviao abaixa 0 nariz d) Tres - 0 aviao levanta 0 nariz

o leme de direcao eacionado por do is pedais:

a) Pedal direito - produz guinada para a direita h) Pedal esquerdo - produz guinada para a esquerda

Urna descricao mais completa a respeito destes comandos faz parte de outra matoria Conhecimentos Tecnicos. i-­

~~G

10. ACIONAMENTO DOS COMPENSADORES - Quanto ao acionamento, os compensadores podem ser c1assificadosem:

a) Compensadores fixos - s6 podem ser ajustados no solo.

b) Compensadores cornandavels - sao ajustados pelo piloto.

c) Compensadores autornatlcos - movem-se automaticamente, sem acao direta do piloto.

:tI

13. A guinada adversa pode ser evitada de tres diferentes rnanoiras:

a) Comandando 0 leme de dire­ AILERONS DIFERENCIAIS gao para neutralizar a quina­da, 0 que fica cargo da habili­dade do piloto.

b) Uso de ailerons diferenciais. A detlexao do aileron que sobe e maior, a fim de au­mentar propositadamente 0

seu arrasto e toma-to igual ao arrasto da outra asa.

c) Uso de ailerons tipo "frise". Estes ailerons possuem uma saliencia dianteira que pro­duz arrasto quando sao de­fletidos para cima, igualando assim os arrastos de ambas asasas.

A DEFLEXAo DO AILERON ESQUERDO FOI EXAGERADA PARA MAIOR CLAREZA

AILERONS TIPO "FRISE" DEFLEXAo PARA BAIXO

p~ DEFLEXAo PARA CIMA

~~ EIXO "-ESTA SALIENCIA

PRODUZ ARRASTO

11. SUPERFICIES DE CONTROlE COMPENSADAS - Sao as superficies de controle que utilizam um rnetodo de cornpensacao ou balanceamento aerodinamico para aliviar os esfor­cos ao piloto. Ha tres tipos de com­pensacao:

a) Compenseceo por deslocamento do eixo de erticuleceo. A area a frente do eixo deslocado balan­ceia parcialmente a pressao do vento atras desse eixo.

b) Compenseceo etreves de selien­cia na supetticie de comando.

c) Compenseciio etreves do uso de compensador eutometico, ja estudado.

EIXO NORMAL

~==::> EIXO DESLOCADO

~c==::> LEME SIMPLES LEME COM SALIENCIA

-EIXO (DOBRADIt;:A)

12. GUINADA ADVERSA - E a guinada no sentido contra­rio ao do rolamento, causada pela diferenca entre os arras­tos do aileron que sobe e do que desce. Ao ser defletido para baixo, 0 aileron aumenta a pressao do ar no intradorso da asa, causando mais arras­to do que 0 aileron que sobe.

o AILERON LEVANTADO PRODUZ MENOS ARRASTO

38 39

~

GRUPO. MOTOPROPII"'O•••tID

1. GRUPO MOTOPROPULSOR - E 0 conjunto dos componentes que fornece a tracao necessaria ao voo. Os tipos mais usados de grupos rnoto­propulsores sao:

• Turbojato • Turbofan • Tutboetice • Motora Pistao e Helice

2. As seguintes definicoes de potencia sao necessarias ao estudo dos grupos motopropulsores:

a. Potencia efetiva - e a potencia medida no eixo da helice, podendo variar desde a marcha lenta ate a potencia maxima.

b. Potencia nominal - e a potencia efetiva maxima para a qual 0

motor foi projetado, e faz parte das especificacoes do motor.

c. Potenci« uti! - e a potencia de tracao que a helice fornece ao aviao, Isso significa que a helice converte a potencia efetiva em potencia de tracao. A potencia util e as vezes denominada potencie disponivel mas, a rigor, esse termo indica a potencia util maxima, com 0 motor funcionando na chamada potencie maxima continua.

3. Nos avioes monomotores de pequeno porte, 0 grupo motopropulsor e geral­mente constitufdo por um motor a pistao e uma helice. No caso de nao haver helice, 0 grupo motopropulsor e apenas 0 motor.

Neste curso estudaremos os aspectos eeroainemlcos do funciona­mento das helices. 0 estudo dos motores e dos aspectos construtivos e materiais das helices faz parte do curso de Conhecimentos Tecnicos.

4. PRINCIPIO DE FUNCIONAMENTO DA HELICE - As pas de uma helice sao aerof61ios rotativos que funcionam como pequenas asas produzindo sustentacao ( trafiio ) para a frente. A figura mostra a hellce girando num aviao estacionario com uma das pas a direita, descendo.

Observar 0 detalhe do aerof61io formando um anqulo de ataque ex.

DESCE\r\

o vento relativo sopra - - - - -':;""" ~ -- Ide baixo para cima 0 __---- I

,-- I

contra a pa, Temos en- TRAC;:AO

tao uma resultante ae­rodinarnica R que se

VENTO RELATIVOdecornpoe num arras­

to D e numa trafiio.

5. PASSO - Devido aos anqulos das pas, a helice deveria teoricamente funcionar como um parafuso, avancando uma determinada distancia a cad a rotacao completa. Essa distancia chama-sa passo teorico. Todavia, como 0

ar nao e um meio s6lido, a distancia realmente percorrida e menor e recebe o nome de passo efetivo ou evenco. A diferenca entre 0 passe te6rico e 0

passe efetivo, que a helice deixou de percorrer, chama-se recuo.

'08'CFINAL '

"'''CAo 1-'\ I I POSIl;;AO INICIAL \ REAL FINAL

\\ I TEORICA71 /

I {

I\\ I

\\ I /

I

I\\ I

\"'-->'~./PASSO EFETIVO ou AVANl;;O RECUO

PASSO TEORICO

40 -11

6. A AERODINAMICA DA pA NOAVIAO ESTATICO

Num aviao estatlco, a helice apenas gira, sem avancar. Na ilustracao abaixo, a pa direita desce verticalmente, formando um anqulo de ataque a que e igual ao anqulo de passe fixe 13 (beta) da pa,

ROTAC;:AO -, DA PA

NOTA: No momenta estamos considerando uma TRAJETORIA situa9ao teorice, pois ntio levamos em conta 0 DA PA vento frontal induzido pela helice.

7. A AERODINAMICA DA pA NO AVIAO EM VOO

Durante 0 voo, a ponta da pa direita executa um movimento de rotacao e ao mesmo tempo um avanco junto com 0 aviao. Os dois movimentos aconte­cem simultaneamente, portanto a pa possui uma trajet6ria inclinada confor­me mostra 0 esquema. 0 fato mais importante e que 0 angulo de ataque a diminui devido ao avanco, tornando-se menor que 13.

,,,, \ ROTAC;:AO

DA PA

AVANC;:O ',,~v~ s:, '''rc~-0 ~\""~~-g~-~~ -r ~\

\ \\

\~,

\ .... \

AVANC;:O

..., ~A\

8. CARACTERISTICAS AERODINAMICAS DA HELICE DE PASSO FIXO

Este tipo de helice possui maximo rendimento somente nas condicoes de velocidade e rotafao para as quais foi construfda. 0 exemplo a seguir compara uma mesma helice em duas diferentes condicoes.

o rendimento maximo ocorre na No diagrama abaixo, tudo foi situacao ilustrada no diagrama mantido igual, exceto 0 avanco, abaixo. 0 anqulo de passe fixe e que foi reduzido. Observar que 0

igual a 13. Na rotacao e avanco aerof61io segue agora uma outra indicados, 0 aerof6lio desliza ao trajet6ria e 0 anqulo de ataque lange de uma trajet6ria ideal, num nao e mais 0 6timo. Portanto a anqulo de ataque 6timo. eficiencia da helice diminuiu.

ROTAC;:AOROTAC;:AO

~\

\ \

AVANC;:OAvlao em

alta velocidade

DA PA DA PA

,'\AVANC;:O \

REDUZIDO \ Avlao em \ voo lento """ \

'1-~\"'b ~\

~~\ e~\ (I\~\~~\

\' ~\ ~7\ \,

A helice do exemplo acima mostra que ela nao foi construfda para voo lento. Se for necessaria boa eficiencla em voo lento (por exemplo, para decolagem em pista curta com obstaculos), essa helice podera ser substitufda por outra com anqulo de passo ( (3) menor, porern sacrificando a velocidade maxima.

9. EFICIENCIA OU RENDIMENTO DA HELICE E a razao entre a Potencia Util e a Potencia Efetiva.

Se uma determinada helice recebe uma potencia efetiva de 100 HP do motor e transfere 75 HP ao aviao sob forma de potencia util de tracao, temos:

Potencia Uti I 75 HP ~ Rendimento ('l1 ) = = = 0,75 ou 75%

Potencia Efetiva 100 HP

IJ?

10. TORCAo DA pA - As pas da helice sao mais torcidas na raiz do que nas pontas. 0 motivo e que, perto do centro, a pa se desloca menos do que na ponta (ver figura). A tor­cao da pa precisa ser entao

~- DESLOCAMENTOmaior na parte central, para / MENORPERTO

DO CENTR~ l~ -> --~

que ela avance 0 mesmo ' que na ponta. 0 passe e ~ constante em toda a pa,

---------- --- DESLOpC~~TA mas 0 anqulo e variavel. NA

11. TORQUE E ESTEIRA - 0 efeito de torque consiste na tendencia de o aviao rolar em tome do eixo longitudinal, no sentido contra rio ao da rota­gao da helice. Esse efeito resulta da lei da acao e reacao de Newton.

A helice, alern de deslocar 0 ar para tras, provoca a rotacao do mes- EFEITO DE ESTEIRA

mo, criando uma esteira levemente espiralada, conforme mostrado na figura. Ao atingir a deriva em anqulo, a esteira produz uma torca para a direita, que faz 0 aviao guinar para a esquerda. Esse e 0 chamado efeito deesteira.

Os efeitos de torque e de esteira ja sstao compensados pelo fabricante para as condi­goes de voo em cruzeiro (voo normal de proje­to), mas 0 pilato precisara corrigi-Ios em situa­goes como as de decolagem ou de rnanobras, Lembrar que ambos os efeitos se invertem se 0

1\ 1'"TTI \

i;\.~'\I~.".FORgA~'P:=n:n~

II \ \, 1'1 I

senti do de rotacao do motor mudar. HninO

12. EFEITO GIROSCOPICO - Ea reacao da helice no sentido perpendicu­lar amudanca de direcao do eixo de rotacao, Por exemplo, se 0 pilato ca­brar 0 aviao, 0 efeito girosc6pico provocara uma guinada para a direita, como na figura abaixo. 0 efeito e mais forte com helices pesadas em alta rotacao e 0 aviao em voo lento e manobrando bruscame

~~ ~ -------_.~ \"4nte.~ __________________'iiJ _ --------------------- I

EFEITO GIROSCOPICO VOO NIVELADO GABRADA PARA A DIREITA

o efeito girosc6pico nao e intuitivo; por esse motivo, e desnecessario tentar compreender as razoes fisicas dessa estranha "reacao cruzada" a 90 graus. As nocoes apresentadas acima sao suficientes para as nossas finalidades.

II: l

13. CARGA ASSIMETRICA au FATOR "P" - Euma assimetria na tracao <I; I heuce, que ocorre quando 0 vento relative forma um anqulo com 0 eixo lid

helice. Na figura, a helice produz mais tracao no lado direito do que no os querdo, fazendo 0 aviao guinar para a esquerda. Isso acontece porque (\

velocidade e 0 anqulo de ataquo \;"\t~~G.-S da pa sao maiores quando esta

~ E-\'l-Q.5ll'>' se encontra no lade direito da heli­~'.".~.'~ ";,/ VENTOf}~ - ",,=~~-Y- ....... ..--, .......... ,,.... ceo 0 fator "P" depende do sen­tido de rotacao da helice e torna­

se mais forte amedida que a velocidade de voo e 0 anqulo de desvio do eixo da helice aumentam. Os detalhes a seguir nao precisam ser necessariamente estudados, mas servem para compreen­der melhor por que a velocidade e 0 anqulo de ataqueficam diferentes nos dois lados da helice.

Inicialmente, e nscessano compreender perfeitamente DIRE - o triangulo de velocidades nas pas. A figura abaixo

/_~\ 0'00"""--- mostra esse triangulo na pa direita :

~

i~A~ ~ :1: 'l1iiL~ OBSERVAR ESTE ANGULO DE i. ~'; ATAQUE E COMPARAR COM os

~) DAS PROXIMAS FIGURAS ABA'XO

.,,~

~'l,. 90°

AVANgO DO AVIAo

As figuras a seguir mostram quais sao as alteracoes quo ocorrem quando 0 disco da helice avanca inclinado :

NA pADIREITA : DIREyAo DOVOG

ANGULO DE ATAQUE AUMENTA [­/' ~ ­ A VELOCIDADE AUMENTA.

.~\ PORTANTO A SUSTENTA9AO AliMf N 1/\

NA pAESQUERDA :

o ANGULO DE ATAOlJl IIIMINIIII

A VELOCIDADE IJIMINIII PORTANTO A SUS f f N f1\\ "1\, , I "~ lINII,

DIRECAolDO VOO

NOTA - Esto II/(Jfl!1l1/11 ('",f.II/P',p/d)"

do invertkio p,lI11 Iw'If,f.!1 .I. 'I/H/I,I/,1

9aOcOIn os ClIII,II,', ,/1'1/11,'

115 44

14. HELICE DE PAS SO FIXO

Conforme vimos anteriormente, este tipo de helice nao permite alteracao do seu passe e por isso s6 apresenta eficiencia maxima numa determinada RPM e velocidade de voo para a qual foi eonstruida.

NOTA : "RPM" significa "Rotecoes por . Minuto" e indica a velocidade de rotecso do motor.

15. HELICE DE PAS SO AJUSTAVEL PARAFUSOS DE

AJUSTEEaquela cujo passe pode ser modifi­cado no solo, com 0 usa de ferra­mentas apropriadas. Essa helice s6 A funciona bem na RPM e velocidade ~J de voo para as quais foi ajustada.

16. HELICE DE PASSO CONTRO­LAvEL

Eaquela cujo passo pode ser modifi­cado durante 0 voo.

CONTRAPESOS

Essa helice funciona bem em qual­quer condicao de voo. 0 passe pode ser modificado por meio de: ---.=~ ~

• Comando manual - 0 pilato executa 0 controle do passo.

• Contrapesos - 0 passe eauto­maticamente ajustado por contrape­sos que funcionam sob acao centri­

MECANISMO ELETRICO fuga. OU HIDRAuLiCO

• Governador - 0 passe econ­trolado automaticamente por um mecanisme eletrico ou hidraulico --==--Jk ~ denominado governador.

As helices de passe controlado por contrapesos ou governador sao deno­minadas helices de RPM eonstante ou helices de velocidade eonstante, significando que a rotacao do motor permanece fixa durante todo 0 voo e somente 0 passe eajustado de acordo com as necessidades.

&Ait«t..

® I. No voo horizontal em velocida­

de constante, a sustentacao e LI SUSTENTA<;:Ao

igual ao peso e a tracao e igual ao arrasto, ou seja: T

TRA<;:iioL =W T=D W I PESO

Para que 0 voo seja de fato horizontal, a sustentacao deve ser constante e igual ao peso. Assim sendo, se aumentarmos a velocidade, precisaremos diminuir 0 anqulo de ataque para evitar que a sustentacao aumente eo aviao comece a subir. Reciprocamente, se diminuirmos a velo­cidade, precisaremos aumentar 0 anqulo de ataque para manter a altura.

2. Mas existe um limite no aumen­to do anqulo de ataque, que e 0

angulo crttico. Quando esse anqulo e atingido, a velocidade ,,~~[~1117777 nao pode mais ser dirninulda.

)""

Essa velocidade minima POSSI­

vel em voo horizontal chama-se velocidade de estol.

3. Ultrapassando 0 anqulo critico, inicia-se 0 estol e a sustentacao ,-- ~ -CXmaior-' e-;<,~__dirninuira rapidamente, mas que ::-...~ ~-­

crit, ..:.__ _ _ainda e posslvel manter 0 voo 1-- ­horizontal desde que a veloci­dade seja aumentada para compensar a reducao da sustentacao, Todavia, pequenos acrescirnos no anqulo de ataque alern do crltico exiqirao enormes aumentos na potencia, devido ao rapido aumento do arrasto ap6s 0 estol.

47 46

4. INDICA<;AO DO ESTOl - 0 estol deve ficar sempre sob a supervisao do piloto, devido ao risco envolvido. Sabemos que ele ocorre sempre no angulo crftico. Porern nao ha necessidade de se instalar no aviao um instru­mento especial para indicar 0 anqulo de ataque. Basta aproveitar 0 fato de que no voo nivelado 0 anqulo critico e atingido exatamente quando a velocidade do aviao ea minima - a velocidade de estol. Entao, 0 proprio velocfmetro pode ser usado como indicador. Muitos deles possuem uma faixa de operacao segu­ra, dentro da qual nao ocorre estol em voo nivelado.

5. POTENCIA NECESsARIA - Ea potencia que 0 aviao necessita para Do

:I:

manter voo nivelado. Ela e geral­ 500

mente mostrada num qrafico como « 400 ao lado. Neste exemplo, ha uma po­ (j

,ffi 300tencia minima (100 HP a 100 mph) b

Do 200para manter 0 voo. Acima de 100 mph, a potencia necessaria aumen­ 100

ta com a velocidade. Porern, abaixo a 100 200 300 400 mph

de 100 mph, a potencia tarnbem au­ VELOCIDADE

menta porque as baixas velocida­des exigem elevados anqulos de ataque, os quais causam muito arrasto e maior necessidade de tracao.

6. POTENCIA DISPONIVEl - Ea potencia maxima que 0 grupo moto­ Do

:I:

propulsor pode fornecer ao avlao 500

sob forma de tracao. Ela varia com a « 400

velocidade, conforme mostra 0 qrafi­ (j,ffi 300 ~c}~~~v '~I~ ,"''{()o~ c'

\I ­ ,co. A potencia disponivel e nula com 2Q.0~ ~ ... ,~ 200 <S' Do ::;; ,,o aviao parado, depois aumenta ,

I,com a velocidade ate atingir um va­ 1:0~/ ,lor maximo e volta a diminuir.

100 200 300 460 mpha VELOCIDADE

A potencia do motor e fornecida parcialmente ao aviao e 0 resto e desperdicado na atmosfera. A parcela transferida ao aviao e a Potencie Util, que pode ser control ada pelo pilato atraves do mane­te de potencia. Quando 0 motor esta acelerado ao maximo, a Potencie Util passa a se chamar Potenci« Disponivel. a ponto maximo da potsncla disponlvel (500 HP no exemplo acima) deveria ser ideal mente atingido nas condlcoes para as quais a hellos foi construfda ou ajustada. Mas isso pode nao acontecer , dependendo da curva de torque do motor .

I. Superpondo as curvas da potencia disponivel e da potencia necessarln. podemos estudar todas as velocidades do voo horizontal. A velocidado (') ()

importante pararnetro utilizado pelo piloto para controlar todas

s as condicoes de voo. No caso ~ do voo horizontal, as velocida­'I!!

des de maior interesse sao as seguintes:

~

VELOCIDADE

Velocidade Maxima - e a maior velocidade possivel em voo horizontal.

'- Velocidade de maximo alcance - e a velocidade que permite voar a maxi­ma distancia em relacao ao cornbusti­vel consumido.

No qrafico, corresponde 0 ponto de tanqencia da reta ( _._._._._.- ) com a curva da potencia necessaria.

Velocidade de maxima autonomia - e a velocidade econ6mica que permite voar 0

maximo tempo possivel.

Esta velocidade e obtida reduzindo a potsncla ao mlnimo necsssario para manter 0 voo. E usado principalmente em voos de espera sobre aeroportos congestionados.

Velocidade minima - e a menor velocidade possivel para voar com velocidade constante.

Esta condicao de voo ja foi estudada no item 3 deste capitulo. a nome "Velocidade Minima" e estranho porque a verdadeira velocidade minima ea de estol; um nome melhor poderia ser "Vo /ocidade Mfnima para Potencie Maxima". A definlcao dada (, tarnbern estranha, mas a expressao "voer com ve/ocidade COilS

tante" deve-se ao fato de nao ser posslvel manter velocidado estavel na verdadeira velocidade minima, que ea de esto!.

'- Velocidade de estol - e a menor velocidade possivol em voo horizontal. Ja foi estudada no item 2 deste capitulo. A velocidade e a menor P()~iSIV, ,I

porque 0 coeficiente de sustentacao e0 maior possfvel,

- - --

48

8. 0 ARRASTO NAO VARIA COM A ALTITUDE NUM VOO HORIZONTAL MUlTO VELOZ

EM ALTITUDE

A aflrrnacao acima parece contradi­ ~-_._. • -=-~--

toria, pois 0 arrasto deveria diminuir com AR RAREFEITO a altitude, devido ao ar menos denso.

Na verdade, nao ha contradicao, Numa altitude maior, a densidade e

de fato menor, 0 que resultaria em arrasto tarnbern menor. Porern deve­mos lembrar que a sustentacao tarnbern seria menor, impossibilitando 0 voo POUCO VELOZ

AO NivEL DO MAR horizontal. Isso significa que seria

~:=necessario aumentar a velocidade do AR DENSO

avlao, para que a sustentacao volte ao :~~~~---=-~-- -:=-=?-7-)~~?-f::~~ valor anterior, igual ao peso - mas isso faz tarnbern 0 arrasto voltar ao valor anterior.

9. VELOCIDADES NO VOO HORIZONTAL

As velocidades envolvidas no voo horizontal sao:

• Ve/ocidade de maximo a/cance } Estas velocidades nao dependem do • Ve/ocidade de maxima autonomia motor e da helice, Sao determinadas

somente pelas caracterfsticas do aviao,• Ve/ocidade de esto/

• Ve/ocidade maxima Estas velocidades dependem do • Ve/ocidade mfnima } motor, da helice e do do aviao,

Matematicamente, as velocidades de voo horizontal podem ser calcula­das atraves da equacao:

V - .. [2.VV'-V~

Essa formula ederivada da formula da sustentacao, ja estudada. Nao efetuaremos calculos com ela, mas podemos observar que a velocidade aumenta com 0 peso do aviao e diminui com a densidade, a area da asa e 0

coeficiente de sustentacao.

A formula para a potencie necessaria ao voo e mais complexa, mas a conclusao e identica, que a potencie necessaria aumenta com 0 peso e diminui com a densidade, a area da asa e 0 coeficiente de sustentacao,

Nao existem formulas para 0 calculo da potencie disponfve/.

49

10. QUESTOES SOBRE VELOCIDADE E POTENCIA NECESsARIA EM PROVAS - Para encontrar rapidamente respostas a tais questoes, e necessario memorizar os fatores que afetam a velocidade ou a potencia. Isso pode ser feito memorizando a "gangorra" abaixo:

'b-'/)­0 00,'b-0

'0~01o.'b-<1, r~G' 0-§ '

o'b-

eft 0'5 CJ

NOTA - "CARGA ALAR" e 0 peso dividido pela area da asa: Carga Alar = ~ESO = ~ AREA S

A "gangorra" pode ser usada para as todas as velocidades de voo nivelado (velocidade de estol, de maxima autonomia, de maximo alcance e minima), mas NAO para a velocidade maxima.

QUESTA.O: 0 que acontece com a velocidade de estol quando a densida­de do ar diminui?

t

SOLU<;A.O: A "gangorra" acima mostra que a velocidade de estol aumen­ta quando a densidade do ar diminui.

Ese diminuirmos 0 peso (PE)? A "gangorra" se inclinara para 0 lade contra rio e a velocidade de estol (VE) dirninuira.

"0 aumento da carga alar (CA) possui 0 mesmo efeito que 0 aumento da area da asa (All) sobre a potencia necessaria aovoo (PO)". Certo ou errado?

Usando a "gangorra", verificaremos que a afirmativa ssta errada, pois 0 aumento do (;/\ aurnentara PO, ao passe que 0 aumento de AR dirninuira PO. Portanto os efeitos sao oposlos.

51 50

11. A "gangorra" funcionara tarnbern para a velocidade maxima, se permutar­mos 0 peso e a altitude com a densidade.

PERMUTA

~~ .... (f)@'l .1I~~~&l

"GANGORRA ESPECIAL" vALIDA PARA VELOCIDADE MAXIMA

Evidentemente, todos estes metodos sao meros artiflcios que ndofazem IISO do conhe­cimento de Teoria de Vao, mas que podem ser uteis em determinadas circunstdncias.

12. Para auxiliar a rnernorlzacao das variaveis, alguns estudantes criam frases mnem6nicas, a exemplo destas:

$:)'"(J'?' 0'''?­

0 0 rv""

I ~~1~\i(i>i0 ~ ~ G'l 6) (0') I

e 0<::-"& 0 'b-~ .:sO ,,<?;:- 0~ ~<:$ 'lJ-d 1J-0 ~v

,G1 ~G ~ &) @)e~ ~ ® (!)/~ I

. ~o.'1J- :'b- 0~0 ~~ ~'1J-0 ."G ~o l" ,;, ~ ~'" ","

,~ 60\ @ @) @) ~ f,,( @)!

~.

\f00t-IAN4,,0· '11® 1. A figura ao lado mostra um auto­

m6vel descendo uma ladeira de 30 graus com 0 motor parado. 0 movimento e causado nao pelo motor, mas pela pr6pria acao da gravidade. No caso, 0 vefculo pesa 1000 kgf e isso eequivalen­te a uma torca de 500 kgf para a frente e uma outra de 866 kgf em direcao ao solo. Temos ainda a resistencia ao avanco, igual a VALORES FICTiclOS

500 kgf.

00 2. De modo semelhante, um aviao ~-<.b'?;'t/'

pode voar sem a tracao do motor, -<.,?--~/~oo

porern em trajet6ria descenden­//

teo Esse tipo de voo chama-se voo planado. A ilustracao mostra um aviso de 1000 kgf em voo planado. Notar que:

. _ ,.. "------ - • \ L1NHADO a) 0 aviao e irnpulsionado porr'-'-\ j- / '-'HORIZONTE­

uma forca de 500 kgf, resul­tante da gravidade.

b) A sustentacao e igual a 866 kgf (e nao 1000 kgf) - portanto menor que o peso.

o anqulo e (Ietra grega "teta") , formado entre a trajet6ria de voo e a linha do horizonte, chama-se Angulo de Planeio. Esse anqulo diminui quando CL aumenta e quando CD diminui.

NOTA: Tanto 0 autom6vel como 0 aviao das figuras estabilizam-se ao atingirem a velocidade em que 0 arrasto se torna igual a 500 kgf. A componente do peso, de 866 kgf, e anulada pela reacao do solo no caso do autom6vel, e pela sustentacao, no caso do aviao.

53 52

3. VELOCIDADE DE MELHOR PLANEIO

Esta velocidade, tambern chamada Velocidade de Menor Angulo de Descida, e aquela que possibilita ao aviso planar a maior dis­tancia possivel; portanto deve ser usada em caso de pane do motor. 0 seu valor e igual ao da Veloci­dade de Maximo Alcance do vao nivelado. 0 anquto de ataque (X e 0 de UD 1- MAxIMA DISTANCIA PLANADA

maximo.

4. A ilustracao mostra um planeio realizado com anqulo de ataque maior do que 0 usado acirna. A velocidade e a distancia planada diminuem, e 0

tempo e 0 anqulo de pla­neio aumentam. Existe uma velocidade cham ada Velocidade de Menor Razao de Descida (ou de Mfnimo Afundamento) que e util quando se deseja permanecer 0 maximo

tempo planando. Seu valor e igual ao da Velocidade de Maxima Autonomia do voo nivelado.

5. Planeios feitos com anqulo de ataque menores ou velocidades maiores do que 0 de melhor pla­neio resultam em descidas mais rapidas e alcance men or . 0' MUlTO PEQUENO

6. VELOCIDADE FINAL - Ea velocidade maxima que 0 aviao pode atingir num mer­gulho ou planeio vertical. A sustentacao deve ser nula para que a trajet6ria seja verti­cal. 0 anqulo de ataque deve ser 0 angulo de sustenteceo nula - ala - conforme figura ao lado. A velocidade aurnentara rapidamente e se estabilizara quando 0

arrasto se tornar igual ao peso. 0 aviao tera entao atingido a Velocidade Final. Todavia, 0 piloto so devers permitir que isso aconteca se nao atingir antes a Velocidade Limite especificada pelo fabricante do

VENTOaviao, A Velocidade Limite e aquela que RELATIVQ

nao pode ser ultrapassada sem que 0 aviao sofra danos ou a dsstruicao da estrutura.

7. RAZAO DE DESCIDA - E a altura perdida por unidade de tempo. Ela e indi­cada num instrumento chamado variornetro (vulgarmente conhecido como "climb"). A razao de descida e geralmente abreviada RID e medida em pes por minuto ( ftlmin) ou em metros por segundo (m/s).

8. INFLUENCIA DO PESO - 0 peso , ,/ -:

do aviao nao influi na distancla e no //

anqulo de planeio, mas aumenta a sua -.- ,/...~// velocidade e a razao de descida. . /~// .

//// AVIAO lEVE // E lENTO

,// .4YJ~ /~,-PONTO DE CHEGADA /// VIAO PESADO // EVElOZ

_. \ ',L/

-: ,..:± ~ ~~~:~4£ . :ft,._ .• ' ~

55 54

9. INFLUENCIA DO VENTO - Um vento de cauda aumenta a velocidade em relacao ao solo, portanto 0 anqulo de planeio diminui e a distancia planada aumenta. Um vento de proa tem efeito contrario, Para 0 aviao, porern, nada se altera. As velocidades aerodinarnica (VA) e indicada (VI), 0

anqulo de ataque, a potencia do motor, etc, permanecem inalteradas. A razao de descida ( RID) nao se altera porque 0 vento ehorizontal.

---- -------------~:=:::~~:-::~~~::' -- ..... - /_-- VENTO /- /~ --­ SEM~/ .~~~_\-~~---:~~---

-;~-~ q-­O<::::-eT . . VENTO ­ -- / menor DE CAUDA e: ANGULO DE PLANEIO //\e maior .............. ­

10. INFLUENCIA DA ALTITUDE

o ar rarefeito das altitudes elevadas influencia somente a velocidade do planeio; ou seja, a VA e a RID aumentam. Porern 0

anqulo de planeio e 0 alcance nao ( <>:~-f--f--r~~sao afetados. A VI tarnbern nao se

altera porque 0 aumento da velocidade compensa a reducao da densidade, fazendo com que a pressao captada pelo tubo de Pitot e enviada ao velocfmetro nao se altere.

Matematicamente, nao e dificil demonstrar que 0 anquto de pla­neio em atmosfera sem vento -»>--;.i1odepende unicamente da relacao UD ; em outras palavras, nao depende da densidade e do peso ---------1;-#--~ ""'c~c<" do aviao. Isso significa que 0

piloto de um avian em pane preci­-~~~----- ­

sara preocupar-se unicamente com 0 vento ao estimar 0 alcance DO MAR

do aviao ate um local de pouso de .:.>~-.:;;...~.::; __"?-=.A- _~~~--=-';.~~~:.:::::;:::;:=. ::.-_-§:-==--'":'" ernerqencia.

ALTITUDE ELEVADA

IA~

VOOMI!S'NDS'NTS' 11'cu

1. A figura mostra um autom6vel pesando 1000 kgf, numa ladeira. o arrasto produzido pelo vento relativo e igual a 200 kgf. Qual seria a tracao das rodas necessa­ria para impulsionar 0 vefculo?

o vefculo devera ser irnpulslo­nado por uma torca capaz de veneer nao apenas 0 arrasto de 200 kgf, mas tarnbern a compo­nente do peso no sentido morro abaixo (igual a 500 kgf), totalizan­ VALORES FICTiclOS

do 700 kgf.

2. A figura ao lado mostra uma situacao semelhante, onde um aviao de 1000 kgf efetua um voo ascendente. 0 primeiro fate a chamar a atencao e0 valor da sustentacao: 866 kgf, menor do que 0 peso do aviao. Embora isso pareca inicialmente estra­nho, podera ser compreendido se observarmos que a forca de tracao da helice e inclinada para cima, ou seja, ela suporta parcialmente 0

peso do aviao, aliviando a carga sobre a asa. De tato, se 0 voo fosse horizon­tal, a tracao da helice deveria ser de apenas 200 kgf para veneer 0 arrasto; porem, como 0 aviao esta subindo, devemos acrescentar a componente do peso (500 kgf) no sentido contrario ao do voo, 0 que totaliza 700 kgf.

-----------------

57 56

3, Num voo ascendente, 0 aviao 1':--------------­possui duas componentes de : "'. v velocidade, que sao: :

• VH - Velocidade horizontal J

- d S bid. 't

A razao de subida e geralmente medida em pes por minuto ou

• RIS - Razao e U I a

. dmetros por segun d0, at raves 0

5. Logo apos a decolagem, 0 aviao deve subir com 0 maximo anqulo de subida (existe uma velocidade recomendada), a fim de evitar obstaculos e ganhar bastante altura enquanto esta proximo a pista.

"""",

"'.

~ VH

variornetro. L1NHA DO HORIZONTE

o anqulo entre a trajetoria ascendente do aviao e a charna-se Angulo de Subida.

~ ",."

",.""

",.""",.""

.".......... ".'

",."" // /// .........."" '""0//"~

~ ,-,,""~/ <,,' ~ ~--------------~ . .~~ ----------=..~

RlS

"'<~<I~ '/f!&4

ANGULO '" DESUBIDA "

f '"

linha do horizonte

4. Existem duas velocidades importantes no voo ascendente:

• Velocidade de maxima raz80 de subida - e a velocidade na qual 0

aviao ganha altura no menor tempo possfvel, • Velocidade de maximo lmgulo de subida - Ea velocidade na qual

o aviao sobe no maior anqulo possivel. Euma velocidade menor do que a de maxima razao de subida.

Voos muito lentos ou muito rapidos resultam em baixos anqulos de subida.

/ / ' /~

/ MAXIMA.-/ / RAZAo DE ,,/

/ ~SUBIDA""""/7 ------- ­/ ~/",. ~

/ /'" :"'..... / ",." , ",."

'po,~_~PIDO~=

MAXIMA RAZiio DE SUBIDA

,//:", ~//

6. Amedida que 0 aviao ganha altura, a densidade do ar diminui. Isso reduz a potencia do motor e aumenta a potencia que o avlao necessita para // o VOO. A razao de .:

bid ., ~ R/SSU I a maxima ,~lOoofUmin

diminui ate se / anular no

//'

teto abso- /

luto. f<S . ,/ 1500 ft/min

'" :5 o o

INICIO / DA I '"

SUBILDA,' §

-_/ -.'

R/S, 2000 fUmin

.=~ -~. ~,-~~~~~~~.o~~~;~~s~~~~J~~~:~~~~~:~~~J=~-J Nota - 0 teto pratico eo teto absoluto sao altitudes de densidade (paq. 12, item 15), por isso devem ser calculados, e nao lidos no altfmetro.

7. ESTUDO DA PERFORMANCE EM SUBIDA

Toda subida e realizada utilizando 0 excesso de poten­ HP

cia acima daquela necessaria 400

ao voo horizontal. A razao de 350

subida sera a maxima quando 300

tivermos 0 maior excesso de potencia posslvel.

250

No exemplo ao lado, isso 200

acontece voando a 100 mph, pois 0 aviao necessita apenas 150 HP eo grupo motopropul­sor oferece 350 HP quando acelerado ao maximo. Por­tanto a velocidade de maxima rezeo de subida desse aviao e de 100 mph.

/'/

------r RiS------r;7s »-:: 100 fUmin ZERO

R/S 500 fUmin

0 -c 0­z LU >o z

~ 0 > u a: a: lli §: ~ .f? 0 E .... U;LU .... ci ::::J => 0 0

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~

150

100

50

150 V (mph)

ESTA Eo A VE~OCIDADE DE--.J MAXIMA RAZAO DE SUBIDA

o 50 100

59 ~)8

H. FATORES QUE FAVORECEM 0 VOO EM SUBIDA - Enecessario distinguir entre os fatores que melhoram 0 angula de subida e os que melho­ram a rezeo de subida, conforme explicado nas figuras:

o ANGULO DE SUBIDA Eo ,,/ A RAZAo DE SUBIDA Eo MAIOR MAIOR (A SUBIDA E MAIS ~ ,," (0 AVIAo GANHA ALTURA /INGREME)COM: /" MAIS DEPRESSA) COM:

• ALTADENSIDADEDOAR //" • ALTADENSIDADEDOAR • BAIXO PESO ,," • BAIXO PESO • ALTAPOTENCIADISPONlvEL # • ALTAPOTENCIADISPONiVEL • AREADEASAMAIOR ~ • AREADEASAMENOR /,," "

/ "" /"

MAIOR / ~// MAIOR ANGULO DE// RAZAoDE

--_....--""//

" "",/ »>

" ­~--

SUBIDA " SUBIDA,// //

/"

o que esta explieado nas figuras aeima e intuitivo, com possivel excscao para 0

efeito da area da asa. Isso nao sera detalhado aqui devido arelativa complexidade e pouea utilidade para 0 piloto. Lembrar tarnbern que "alta densidade" significa baixa altitude, baixa temperatura, alta pressao e ar seeo.

9. A altitude diminui a potencla disponivel e aumenta a poten­ HP

cia necessaria. Isso faz com que 0 gratico do item 7 (pag. 200

anterior) acabe se transforman­do no grafico ao lado quando 0 150

aviao atinge 0 teto absoluto. A curva da potencia disponivel

100 desce com a altitude, ao mesmo tempo em que a curva da potencia necessaria sobe. 50

No final, ambas acabam se tocando somente, num ponto, 0 I I I I I I Iii ..

que corresponde a velocidade 0 20 40 60 80 100 120 140 160V(mph)

de 100 mph neste grafico. Essa L ESTAE A VELOCIDADE . ., I'd d I . NO TETO ABSOLUTO e a unlca ve OCI a e na qua e possivel voar no teto absoluto. Por ser (mica, ela eao mesmo tempo a veloci­dade minima, a velocidade maxima, a de maximo alcance, a de maxima autonornia e a velocidade de estol. 0 aviao voa no anqulo crftico com 0

motor a toda potencia, mal consegu indo se sustentar no vao horizontal.

PONTO DE APOIO

W

1. Uma experiencia comum e a de girar um objeto pendurado por um fio num movimento em clrculo, conforme ilustrado. Nessa situa­gao, existem unicamente duas Iorcas agindo sobre esse objeto:

• 0 peso da bote, vertical, para beixo. • A traQaa do tio, inclinada para cime e

para dentro do circuto.

2. Num aviao voando em curva, as Iorcas atuam exatamente da mesma forma. 0 peso We produzido pela gravidade e a Iorca incli­nada ea sustentacao L produzida pela asa. Osimbolo"W" parao peso vem do ingles, "weight".

3. A sustentacao L produz dois efeitos simulta­neamente: ela empurra 0 aviao para cima e para dentro do cfrculo, como se fossem duas Iorcas separadas, Fw e Fe. A componente vertical Fw contrabalanca 0 peso W, e a componente Fe empurra 0 aviao lateralmen­te para que ele taca a curva. Por essa razao, Fe edenominada Forfa Centrfpeta. Obser­var ainda que L e maior que Fw, que e igual ao peso. Conclui-se que a sustentacao numa curva deve ser maior que 0 peso do aviao. 0 pilato precisara, portanto, cabrar.

01 GO

'1. A torca centripeta au­menta com a massa e a velocidade do corpo, e diminui com 0 raio da curva.

Matematicamente, isso e expresso atraves da formula:

mV2

Fe =-­R

A tracao no cabo e

"

a torca centrfpeta.

ESTACA

CABO Fe

onde mea massa, V a velocidade, e R 0 raio da eurva.

Num exemplo como 0 da figura, e intuitivo que tren6s pesados ou velozes exijam mais torca centripeta ou mais tracao no cabo para fazerem a curva.

a efeito do raio da curva pode ser menos intuitivo; devemos eonsiderar que, mantendo a veloei­dade, 0 giro (voltas por minuto) e mais rapido com um cabo curto, oque aumenta a tracao,

5. 0 anqulo de incltnacao aumenta quando a velocidade aumenta.

AVIAo 0 AVIAo MAIS RAplDO LENTO INCLINA MAIS AS ASAS

~---------------------'~~ ~ "

'- .... -..._-- -- --- - --~------"..--;'"

o anqulo de inclinacao aumenta quando 0 raio da curva diminui.

VELOCIDADES IGUAIS - MAS A INCLlNAQAo EMAIOR

~ _-----~~~-O-~~~_~~~OR / .r ,.-~~,--------- --......... "" ....,

~., -------------'I

-,-' I

----------------------;

7. Nesta ilustracao, 0 aviao encontra-se tao inclinado que a sustentacao r', !lllill vezes maior que 0 peso. Se continuarmos aumentando a inclinacno 1I1t'1

atingir 90 graus, a sustentacao se tornaria infinita, 0 que e imposslvel.

COMPONENTE VERTICAL DA SUSTENTAc;:Ao

FORCA CENTRfPETA

PESO A sustentacao de um aviao possui um limite determinado par razoes aerodinarnicas ou estruturais (reslstencla da estrutura).

8. DERRAPAGEM E GliSSAGEM - Sao dois erros de pilotagern cometidos em curvas. Para cornpreende-los, examinaremos os tres tipos do curvas mostrados na ilustracao.

a) Curva eoordenada - ea curva plana feita corretamente a uma altura constante, com os ailerons, leme e profundor dosados nas proporcoes exa­tas (comandos coordenados) eo aviao alinhado com a trajet6ria.

PON'" INICI"I

~'''' ,oeM"''' ~ ! o::::::::::::::~ ~~:/'::;;::"':~:::::~o~-o:oo- .

b) Curva derrapada - e tambern uma curva plana, mas falta inclina­yao nas asas, como se 0 pilato esti­vesse tentando fazer a curva usan­do apenas os pedais. 0 aviao abre a curva, "escorregando" lateralmen­te como um carro derrapando na curva de uma estrada molhada.

/ ·····(::.lLBYA• 1.--·9JJSSADAVOlTA·------­

o

-, ................ -... ­~

'. --..-. 9..1.!i3Y..,,! .~1.1§_S.!l1 JA 2' VOLTA

As vezes se afirma erradamente que na derrapagem a torca centrifuga e diferente da centripeta, 0 que nao faz sentido.

c) Curva gJissada - euma curva feita com asas muito inclinadas, COIIl():.I·

o pilato estivesse tentando faze-fa usando s6 os ailerons, esquecondo :.1' I II' cabrar. A sustentacao e insuficiente e inclinada demais, e nao suporta () I JI" ,I)

do aviao. A gravidade predomina e faz 0 aviao descer "escorrnu. 1111 Ill"

lateralrnente em direcao aasa baixa, descrevendo urna espiral.

NOTA: 0 peso nao influi no anqulo de inclinacao das asas. 0 aviao pesado devera obter mais sustentacao atraves de maior anqulo de ataque e mais potencia, mas a lnclinacao das asas sera a mesma.

~-----------~--~71 6. Quanto mais lnclinadas as asas, maior

deve ser a sustentacao. A figura mostra que, como a componente Fw e fixa (igual ao peso), a sustentacao L tera que ser tanto maior quanta maior a inclinacao. Neste exemplo, temos um anqulo de 60 graus, 0 que torna a sustontacao igual ao dobra de Fw (ou o peso). Dizemos entao que 0 tetor de C:I(e](l (<1 ser definido depois), e igual a ";·'(1" ou rlU<1S vozes a gravidade.

7, i-)Y' I .,... IJ:;~ I

_~ II I I

Fe I

62 63

9. RAIO LIMITE - Para voar em curva, 0 pilato devera inclinar as asas e aumentar a sustentacao, Mas isso aurnentara tarnbern 0 arrasto, obriqan­do-o a aumentar a potencia. Quanto menor 0 raio da curva, mais potencia sera necessaria. 0 menor ralo possivel eaquele em que a potencia aplica­da ea maxima, e charna-se reio limite.

50% DA 75·~. DA TCl.DA I P~OT:N~~_-~~,T:~:"==:!:O!,===!~:::_~=:_t================-- _

o • .. RAIO---..... --..... -- ......

_________==------- ~~~~~~-h~---L~M-!~--~) _---) )

--------------===~==============--------------

10. A figura ao lado mostra um aviao em tres altitudes -------------=-~<'"",~ ------------AB~~'fu-TO-· diferentes.

Ao nivel do mar o ar e denso, tor­nan do 0 motor mais potente e aumentando a sustentacao do aviao. A curva pode ser entao bem fechada e 0 ,:~~~~~~~~~~~~~~~J~~~~z%~~~;~~~~:~> Traio limite sera 0

mlnimo. Aumentando a . "'

altitude, a densi­ I .~ , odade do ar dlrni­ o

o nuira. Isso tara 0 I motor perder po­ ~---[.. - ..-, RAIO LIMITE

~---. ---- AO NivELDO MARtencia e ao mes­NlvEL DO MAR

mo tempo 0 avtao ~-:.~::~~.:-.:-~~ ~ --5"~-o--~~~ -:o/::~ ~~,~~.:- ~~ ~-- -.;- ~-:-=-=.. -==necessltara mais

potencia, Consequentemente 0 avtao perdera a capacidade de fazer curvas e 0

raio limite ira aumentar. Quando atingir 0 teto absoluto, 0 motor tera tao pouca potencia, que 0 aviao mal consequira manter 0 voo nivelado, ficando entao total mente incapaz de executar curvas.

11. COMANDOS DE VOO EM cURVA ( INICIANDO A CURVA 1 a) Para executar uma curva, 0

AILERONS NO piloto devera: MESMO SENTIDO

• Comandar ailerons, para inclinar as asas;

• Aplicar pedal no mesmo sentido da curva, para corrigir a guinada adversa;

• Puxar 0 manche para aumen­tar a sustentacao, e

• Aumentar a potencla do motor para compensar 0

aumento do arrasto. ,jb) Depois de iniciada a curva, a

( DURANTE A CURVA 1 asa externa a curva estara ,voando um pouco mais rapida­ REDUZIR OU

COMANDAR AILERONS mente do que a asa interna. Por NO SENTIDO CONTRARIO

isso a sustentacao sera ligeira­mente maior na asa externa, tendendo a aumentar demasia­damente a inclinacao das asas. Para compensar esse efeito, 0

piloto devera reduzir ou mesmo aplicar ailerons levemente no sentido contrario acurva.

12. ESTOl EM cURVA - A velocidade de estol em curva emaior do que em veo nivelado. Isso pode ser compreendido atraves da cornparacao abaixo:

. ESTOL EM VOO NIVELADO ESTOL EM CURVA

Na velocidade de estol, 0 aviiio voa Para entrarem curva no angulo de ataque ctitlco, com 0 nariz alto, no angulo de o piloto precisere aumentar a sustentafiio sem ataque critico, prestes a estolar. A cabrar, pois 0 aviiio js To.

DACURVA

LEME NO SENTIDO DA CURVA

sustentafiio Ii igual ao peso. estli no angulo critico. Niio hs outra maneira

~rJO~

800 kgf de consegui-Io seniio aumentando a veloci-

AVIAo VISTa dade. 800 kgf

800 kgf DEFRENTE

AVIAo VISTa DE FRENTE

64 65

e.~

lJ~

1. CARGAS DINAMICAS - Sao os esforcos que 0 aviao sofre durante 0

voo devido a manobras, turbulencia e outros fatores. Essas cargas podem ser horizontais e verticais.

As cargas dinarnicas horizontais As cargas dinarnicas verticais sao sao geralmente fracas e nao muito importantes e podem danifi­afetam a estrutura do aviao. car 0 aviao se forem excessivas.

-Ti.tt­.~. ~ =,*

< > < > ESFORCOS ESFORCOS

LONGITUDINAIS TRANSVERSAlS

.~

ESFORCOS VERTICAlS

2. FATOR DE CARGA - E a razao entre a sustentacao e 0 peso do aviao:

.- Sustentat;iio

in = L W tFATOR DE CARGA ~----Peso

Os fatores de carga verticais sao medidos nos avi6es acrobaticos por moio do ecelerometro. () l.tlnr de carga e uma grandeza adimensional, ou seja, eapenas um numero sem unidade. Porern f' ':<l/;IIIIlIOiro na Aviacao usartermos como "2 G"ou "3 G" em vezde apenas "2" ou "3".

ACELEROMETRO

3. Em voo nivelado, 0 fator de carga e igual a um. Cabrando, sera FATORES DE CARGA

/ /

maior do que um. Picando, pode­ "/,;)~/

ra ser menor do que um, nulo ou R-/0'/

,t-1'-'5!/ _.... -/negativo, dependendo da intensi­dade do comando. ~ i$€. :-=-':: I~U~~!.. _

......~ ...... ---­o fator de carga zero eaquele que da a ..... ~ ......... --~NO .. ........ -:l:QIJ.sensacao de tlutuacao, queda livre ou -, .... ... .l '1: 1

ausencia de gravidade. 0 aviao descreve ........-, ~'G'v. -c

\~"f~~ <, uma trajet6ria parab6lica como a de um \ ~,'f~corpo lancado ao espaco, ~~, ~~o

o fator de carga negativo ou menor do 1<, ~" ,%01>\ ~~ que zero produz uma tlutuacao mais inten­~9~ ~,

sa, onde 0 piloto e puxado para baixo pelo ~~~\ ,cinto de sequranca. Ocorre tarnbern no voo g,~\ '. invertido, no qual 0 fator de carga e igual a 0\. -1 ("menos urn") eo pilato fica efetivamente dependurado no cinto de sequranca.

4. Os fatores de carga elevados pod em ser causados principalmente por:

• Voos em curva • Manobras acentuadas • Rajadas de vento • Recuperecoes de mergulhos

A rigor, voos em curva e recuperacoes sao tarnbern manobras, porem estao Iistados acima separadamente por razoes didaticas. Os voos em curva ja Iorarn estudados nos itens 6 e 7 do capitulo anterior (paq. 60 e 61), portanto nao serao detalhados aqui.

5. 0 pilato pode provocar grandes fatores de carga em manobras e

I

ultrapassar os Iimites estruturais I

I

/ I

do aviao. Por isso os avi6es po­/

/

dem ter avisos indicando os limi­/

~~, 0/

-<\'-lc-:tes ou as manobras permitidas, "g-­s\\ ...

em local visfvel ao piloto. Os lJIP-fll-}9-­

avi6es (e 0 piloto) suportam fato­ ~ =*-_·===::::~AXiMO-NEGA7-n;- __ ,res de carga positivos me/hor do

a JrJ .........que os negativos. Como exem­"

plos, os limites para avi6es aero­baticos sao:

• Limite positivo: + 6 G • Limite negative: - 3 G

fI( •

Ii FATORES DE CARGA NAS RAJADAS - No voo sem raja­dd ilustrado ao lade temos um vonto relativo horizontal e um anqulo de ataque "a". A susten­tacao e igual ao peso, portanto 0

later de carga eigual a" 1G ". No voo com rajada, 0 vento

relativo horizontal combina-se com 0 vento vertical da rajada, formando um vento relativo incli­

8. ESTOl DE VElOCIDADE

Conforme estudamos antes, 0 estol ocorre quando se ultrapassa 0 anqulo de ataque crltico, niio importando a velocidade do evteo. Assim, se um pilato cabrar bruscamente num mer­gulho em alta velocidade, podera exceder 0 anqulo de ataque crftico e entrar em estol. Esse estol e denomi­nado estol de velocidade. 0 aviao continuara em mergulho porque a sustentacao nao aumenta como espe­rado. Para sair dessa situacao, 0 pi­loto deve baixar 0 nariz do aviao e cabrar novamente com mais cuidado.

Em alguns avi6es com cauda em "T", a recuperacao de um estol pode ser imposslvel porque a turbulencia da asa envolve 0 profundor, tornan­do-o sem acao, Esse fen6meno e denominado "deep stall" em ingles, traduzido como "estol profundo". Nesses avi6es, dispositivos autornati­cos impedem que 0 pilato exceda 0

anqulo crftico.

f17

ESTOL DE VELOCIDADE

PROFUNOOR ENVOLVIDO

ESTOL PROFUNDO

PELA TURBULENCIA

nado que altera 0 anqulo de ataque "a" para um valor maior. Isso aumenta a sustentacao, tornando 0 tater de carga maior

SEM RAJAOA VENTO RELATIVO

do que "1". Para aliviar 0 efeito da rajada, a velocidade deve ser diminufda moderadamente. Uma reducao excessiva tara 0

anqulo de ataque aumentar bastante e causar um estol.

7. FATOR DECARGANAS RECUPERACOES

Numa recuperacao de Iinha de voo, ap6s um mergulho, podem ocorrer grandes fatores de carga causados pelo aumento da susten­tacao devido a velocidade do aviao,

Conforme mostrado ao lade, a sustentacao durante essa manobra e igual a torca necessaria para su­portar 0 peso do aviao, somada a forca centrfpeta vertical para mudar a direcao do voo.

A velocidade do mergulho agra­va a situacao porque a torca centrf­peta aumenta com a velocidade.

A torca centripeta e proporcional ao qua­drndo ria vclocidade (item 4, paq. 60).

[ SEM RAJAOA ]

ex~• LJNH~E~.s::Q~.!'--r--•

VENTO RELATIVO

[ COM RAJAOA ]

R I AI J I A 101 A

FORC;:A CENTRiPETA VERTICAL

-, SUSTENTAc;:Ao ,,,

FORC;:A ,-, PARA SUPORTAR

o PESO }" "" ... l~_ .... .,"

PESO

-- ---

(iB [m

tt¥tt..

D~C!OlAC;,~";IPOq.O1J~

1. Decolagem e a operacao em que 0 aviao levanta voo. A aceleracao e importante para decolar no menor espaco posslvel, portanto a potencia do motor deve ser a maxima. Inicialmente os valores do recuo da heltce e da tracao sao os rnaxlrnos (exceto para helices de RPM constante).

2. Com 0 aumento da velocidade, 0 recuo e a tracao da hellce diminuem, mas a rota­cao e a eflciencia aumentam (exceto para helices de RPM constante).

As forcas contrarias ao movimento sao o arrasto aerodlnamico e 0 atrito dos pneus, que e tanto maior quanta mais rugosa e macia for a pista.

:1. Os avi6es com trem de pouso convencio­nal precisam erguer a cauda durante a !TRAC;:Aodecolagem, para diminuir 0 angulo de 10>----­

nt.ique e assim reduzir 0 arrasto. Isso rodu/ tarnbern a sustentacao, evitando '1111 ~ 0 avino Icvante voo antes de atingir I" \1; I vn/oci(JiIde soqura.

4. Com 0 aumento da velocidade, a sustenta­gao cornecara a atuar, aliviando a carga sobre as rodas e assim reduzindo 0 atrito. _---------e ~__. 1111\I.·fII'

~ --' \......... --~-Por motivo de sequranca, 0 aviao deve ser _

.,~ ARRASTO \mantido no solo ate que seja atingida a velocidade recomendada, de cerca de 120% a 130% da velocidade de estol e somente entao cabrado para levantar voo.

5. Deve-se decolar sempre COM VENTO

com vento de proa, para diminuir a distancia de decolagem e aumentar 0 ~~ angulo de subida. Caso 0 --- - -----~.-"~--------vento diminua repentina­mente, a sequranca de voo nao sera atetada se 0

piloto decolou com 120% a 130% da velocidade de estol.

6. CONDI~6ES IDEAlS PARA A DECOLAGEM CONDICOES IDEAlS DE DECOLAGEM

ALTA DENS/DADE DO AR PISTA EM DECLIVE Todos os fatores que aumentam

-. VENTO­

a densidade do ar favorecem a DE PROA

decolagem: 0 ar seco, baixa tem­~_.

VENTO DE PROA

----------~ _..----' ­

peratura, baixa altitude e alta pressao, 0 ar dense aumenta a potencia e a sustentacao. 0 declive aumenta a aceleracao, 0 vento de proa permite ao avlao se sustentar com menor veloci­dade em relacao ao solo.

7. Ap6s deixar 0 solo, a decolagem prossegue e continua com a sub ida () piloto devera reduzir a potencia do motor e efetuar os demais procedimenf I:; como 0 recolhimento dos flapes e do trem de pouso, os quais vari.uu conforme 0 tipo do avlao,

71 (()

1\ TECNICAS DEPOUSO - Ha duas tecnicas utilizadas para 0 pouso:

• Pouso em tres pontos • Pouso de piste

9. a pouso em ires pontos e utilizado pelos avi6es com trem de pouso con­vencional (com bequilha ou roda na cauda). a aviao entra em estol rente a pista, tocando-a simultaneamente com 0 trem de pouso principal e a bequi­Iha.

APROX1MA<;:Ao COM MOTOR EM MARCHA

10. a pouso de pista conslste em tocar a pista com as rodas do trem principal, reduzir a velocidade e baixar a bequilha (ou 0 trem do nariz) gradualmente ate tocar tambem a pista. Este pouso tende a ser mais suave.

APROXIMACAo COM 0 MOTOR EM

BAIXA ROTACAo

MOTOR REDUZIDO TOQUE A MARCHA

DAS RODAS LENTA

11. Durante um pouso de pista, os avioes com trem de pouso convencional tern maior risco de pilonagem e cavalo de pau devido ao centro de gravidade localizado atras do trem principal.

CAVALO DE PAU PILONAGEM

o AVIAo RODOPIA

..~~~~ ~\_._"'._~, .•..;."""""""'->II...............(..,."., .;r:',:-;..·:,:->,·;.:;;,,: :~;':"":.! I~<::.: .:.::-.~".';>~:.

12. CONDIC;OES IDEAlSDE POUSO

As condicoes mais favoraveis ao pouso estao mostradas na figu ra e CONDU;:OESIDEAlS DE POUSO

~-VI NIl!sao as mesmas que favorecem a ALTA DENSIDADE DO AA . /. - d -, ACLIVEd I a ....<, 0. =~~~r~~~eco agem, exceto a me macae VENTO DE PAOVA

pista, que deve ser em aclive para ".i?~~"1P" ~_._~ _ aJu. d frear o avia '''S........._ar a rear 0 aVlao. SEM ~-----. ­

---__ FLAPES -_~

as flapes reduzem a veloeidade --------- ­na aproxirnacao e aumentam 0

anqulo de planeio, facilitando 0

pouso em pistas curtas com obsta­culos na eabeeeira. as slots e slats tarnbern agem dessa forma.

Lembrar que "alta densidade do ar" na figura acima significa baixa tem­peratura, baixa altitude, alta pressao e ar seeo.

72

1J@;:r",;;;;;r; ~

EQUILiBRIO EQUILiBRIO1. TIPOS DE EQUILIBRIO - Existem ESTAvEL INSTAvEL

tres tipos de equillbrio:

• Esttivel - quando na tend encia de permanecerem equillbrio.

• tnstevet - quando ha tendencia de se afastar do equilibrio.

• Indiferente au neutro - Quando nao ha tendencias,

2. Um aviao apresenta tarnbern tres tipos de equillbrlo, dependendo do seu compartamenta ap6s safrer uma interterencia em seu equilibria inicial.

o aviao e estaticamente estavel se tende a valtar aa equilibria; au estaticamente instavel se tende a afastar-se do equilibria, ou indiferente se nao apresenta essas tendenclas, 0 termo "estaticamente" e usado para distinguir esta categoria de equillbrio de uma outra a ser estudada subsequentemente.

CONTINUA~ ~ SE AFASTANDO DO EQUILiBRIO , ",<i:-0<i:­

,/ ~I>' ,:PO , ,/ ,?<i:-«:o«o.'\'O~ \ ".../ 'I; o-.J\\;

Lct\ ..// ~ .;:;:: ~-<,<i:-/ En! <c-",,~ .. /" E: \~q'~./

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(J,' s-<,~-- ~ =;~€ I '» !'liE E~"I~."."''=---------------C ~ tj, .>: iAi\C~l!'-f:------ TENDE A

RAJADA ~' ,/ _-~-~----- VOLTAR AO VERTICAL -:-: .s->: EQUILiBRIO• .c-: »>:

J OlJIlIBRIO ,;3;;'--INICI/Il j .::

/k. -:' ~. '---J

1:1

SUSTENTACAu3. A asa de um aviao, devido ao seu

perfil assirnetrico, e estaticamente o CP AVANCA

lnstavel, Por exemplo, se 0 angulo SUSTENTACAO

de ataque aumentar, 0 CP (centro 11\~ - CP de pressao) avancara, fazendo 0

PESO perfil aumentar ainda mais 0 PESO

angulo de ataque.

4. 0 estabilizador foi criado com a final ida­a:de de estabilizar um aviao desequilibra­ 00

,q: 0

do como na figura. De fato, 0 vento no ~~ f-..J

estabilizador cria uma sustentacao que 2m wq:

levanta a cauda, tendendo a nivelar 0 f-f­CI)(f) ::>w

avlao, Mas nao devemos nos esquecer (1)0 o

que 0 vento na asa produz tarnbern uma VENIl'

NA /1:;/1sustentacao que levanta a frente do avlao. Qual sera 0 resultado final dessa cornblnacae de torcas ?

5. 5e 0 aviao possuir cauda leve, a ~,,~.sustentacao do estabilizador conse­

guira levantar a cauda mais rapida­ ~ mente do que a sustentacao da asa levantara a frente do aviao. 0 resul­tado final e 0 nivelamento do aviao. Portanto um aviao com cauda leve e ~ estaticamente estavel,

6. Pelo contrario, se a cauda for pesada (mais exatamente, tiver massa gran­de), a frente do avlao subira mais do que a cauda, agravando 0 desequill­brio. Portanto um aviao com cauda pesada eestaticamente instavel,

/

74 75

7. 0 PONTO NEUTRO - Sabemos agora que 0 aviao precisa tercauda leve para ser estaticamente estavel, "Cauda leve" significa "CG a (rente" e aqui vamos estudar mais exatamente onde deve ficar 0 CG. Inicialmente substituiremos as sus­tentacoes do estabilizador e da asa que surgiram com 0 desequilfbrio do aviao, por sua sustenteceo resul­tante. Ela passa por um ponto cha­made ponto neutro, situado entre 0

CP da asa e 0 CP do estabilizador.

NOTA 1 - A rigor, as sustentacoes a que estamos nos referindo sao os acrescirnos devido ao desequilibrio (" Ill" em vez de "l").

NOTA 2 - 0 ponto neutra nao sera definido PONTO NEUTRO

CP do estabilizador rigorosamente porque requer 0 conhecimento rnatematico das derivadas parciais.

8. A estabilidade estatica longitudinal depende das posicoes relativas do Centro de Gravidade (CG) e do ponto neutro, como se pode ver abaixo:

Quando 0 Centra de Gravidade (CG) esta a Quando 0 Centro de Gravidade (CG) esta frente do ponto neutra, 0 aviao eestaticamente atras do ponto neutra, 0 aviao eestaticamente estavel, porque tende a voltar ao equilibrio. instavsl, porque tende a piorar 0 desequilfbrio.

I~W I~W ~ ~ <(.ce <(.ce1-1­ 1-1­Z...J Z...JW::>I-en W::>

~, I-enenw enw ~ lila: ~'~lila: mI­CG M

0 en W a.

Chegamos entao a importante conclusao de que um evieo eestaticamente esteve! quando 0 centro de gravidade este localizado a (rente do ponto neutro.

Um erro comum e confundir 0 ponto neutro com 0 centro de pressiio (CP). A sustentacao da asa esta aplicada no CP da asa, conforme estudado no Capitulo 5. Porern aqui nao estamos estudando a asa sozinha, mas 0 aviao todo, cuja estabilida­de longitudinal estatica depende do ponto neutra e nao do CP da asa isoladamente.

PESOSUSTENTAi;Ao

9. COMPENSAC;AO PARA EQUILIBRIO - 0 aviao estavel possui CG a frente do ponto neutro e, em muitos casos, ate mesmo a frente do CP da asa. Isso cria uma tendencia de baixar 0 nariz, a qual e compensada por uma pequena sustentacao negativa no estabilizador. 0 aviao e equilibrado

dessa forma para a velocidade de cruzei­SUSTENTACAO ro. Se a velocidade for aumentada, a

sustentacao negativa do estabilizador aurnentara e tara 0 aviao subir. E se a velocidade for reduzida, acontecera 0

contrario e 0 aviao cornecara a descer e ganhar velocidade. Isso evita a perda de

NEGATIVA velocidade e um possivel estol.

Avioes estaticamente estaveis com estabilizadores grandes podem ter um ponto neutro bas­tante afastado, deslocando 0 CG para tras do CP da asa. Nesses casos, a mclcencla do estabili­zador sera necessariamente positiva, ao contrario da maior parte dos avloes.

10. Evidentemente, um aviao deve ser estaticamente estavel para ser facilmente controlavel, Entretanto, isso nao e suficiente, porque um aviao estaticamente "estavel pode ainda ter tres diferentes tipos de comportamento quando afastado da condicao de equilfbrio:

a) Aviiio ainemicementeestevet - tende a voltar ao equillbrio e logo se estabiliza com poucas ou quase nenhuma oscilacao.

b) Aviiio dinamicamente insteve! - tenta voltar ao equillbrio com exagerado lmpeto e as oscilacoes crescem cada vez mais.

c) A viiio dinamicamente indiferente - tenta voltar ao equillbrio, mas sempre 0 ultrapassa e entra numa oscilacao permanente.

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/ \ DINAMICAMENTE

ESTAvEL/ \

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DINAMICAMENTE \. "~ INDIFERENTE ~ -, /

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DINAMICAMENTE t INSTAVEL .•.\ ­

12

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II. ESTABILIDADE E MANOBRABILIDADE - Estas duas qualidades do aviao sao desejaveis, mas antag6nicas, e devem ser dosadas em funyao do tipo de aviao. Quando um aviao emuito estavel torna-se mais diffcil de ser manobrado porque 0 aviao resiste aos comandos do pilato.

Avioes de transporte de passageiros devem ter alta estabilidade, a tim de oterecer contorto aos passageiros, enquanto os de acrobacia e caca devem ter alta manobrabilidade, sacriticando em parte a estabilidade.

RESUMO - As cinco possibilidades de equillbrio longitudinal de um aviao podem ser resumidas no seguinte esquema:

ESTAvEL

Urn avlao {ESTA~EL e DINAMICAMENTE INSTAvEL{

pode ser INSTAVEL INDIFERENTE

ESTATICAMENTE INDIFERENTE

o esquema acima pode ser visualizado graficamente na llustracao abaixo.

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DINAMICAMENTE// ,..-

ESTAvEL ESTATICAMENTE \ ........ ,.. .,...»" /

ESTAvEIS \\ ',----------' ;'

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A conclusao final deste capitulo e que " todo aviao deve ser estetice e eli, uunicntucntc ostnvol "

77

CeTABIlIDAD5 ~

lAT5DAl 11®

1. Estabilidade lateral e a 'OINICIALE~O;~~~QUILiBRIOestabilidade em torno do

eixo longitudinal. Quando um aviao sofre um dese­ ~ ESTATICAMENTE~ ESTAVELquilfbrio lateral, por exem­plo, at raves de uma raja­ ~"""""":::-------------------~ da assimetrica, seu com­ ---'-<~~ -.._-- -----~ portamento pode assu­mir uma das seguintes

"

<. $81'A,1'IC

-, 0

"" ItvDlfO$F/A,ftvt$tv1'$caracterfsticas: " $tv1'$

a) Estaticamente esteve! - 0 eviso tende 'iP,A\~~1"~ 0a retornereo equilibria inicial. \P.>- s:v.

"1.1-- '%:: ~ "0-(,b) Estaticamente indiferente o evieo

mentem 0 desequilfbrio inicial.

c) Estaticamente instsvet - 0 evieo tende a ampliar a desequilfbrio inicial.

2. A estabilidade lateral e menos importante do que a estabilidade longitudinal porque os estorcos laterais no aviao sao geralmente pequenos. Existem basicamente cinco fatores que influem na estabilidade lateral:

a) Diedro b) Enflechamenta c) Eteito de quilha d) Eteito de fuselagem e) Distribuic;ao de pesos

79 78

3. DIEDRO - Num aviao lateralmente desequilibrado, a sustentacao incli­nada provoca uma glissada na dlrecao da asa mais baixa. Essa glissada muda a olrecao do vento relativo, que passa a ter uma componente lateral. 5e 0 aviao possuir diedro, 0 vento tende a incidir contra 0 intradorso numa asa e contra 0 extradorso na outra. Isso significa que os anqulos de ataque (e as sustentacoes) serao diferentes. 5e 0 diedro for positivo, essa diterenca tende a estabilizar 0 aviao, conforme mostra a figura abaixo. 5e 0 diedro for negativo, 0 efeito sera 0 oposto, mas isso nao significa que 0 aviao sera ins­tavel, conformeveremos no item 8 deste capitulo.

o dledro positivo aumenta 0 diedro negativo diminui a estabilidade lateral a estabilidade lateral

o VENTO LAT ~XTRADORSOE~A~ATINGE A ASA NO

~/I>AIXO. EMPURRA PAR

01»9"1~ ~ A

0'9"1 1'0 ~

AOUI 0 CONTRA 0 INTRADORSO E LEVANTA A ASA.

v~'V . / /'0

VENTO SOPRA /

4. ENFLECHAMENTO - Durante uma glissada ou derrapagem, 0

enflechamento faz com que uma das asas receba 0 vento lateral em maior extensao do que a outra, produzindo entao rnais sustentacao. Isso influi na estabilidade lateral, conforme mostram as figuras a seguir.

o enflechamento positive 0 enflechamento negativo aumenta a estabilidade lateral tiimlnui a estabilidade lateral

5. EFEITO DE QUILHA - a vento lateral produz torcas sobre as superficies laterais do aviao, podendo toma-to:

a) Estcivel - quando a area lateral acima do centro de gravidade (CG) e meier do que a area lateral ebeixo do CG (verfigura ao lado).

b) Instcivel - quando a area lateral acima do CG e menor do que a area lateral abaixo do CG .

6. EFEITO DE FUSELAGEM

Trata-se de uma interferencla da fuse­lagem sobre a asa. Na ilustracao, a fuselagem bloqueia 0 fluxo do vento laterat- criando areas de alta e baixa pressao sobre a asa, que diminuem o efeito de diedro. Num aviao de asa alta, pelo contrarlo, aumentam 0 efei­to de diedro.

7. DISTRIBUICAO DE PESOS

NOTA :Tradicionalmente, veio se atribuindo a melhor estabilidade dos avi6es de asa alta ao "efeito de pendulo" causado pelo peso da fuselagem. Esse e 0 motivo por que este item se denomina "Distribuicao de Pesos". Na verdade 0 efeito pendular nao existe porque 0 peso e a sustentacao convergem no CG do aviao, sem forma rem um binario ou conjugado de Iorcas.

/

CG CENTRO DE GRAVIDADE

PRESSAO REDUZIDA

AOUI

PRESSAO AUMENTADA

AOUI

a aviao de asa alta tende a ser mais estavel porque 0 efeito de fuselagem eo efeito de quilha atuam juntos para aumentar a estabilidade. No aviao de asa baixa, ambos os efeitos sao desfavoraveis. A asa contribui tarnbern no efeito de quilha, produzindo uma torca lateral que favorece 0 aviao de asa alta.

---- -- -

----------------------

-- - - -- -

- ----------------------

81 BO

I\. Urn aviao nao deve ter estabilidade lateral exagerada porque deixara de obedecer adequadamente ao co­mando dos ailerons.

Por essa razao, quando 0 efeito de diedro e excessivo, M necessidade de utilizar meios para tornar 0 aviao menos estavel, Um exemplo e 0 die­dro negativo adotado em alguns avi6es.

Sl. ESTABILI DADE DINAMICA LATERAL - Um aviao estaticamente estavel quanta ao equillbrio lateral tende a voltar ao equillbrio sempre que sofrer alguma lnterterencia externa, mas nem sempre 0 consequira. Existem tres comportamentos possfveis:

DINAMICAMENTE DINAMICAMENTEDINAMICAMENTE ESTAvEL INDIFERENTE INSTAvEL

o aviao tente voltar eo o aviao volta ao equilf­o aviao tenta voltar ao ;equilibrio, mas nso equilfbrio com fmpetobrio iniciei, amorte­consegue amortecer excessivo e as oscite­cendo as oscuecoes. as osciiecoes. coes aumentam. :~

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NOTA: As figuras acima mostram 0 comportamento te6rico do eviiio. Na toe lidade, a estabilidade direcional (ainda nao estudada) atua simultanea­monte, tornando os movimentos mais complexos.

.etTA.IIaIDADE I~l i....r.;;;·. .'.•...............DIREelONAI U·U

1. ESTABILIDADE DIRECIONAL e a estabilidade em torno do eixo vertical. Se um aviao estiver fora de equilibrio, por exemplo, com 0 nariz desviado para a dire ita, podera apresen­tar tres diferentes comporta­ -- ---- - --- - - - - - ~

mentos, como segue: ESTATICAMENTE ESTAvEL1}a) Estaticamente estcivel

- 0 evitio tende a retornar ao equilfbrio iniciet. ----- --- -- - -- -~--

ESTATICAMENTEb) Estaticamente indiferente INDIFERENTE

- 0 aviao mentem 0 dese­~ quilfbrio inicie'.

c) Estaticamente instevet - 0 evieo tende a ampliar 'il!~~~~--~~~;~~~--~-~A:' o desequilfbrio inicial.

/ A estabilidade direcional emenos importante do que a estabilidade longitudi­nal porque os estorcos nela envolvidos sao pequenos. Nao M risco estrutu­ral imediato quando um aviao tem pouca estabilidade direcional; ele sera simplesmente inc6modo para pilotar.

2. Basicamente existem dois fatores responsavels pela estabilidade direcional de urnaviao:

a) Enflechamento b) Efeito de quilha

Ja vimos anteriormente que esses dois fatores influem na estabilidade lateral; nil nslal>i lidade direcional, os princfpios sao os mesmos, apenas mudando 0 eixo do rnfnli'IH:i;r

83 B~

:1. ENFLECHAMENTO - Quando um aviao com asa enflechada sofre um desvio para um dos lados, ele derrapara, ficando com uma das asas mais exposta ao vento relativo do que a outra, gerando assim mais arrasto. Isso cria uma guinada que pode corrigir a derrapagem ou nao, dependendo do tipo de enflechamento:

ENFLECHAMENTO POSITIVO ENFLECHAMENTO NEGATIVO Aumenta a estabilidade Diminui a estabilidade

4. EFEITO DE QUILHA - 0 efeito de quilha eprovocado pela acao do vento relativo sobre as areas laterais do aviao. Quanto maior a area lateral atras do centro de gravidade (CG), maior sera a estabilidade direcional do aviao.

GRANDE AREA LATERAL ATRAsDO CG

Aumenta a estabilidade

GRANDE AREA LATERAL AFRENTE DO CG

Diminui a estabilidade

VENTO

NOTA: Conforme estudamos antes, 0 diedro e usado para gerar sustentacao maior numa das ; I';;}S e assim criar estabilidade lateral. Porern sustentacao maior significa tarnbern arrasto maior, porlanto 0 diedro afeta a estabilidade direcional. Mas esse efeito norma/mente epequeno e nao e considerado um fator determinante na estabilidade direcional.

:\ J

5. ESTABILIDADE DINAMICA DIRECIONAL - De maneira semelhanto aos equilfbrios longitudinal e lateral, a estabilidade direcional admite tarnbern tres tipos de estabilidade dinarnica:

a) Dinamicamente estavel - 0 evteo volta ao equiubrio, amortecendo as oscilecoes.

b) Dinamicamente indiferente - 0 evteo tenta voltar ao equilibrio, mas neo consegue amorteceras oscitecoes.

c) Dinamicamente insteve! - 0 evieo tenta voltar ao equilibrio com impeto excessivo e as oscitecoes aumentam.

DINAMICAMENTE ESTAvEL 4r ----~--------------------------------- ""'"if TRAJETORIA DA CAUDA

if -----D~N~':~~~~~N~~~::~~E ---------~

'i}t--- ---- _---D-""-A-M~:AM:~~~'~~~~:L -_----'--~

NOTA: Por motivos dideticos, a estabilidade direcional foi aqui estudada como fen6meno independente da estabilidade lateral. Na pretice, os movi­mentos de oscuecso das asas e da cauda sempre ocorrem em conjunto, ctiendo movimentos combinados muitas vezes complexos, que nao sereo estudados neste curso.

85

t fill

~

MANOeaM.1]00 1. GLiSSADA - A glissada e uma manobra utiI quando se deseja descer

acentuadamente em baixa velocidade. Para isso, usa-se a propria fusela­gem como freio aerodinamico, fazendo 0 aviso caranguejar, ou seja, voar "de (ado". A glissada e usada principal mente no pouso, para corrigir uma aproxirnacao iniciada em altura excessiva.

3. PARAFUSO - Eum movimento combinado de rotacao e mergulho com estol. Difere da esptre! descendente porque nesta nao ocorre estol. A figura abaixo descreve a manobra para iniciar um parafuso.

o infcio da manobra e executado como numa perda normal, erguendo gradualmente 0 nariz. Quando 0 avlao esta prestes a estolar, 0 piloto pressiona um dos pedais a fundo, provocando uma derrapagem. Se 0 aviao derrapar para a esquerda como na figura, 0 efeito de diedro tara com que a asa esquerda suba e a direita desca. 0 vento relativo na asa direita se inclina para clrna, aumentando 0 anqulo de ataque e causando 0

estol. Essa asa cai e ao mesmo tempo faz 0 avlao girar fortemente para a direita devido ao arrasto provocado pelo estol. 0 nariz do aviao desce porque 0 estabilizador nao consegue mais man­ter a cauda baixa. Dentro dessas condicoes, inicia-se 0 parafuso.

4. PARAFUSOS ACIDENTAIS - Sao aqueles que ocorrem sem terem sido comandados pelo piloto. As principais causas dos parafusos acidentais sao:

a) Torque do motor - Conforme estudamos antes, 0 torque do motor tende a girar 0 aviao no sentido contrario ao da rotacao da helice. Esse efeito e mais pronunciado quando 0

motor esta em alta rotacao e 0 aviao proximo ao estol. 0 torque do motor pode fazer uma asa descer e entrar em estol, dando infcio ao parafuso.

EM

APROXIMAt;;Ao NORMAL

. APROXIMAt;;A,O GLiSSADA

~o NARIZ Eo DESVIADO PARA A DIREITA E A ASA

INCLINADA PARA A ESQUERDA. I (PEDAlS E AilERONS I CONTRARIOS) I I

. :PISTA\

? PERDA - Ea manobra onde se provoca 0 estol, utilizada principalmente ~

em treinamento de voo. ~ 'i

INiclO JANGULO ,/CRiTICO DO ESTOl ,

, ~

"

~GRANDE ~

() motive da rapida queda do aviao ap6s III .orrer 0 estol deve-se a uma diverqencia (vulgarmente conhecida como "cfrcu­I() vicioso"), que consiste na repeticao da seguinte sequencia:

1) 0 aviao desce porque a sustentacao diminuiu. 2) 0 vento relativo se inciina para cima. 3) 0 anqulo de ataque aumenta, aprofundando 0 estol. -l) A sustentacao diminui ainda mais.

IHi

II) Asas com incidencias desiguais - Para compensar a influencia do torque do motor em voo de cruzeiro, alguns avi5es possuem lncldencias diferentes nas asas. A asa com maior incidencia tende a estolar primeiro e iniciar um parafuso.

Na maioria dos avioes, 0 torque tende a abaixar a asa esquerda, portanto essa e a que possui maior anqulo de lncidencia.

c) Uso de ailerons proximo ao estol - A asa tende a estolar no lade em que 0 aileron desce, podendo originar um estol seguido de parafuso.

Quando um aileron desce, ele abaixa 0 bordo de fuga da asa, 0 que equivale a aumentar 0

anqulo de ataque. Isso pede provocar um estol. Por esse motivo, durante 0 pouso e recomendado corrigir 0 nivelamento das asas usando 0 leme em vez dos ailerons.

d) Curvas - 0 estol numa curva geralmente e acompanhado por uma glissada ou derrapagem, que da infcio a um parafuso. Cabe ao piloto evitar 0 estol, mantendo suficiente velocidade durante a curva,

Se um aviao estolar numa curva e entrar em parafuso, 0 sentido de rotacao desse parafuso pode ser 0 mesmo ou 0 contrario do sentido da curva, dependendo da ocorrencia de uma glissada ou de uma derrapagem no momento do estol ( reterencias podem ser encontradas em publicacoes como 0 "Airplane Flying Handbook" da FAA norte americana).

~ !l. RECUPERACAO - A recuperacao con­

siste em interromper primeiramente a rotacao, ~ utilizando 0 leme. Ao parar de girar, 0 aviao estara mergulhando, bastando entao cabrar ~ para completar a recuperacao.

~~ ~;~PARAFUSO ~

J. PARAFUSO CHATO - Quando a cauda do CHATO ~ aviao epesada, um parafuso normal podera

transtormar-se num parafuso chato como 0

da ilustracao, A recuperacao so e posslvel <~dcslocando 0 CG para a frente.

I Em alguns avioes, 0 centro de gravidade pode It,

<~ser deslocado para a frente, por exemplo, se 0

piloto ocupando 0 assento traseiro deslocar-se para 0 assento dianteiro. Com isso 0 aviao pode abaixar 0 nariz e voltar ao parafuso nor­ ~ mal, posslbihtando a recuperacao, .

1~" j

I

87

7. 0 parafuso chato esempre aciden­tal, isto e, depende das caracteris­ticas do aviao e nao dos comandos do piloto. Portanto, quando nao se tem certeza quanto apossibilidade

TURBULENCIA

de 0 aviao entrar em parafuso cha­ 1..-/to, e necessario iniciar a recupera­cao imediatamente enquanto ele esta em parafuso normal, antes que ocorra um possfvel "achata­ tjDI '0~ v ""o-<,I'Ql"mento".

Durante um parafuso chato 0 vento relative sopra de baixo para cima. Isso cria fortes turbulencias que tornam 0 profundor eo leme totalmente ineficazes para recuperar 0 aviao do parafuso. Essas turbulenctas criam tam­bern um forte arrasto que diminui considera­velmente a velocidade de descida do aviao.

8. 0 parafuso e tarnbern denominado eutoroteciio porque, uma vez iniciado, 0

aviao mantern a rotacao por si s6. Mesmo num parafuso normal, a velocidade do aviao e moderada porque pelo menos uma das asas esta estolada e provoca grande arrasto. Todavia, quando a rotacao e interrompida para iniciar a recuperacao, 0 estol cessa (e tarnbern 0 arrasto devido a turbulencia) e entao a velocidade do aviao aumenta rapidamente. Por esse motive, a recuperacao do mergulho deve ser iniciada sem demora mas evitando, porern, comandos excessivos e bruscos.

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NOTA - A materia deste capitulo neo faz parte do programa para Plioio Privado.

INTRODUc;AO - 0 voo dos avioes de alta velocidade eafetado pelo aparecimento de diversos fen6menos aerodinarnlcos que nao ocorrem em baixa velocidade. Esses fen6menos dao caracteristicas especiais ao voo dos modernos avioes executivos e comerciais a reacao, surgindo dal a necessidade de os seus pilotos conhece-los antes de operar cada equipamento especifico. Este capitulo contem as primeiras nocoes relativas ao assunto.

LEARJET

AVIAo rmco DE ALTA VELOCIDADE

BO

1. VOO EM BAIXA VELOCIDADE - Durante um voo em baixa volocldn de, 0 aviao desloca as particutas de ar que estao asua frente. Essas parucu las, por sua vez, deslocam outras que estao mais a frente. Essa onda do impulsos em cadeia propaga-se sob a forma de ondas de pressao esfericas, conforme mostrado abaixo, avelocidade do som (aproximadamente 340 m/s ou 1220 km/h ao nivel do mar).

/'

2. Gracas a essa onda de impulsos, 0 ar atrnosferico situado muito afrente do aviao desloca-se antecipadamente, preparando-Ihe a passagem. 0 escoa mento do ar torna-se, assim, suave e gera pouco arrasto.

/

!)()

:1. Quando 0 aviao voa na mesma velocidade do som, as ondas de pressao nao conseguem se afastar do aviao, pois este e tao veloz quanta as ondas. Em consequencia, as ondas de pressao ficam acumuladas no nariz do aviao, formando uma fina parede de ar comprimido chamada Onda de Choque.

ONDA DE CHOOUE

ZONA DE SILENCIO NESTA REGIAo sAo SE OUVE NEM MESMO 0

RuiDO DO AVIAo

4. Podemos entao entender que, na velocidade do som, as camadas de ar a frente do aviao nao podem ser "avisadas" da aproxirnacao deste. Elas sao colhidas de surpresa e recebem 0 impacto do aviao, sendo entao comprimi­das e achatadas na onda de choque. Este tipo de onda recebe 0 nome de onda de proa porque forma-se na proa (nariz) do aviao, Euma onda normal (perpendicular) adirecao do voo. A pressao ealta em toda a reqiao atras da onda e empurra 0 avlao para tras, na forma de arrasto.

ONDA DE CHOQUE

os FILETES DE AR MUDAM BRUSCAMENTE

DE DIREQAo APOS A ONDA DE CHOQUE

!)l

5. Quando 0 aviao voa com velocidade superior ado som, a onda de proa <1(1)(11

de ser normal e torna-se oblfqua, com formato de cone, 0 qual rccollo 0

nome de cone de Mach. A abertura do cone forma 0 angulo de Msc/l, conforme mostra a figura abaixo. Quanto maior a velocidade do aviao, mOIlOI sera 0 anqulo de Mach.

-,CONE ,

DE MACH \

6. NUMERO DE MACH - As velocidades supers6nicas sao indicadas polo Nurnero de Mach, que e a razao entre a velocidade verdadeira do aviao 0 a velocidade do som no mesmo nivel de voo.

"True Air Spood" .----rvelocidade Verdndnlln)o termo "Nurnero de Mach" foi

adotado em homenagem a Ernst M TAS

Mach, urn dos primeiros cientistas a estudarem 0 fluxo supers6nico. Numero~

a tde Mach ~--- Velocidade do SPill

7. A velocidade do som / depende unicamente .,.:r:: .

SUBIDA A ~/<-5(;,~>(-:-da temperatura. Numa T.A.S. CON STANTE // ~(;n kl

subida a uma velocida­ ATMOSFERA ISA // M n,lH'

VELOCIDADE 460 kt //de constante como na

r/

figura ao lado, 0 Nurne­ 2:'60Cro de Mach aurnentara // 460 kt ,IIJ 0(1(1 II

//~ M=O,75porque a velocidade do /som diminui com 0 ar /

/

I

mais frio das altitudes 15 "C // 460 kt // 20 000 It

maiores. A densidade, M = 0,70 ~//

a a~nude e a pressao --~~ NiVl1 IHI MAli

nao afetam a velocida­dedosom.

-- --

93 92

8. NUMERO DE MACH CRITICO - Ja sabemos que a velocidade do ar aumenta no extradorso da asa. Isso pode dar origem a um fen6meno de alta velocidade que sera explicado no exemplo a seguir.

Suponhamos que um aviao esteja voando a 800 km/h numa altitude onde a velocidade do som seja igual a 1000 km/h. Seu Nurnero de Mach sera entao 0,8. Na figura abaixo, a velocidade do ar aumenta no extradorso e atinge a velocidade de 1000 km/h (M=1) num determinado ponto, onde surge 0 inicio de uma onda de choque.

1000 km/h (

800 800 km/h km/h 800

km/h

No exemplo acima, a onda de choque se inicia no aviao num determinado ponto do extradorso da asa, junto a fuselagem (onde a espessura do aerof61io e maior), quando 0 aviao atinge 0 Nurnero de Mach 0,8. Dizemos entao que 0 Numero de Mach Criticodesse aviao e igual a 0,8.

9. CAMADA LIMITE - E uma fina camada de ar de baixa velocidade aderente a superffcie externa do aviao e que mantern os filetes de ar escoando suavemente, acompanhando 0 formato aerodinarnico do aviao, Se a camada limite separar-se da superffcie por um motivo qualquer, os filetes de ar deixarao de acompanhar 0 perfil aerodinamico, criando-se entao uma turbulencia a partir do ponto de separacao, A i'ustracao mostra a camada limite da asa e 0 ponto de separacao,

PONTO DE SEPARAr;;Ao TURBULENCIA

0" offioo"~~b ~:;:<:'·~~:':·i;~:·~~:·

10. Quando um aviao ultrapassa 0 Nurnero de Mach Crftico, forma-se urna onda de choque sobre a asa. As press6es elevadas que existem dentro dessa onda dificultam 0 avanco da camada limite, que podera parar sobre 0

extradorso. Se isso acontecer, as partfculas que vern atras serao forcadas a se separarem da superffcie da asa, gerando desordem no fluxo de ar e iniciando um turbilhonamento.

As asas precisam ser projetadas de forma que a onda de choque apareca 0 mais tardiamente posslvel; ou seja, que 0 Nurnero de Mach Crftico seja 0 maior possfve!.

PONTO DE SEPARA<;;Ji.O OU DESCOLAMENTO

ONDA DE CHOQUE

11. Para aumentar 0 Nurnero de Mach Crftico, podem ser usados perfis laminares ou perfis especiais chamados supercriticos. Nesses perfis, a curvatura do extradorso e pouco acentuada, evitando grandes aumentos de velocidade; como resultado, a onda de choque so aparecera em velocidades ou Nurneros de Mach rnais elevados. Na figura abaixo podemos notar que um perfil comum possui um extradorso muito protuberante pr6ximo ao bordo de ataque, 0 que nao acontece com os perfis laminar e supercrftico.

PERFIL CONVENCIONAL

PERFIL LAMINAR

PERFIL SUPERCRiTICO

94 95

12. 0 Nurnero de Mach Crftico pode tarnbern ser aumentado adotando asas enflechadas. Nessas asas, a componente do vento relativo no sentido perpendicular a asa possui menor velocidade do que 0 proprio vento relativo, conforme mostra a figura abaixo. Como essa componente e a que sofre aceleracao no extradorso, a velocidade de Mach 1 surqira mais tardiamente numa asa enflechada.

COMPONENTE PERPENDICULAR

A ASA

13. o descolamento ou separacao da camada limite pode ser evitado atraves de Geradores de V6rtice ("Vortex Generators" , em ing/es). Esses geradores sao laminas inclinadas que funcionam como se fossem pequenas pontas de asa , criando um turbilhonamento em espiral. Num determinado ponto, 0 filete espiralado tocara a camada limite, dando-lhe uma aceleracao adicional e evitando que venha a estagnar e descolar. A camada limite tornar-se-a turbulenta, mas nao descolara porque possui maiorvelocidade, ou seja, rnais energia.

GERADORES NESTE PONTO 0 FILETE

DE AR ESPIRALADO CHOCA-SE ~ / .....J'" COM A CAMADA LIMITE,

DANDO-LHE UM IMPULSO E IMPEDINDO A SUA ESTAGNAQAO

,

DE VORTICE

Y£NTQ RELATIVO

VISTA DA ASA EM PERSPECTIVA, COM A PONTA CORTADA PARA MOSTRAR 0 PERFIL

14. CLASSIFICACAo DOS AVIOES - Considerando a velocidade de voo, um aviao e classificado como sendo de baixa ve/oeidade ate 350 kt ou 650 km/h, e de alta ve/oeidade acima desse limite (nao e convencao universal). Existe ainda um outro criterio de classiftcacao:

a) Avioes subsonlcos - velocidade abaixo do Numero de Mach Crftico.

b) Avioes transsonlcos - velocidade acima do Nurnero de Mach Crftico, porern abaixo de Mach 1.

c) Avioes supersonlcos - velocidade acima de Mach 1.

15. L1MITES DE VELOCIDADE - Os avi6es de alta velocidade devem respeitar dois limites de velocidade: a VMOe 0 MMO.

a) VMO - Ve/oeidade Maxima Operaeiona/, que e estabe/eeida pe/o fabrieante em funyao da estrutura do eviso. Aeima da VMO, 0 evteo pode sofrerdanos estruturais.

b) MMO - Mach Maximo Operaeiona/, que eestabe/eeido pe/o fabriean­te em funyao do tipo de opereceo. Por exemp/o, um aviao subs6nieo nao pode voar aeima do MMO sem que eperecem efeitos das ondas de cboque que podem cotocer 0 avia0 em risco.

16. ENVELOPE AERODINAMICO - E um qrafico semelhante ao da ilustracao, que mostra a variacao da VMO e do MMO com a altitude do voo.

Neste exemplo, verifi­camosque:

a) Em altitudes abaixo ALTITUDEde 25 000 pes, basta ( PES)

ao piloto observar a 30 000

ALTITUDE DE TRANSIQAO VMO porque esta ----~ --25000PES-- ------- ­

sera atingida doMMO.

antes 20 000

b) Acima de 25 000 pes, 0 pilato deve observar 0 MMO

10 000

o 100 200 600 700 800300 400 500

porque este e menor do que a VMO, por-

TAS (kt)

tanto sera 0 limite a ser atingido antes.

c) A 25 000 pes, a VMO e igual ao MMO e serao atingidos ao mesmo tem­po. Esta altitude e denominada altitude de transi9iio.

97 {II ;

II ONDA DE EXPANSAo - Eofenomenoopostoaodaondadechoque. A onda de expansao aparece

ONDADEquando 0 fluxo de ar em alta ---_0---1\ EXPANSAo ~

vclocidade e obrigado a oxpandir-se. Ao passar atra­ves de uma onda de expan­sao, a pressao e a densidade do ar diminuem e a velocidade aumenta.

18. Num aerof6lio supersonico aparecem ondas de expan­sao e ondas de choque, a exemplo da figura ao lado. Essas ondas criam regi6es de alta e baixa pressao, que sao aproveitadas para gerar sus­tentacao,

ONDA DE CHOQUE

• ' '

ONDA DE EXPANSAo ---.w.,

19. FLUXO TRANSVERSAL - Sabemos que a pressao na parte central do extradorso e mais baixa do que no bordo de ataque e no bordo de fuga. Numa asa enflechada, as secoes vizinhas a direita e a esquerda de um ponto qualquer do aerof61iopassam a ter press6es diferentes. No bordo de ataque, essas diterencas desviam 0 fluxo de ar em direcao a fuselagem, e no bordo de fuga 0 desvio ocor­re em sentido contrario, como mostrado na figura. Esse fluxo curvilfneo e denominado fluxo transversal.

o fluxo descrito ocorre acima da camada limite, onde 0 ar nao sofre a intluencia da viscosidade, ou seja, do atrito contra a superfi­cie da asa. A cam ada limite sera estudada no item a seguir.

20. FLUXO TRANSVERSAL NA CAMADA LIMITE - Numa asa enflecha­da 0 bordo de ataque e inclinado para tras, Isso cria uma tendencia de 0 ar em contato com a superficie da asa (a camada limite) deslizar em direcao as pontas. Devido ao atrito com a superficie da asa, a camada limite perde velocidade, podendo parar e provocar um descolamento, dando inicio a um estol. 0 problema e solucionado com as laminas denominadas "boundary layer fences" (cercas de camada limite) ou simplesmente "wing fences".

• FLUXO TRANSVERSAL

DA CAMADA LIMITE NO BORDO DE ATAQUE

SEM 0 "WING FENCE" A CAMADA LIMITE

DESCOLARIA NESTE PONTO

21. DEFLEXAo AEROELAsTICA DAS PONTAS - Quando uma asa enfle­chada produz uma grande sustentacao, como numa manobra de alto fator de carga, as suas pontas podem se defletir e torcer ao mesmo tempo, con­forme mostra a llustracao, A esse efeito denominamos deflexao eeroetes­tica das pontas da asa. A torcao diminui a sustentacao nas pontas, por­tanto 0 centro de pressao da asa desloca-se para a frente. No aviao, 0 efeito eo mesmo que deslocar 0 centro de gravidade para tras, ou seja, a estabili­dade longitudinal do aviao diminui.

iillII~~"'-SUSTENTACAO NA l ;, PONTA DA ASA j 1---------- SEM DEFLEXAo

"'--_ ~_ COM DEFLEXAo

------~~;;;~ u

98 99

22. FENOMENOS DO VOO EM ALTA VELOCIDADE - 0 voo em alta velocidade pode dar origem aos mais variados tenornenos, alguns dos quais ainda hoje continuam em estudo. A figura abaixo mostra tres tenome­nos tfpicos e hoje bem conhecidos, que resultam do descolamento em diferentes regi6es da asa. Todos eles ocorrem quando 0 avlao atinge um determinado Nurnero de Mach. As causas nao serao estudadas aqui, pois fogem as finalidades do curso.

~ . EXEMPLOS DE FENOMENOS ~ TIPICOS DE ALTA VELOCIDADE

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23. 0 comportamento dos avi6es voando em alta velocidade varia em Iuncao do Numero de Mach. Portanto 0 pilato etetuara 0 voo a um determinado Numero de Mach, observando 0 MMO e outros Iimites (definidos tambern em Nurneros de Mach), a fim de evitar os problemas de controlabilidade e os diversos fenornenos de alta velocidade. 0 velocfmetro, porern, continu­ara sendo usado nas baixas velocidades. Muitas vezes as duas Iuncoes (velocfmetro e Machfmetro) estao combinadas num unico instrumento, como no exemplo da llustracao.

Todas as quest6es sao de rnultipla escolha e somente uma das quatro opcoes deve ser escolhida. 0 gabarito

de respostas encontra-se nas paqinas 124 e 125. o questionario inclui quest6es mal formuladas ou

mesmo com erros classicos, e devem ser respondidas buscando a intencao do elaborador.