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Princípios de Voo Alex H. Blin

Universidade de Coimbra alex@uc.pt

2018

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PRINCÍPIOS DE VOO

ÍNDICE

0. Introdução

1. A atmosfera

2. Escoamento sub-sónico do ar

3. Escoamento em torno de um perfil alar

4. Escoamento tridimensional em torno de uma asa

5. Distribuição das quatro forças

6. Comandos de voo

7. Compensadores

8. Dispositivos de controlo de sustentação

9. Perda

10. Prevenção de vrille

11. Estabilidade

12. Fator de carga e manobras

13. Cargas estruturais no solo

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Bibliografia The Air Pilot’s Manual, T. Thom (Airlife Publishing, England)

Manual of Flight, Cessna Pilot Centre (Cessna, England)

Manual de Aerodinâmica, Escola de aviação Aero Varela (Aero Varela, Portugal)

Material aeronáutico, Centro de Instrução e Documentação (TAP, Portugal)

Aerodynamics, Aeronautics, and Flight Mechanics, B.W. McCormick (John Wiley & Sons, USA)

Fundamentals of Aerodynamics, J.D. Anderson (McGraw-Hill, USA)

Anatomy of a Spin, J. Lowery (Airguide Publications, USA)

JAA PPL Ground Training, CD-ROMs (Transair Pilot Shop & Oxford Aviation Training)

Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge, Federal Aviation Administration (FAA-H-8083-25A), http://www.faa.gov/regulations_policies/handbooks_manuals/aviation/pilot_handbook/

Princípios de voo, http://cft.fis.uc.pt/alex/students/PVslides.pdf

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PRINCÍPIOS DE VOO 0. Introdução Princípios básicos de aerodinâmica relevantes para o voo dum aeroplano. Aerodinâmica: efeitos do movimento de corpos em relação ao ar, isto é, o movimento dum corpo através do ar, ou da passagem de ar à volta dum corpo. Das palavras

gregas aer (ar) e dynamis (força). O comportamento deste movimento relativo é regido pelas leis da física, que dão a capacidade a um aeroplano, mais pesado que o ar, de voar. Para operar um avião com segurança e para tomar as decisões corretas o piloto tem de conhecer os principios de voo fundamentais.

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1. A atmosfera O voo dum avião é conduzido no ar: a atmosfera consiste de uma mistura de gases, e o comportamento destes gases determina as propriedades importantes para o voo.

1.1 Composição e estrutura

Em ar seco, componentes invariáveis da atmosfera:

Azoto (N2) (nitrogen) 78% Oxigénio (O2) (oxygen) 21% gases nobres, hidrogénio e dióxido de carbóno 1%

Componentes variáveis: vapor de água, ozono, dióxido de enxofre, poeiras, fumo etc.

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Troposfera: Pressão, densidade e temperatura do ar diminuem com a altitude, na camada chamada troposfera, que se estende da superfície da terra (ou mar) até cerca de 36000 pés (nas latitudes médias).

Estratosfera: temperatura constante de -56,5o C.

Tropopausa: Camada que separa a troposfera da estratosfera, com altitude que depende da latitude: 54 000 pés no equador, 36 000 pés nas latitudes médias, 28 000 pés sobre os polos.

1 pé = 1 ft = 0,3048 m

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Fig. 1.1 - A atmosfera terrestre.

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As camadas da atmosfera que existem acima da estratosfera, a mesosfera e a termosfera, não têm relevância para a aviação.

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O perfil térmico define as camadas:

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1.2 Pressão atmosférica e densidade O ar possui massa e assim peso. Uma coluna de ar acima do observador exerce uma pressão que é uma força por unidade de superfície medida em hectopascais hPa:

1 atm = 1013,25 hPa = 760 mmHg = 29,92"Hg (polegadas de mercúrio).

Como a coluna de ar contém mais massa em cima dum lugar ao nível do mar que em cima de uma montanha alta, o peso da coluna e por consequência a pressão exercida diminui com a altitude.

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A pressão atmosférica atua em todas as direções sobre um objeto; este tipo de pressão chama-se pressão estática Ps (Fig.1.2).

Fig. 1.2 - A pressão estática atua em todas as direções.

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O ar é compressível, a sua densidade (massa por volume) é proporcional à pressão e diminui com a altitude.

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A densidade diminui com aumento da temperatura (princípio de um balão de ar quente).

A densidade diminui com aumento da humidade, porque o vapor de água pesa menos de que o ar da atmosfera seca. [N2 ~ 28 au, H2O ~ 18 au]

A densidade do ar influencia o comportamento aerodinâmico duma aeronave e a performance do motor. A viscosidade, que aumenta a resistência ao movimento no ar, depende também da densidade.

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1.3 Atmosfera standard OACI Baseado no comportamento médio a ICAO definiu a atmosfera standard ISA (International Standard Atmosphere): Pressão:

a 0 ft (nível médio do mar): 1013,2 hPa;

entre 0 e 18 000 ft: diminuição de 1 hPa por 30 ft;

a partir de 18 000 ft: diminuição de 1 hPa por 60 ft. Temperatura:

a 0 ft (nível médio do mar): 150C;

entre 0 e 36 000 ft: diminuição de 1,980C por 1000 ft;

a partir de 36 000 ft: -56,50C constantes com a altitude.

Densidade do ar a 0 ft (nível médio do mar): 1,225 kg/m

3 .

A ISA serve de base para a calibração dos altímetros, variómetros e velocímetros (instrumentos que medem pressão) e para tabelas de performance.

As propriedades atuais dependem de fatores como estado do tempo e latitude.

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2. Escoamento sub-sónico do ar O escoamento do ar em torno da aeronave depende das propriedades físicas do ar e da forma das superfícies do avião e da sua posição (atitude) relativa ao fluxo do ar. Quando a velocidade relativa se aproxima da velocidade do som e entra no regime supersónico, o escoamento muda de característica devido à compressibilidade. Velocidade do som ≈ 660 nós (1 nó = 1 kt = 1,852 km/h). Um avião com velocidade abaixo da velocidade do som mas próximo dela pode apresentar escoamento de ar em torno de estruturas aerodinâmicas com velocidades supersónicas; esta situação chama-se o regime transsónico. Neste curso discutimos exclusivamente o escoamento a velocidades subsónicas.

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Avião supersónico

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Avião subsónico

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2.1 Resistência ao avanço e densidade do ar O ar tem massa, porque consiste de moléculas. As leis de Newton aplicam-se ao movimento do ar. Essencialmente as leis de Newton dizem: É necessário aplicar uma força para alterar o movimento de qualquer corpo massivo (moléculas do ar). Lei I: Todo corpo continua em seu estado de repouso ou de movimento uniforme em uma linha reta, a menos que seja forçado a mudar aquele estado por forças aplicadas sobre ele.

Lei II: A mudança de movimento é proporcional à força motora imprimida, e é produzida na direção de linha reta na qual aquela força é aplicada. A aplicação duma força tem por consequência uma reação no sentido oposto contra o objeto que exerce a força (o avião). Lei III: A toda ação há sempre uma reação oposta e de igual intensidade: as ações mútuas de dois corpos um sobre o outro são sempre iguais e dirigidas em sentidos opostos.

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Vemos então que o avião sente uma resistência ao avanço no ar (reação), porque desloca as moléculas do ar (altera o seu estado de movimento) na sua passagem. Vemos também que a resistência aumenta com a densidade do ar, porque ar mais denso contém mais moléculas, mais massa, no mesmo volume. Quando a velocidade do avião aumenta, a deslocação das moléculas torna-se cada vez mais brusca, o que produz um aumento da reação, isto é, resistência (Fig. 2.1). A resistência descrita tem o nome pressão dinâmica Pd (ou Q) e obedece à relação

Pd = ½ v2 (= densidade, v = velocidade)

Cálculo resumido: Ecin = ½ m v

2 = F s ; Pd = F/A = F s / A s = ½ m v

2 / Vol .

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Fig. 2.1 - A pressão dinâmica aumenta com o quadrado da velocidade.

1 kt = 1,852 km/h 1 mph = 1,609 km/h

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Outro mecanismo que contribui à resistência é a viscosidade. O estado de movimento de duas camadas vizinhas do ar não é independente, existe uma influência mútua descrita pela magnitude da viscosidade. Esta influência manifesta-se como uma força adicional, porque a deslocação duma camada de ar implica a aceleração de camadas vizinhas também (Fig. 2.2).

Fig. 2.2 - Gradiente de velocidades num fluido ou gás viscoso.

A força F necessária para deslocar uma placa com área A paralelamente a um plano com uma velocidade constante v é

F = A v / z

onde z é a distância entre a placa e o plano, e é a viscosidade.

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2.2 Camada limite e fluxo laminar As moléculas em contacto com a superfície têm a velocidade desta, as moléculas vizinhas já têm menos velocidade etc.; o deslocamento das moléculas ocorre até uma certa distância, a partir daquela as moléculas do ar já ficam estacionários durante a passagem do objeto. Esta distância define a espessura da chamada camada limite.

Fig. 2.4 - Camada limite, tipicamente uns mm no caso do escoamento laminar, inclui a região de esoamento turbulento, porque a viscosidade é responsável pelas turbulências.

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A viscosidade e a forma de um objeto têm como consequência a existência duma camada de espessura finita, que é influenciada pelo movimento do objeto: a camada aerodinâmica (Fig. 2.4), de interesse para o voo.

Quando as linhas descritas pelas moléculas do ar têm uma forma regular, falamos dum escoamento laminar.

Fig. 2.4 - Camada aerodinâmica e escoamento laminar.

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2.3 Forças de fricção e fluxo turbulento Mesmo uma superfície lisa apresenta sob o microscópio uma certa asperidade. Esta asperidade em conjunto com a viscosidade do ar produz fricção (atrito). A fricção é uma força oposta ao avanço dum objeto e tem como consequência a perda de energia cinética, isto é, a sua conversão em forma de calor (o ar e as superfícies aquecem). Além disso, o fluxo do ar à volta dum objeto não é sempre laminar, mas pode tornar-se turbulento (turbilhonar) devido à viscosidade. Nesta região turbulenta, energia cinética é convertida em movimento irregular, o que corresponde a outra forma de fricção (Fig. 2.5).

Fig. 2.5 - Escoamento turbulento.

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2.4 O princípio de Bernoulli e o efeito de Venturi Os princípios físicos mais importante para a aerodinâmica do voo: Princípio de Bernoulli, consequência da conservação de energia: A soma de pressão dinâmica e pressão estática é igual a uma constante, a pressão do ambiente P0, Pd + Ps = P0 .

Efeito de Venturi, consequência da equação de continuidade para fluidos ou gases incompressíveis (o fluxo de ar pode ser considerado incompressível abaixo da velocidade do som): A velocidade das moléculas num tubo depende da secção A, porque o fluxo é sempre constante, qualquer que seja a alteração de A; com A mais pequeno aumenta v:

fluxo = massa/tempo = A s / t = A v = const.

Com Pd = ½ v2 temos por consequência que a pressão estática dimunui com a

velocidade:

Ps = P0 - ½ v2

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Cálculo resumido: Do fluxo incompressível constante: v1 A1 = v2 A2 .

Pressão: P1 = F1 / A1 P2 = F2 / A2

Energia cinética aumenta na parte mais estreita, K = ½ m v2 = ½ A v

2 x :

K1 = ½ v12 A1 x1 K2 = ½ v2

2 A2 x2

Trabalho: W1 = F1 x1 = P1 A1 x1 W2 = P2 A2 x2

Conservação de energia: W1 + K1 = W2 + K2

Substituir e dividir por t : P1 A1 v1 + ½ v12 A1 v1 = P2 A2 v2 + ½ v2

2 A2 v2 .

Utilizar a equação de continuidade que dá v1 A1 = v2 A2:

P1 + ½ v12 = P2 + ½ v2

2 → Ps + Pd = const = P0 .

É a alteração da velocidade (e não a velocidade) que corresponde a uma alteração da pressão estática.

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Este efeito é observado no tubo de Venturi (Fig. 2.6); a pressão medida no ponto mais estreito é a mais baixa. As forças aerodinámicas são proporcionais ao desvio da pressão do ambiente:

P0 - Ps = Pd = ½ v2

Fig. 2.6 - Tubo de Venturi. Linhas de fluxo mais juntas e velocidade mais alta

no interior do tubo.

Nota: O velocímetro do avião mede de facto Pd !

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Perfil de uma asa: imaginado como metade do tubo de Venturi.

Em realidade: fluxo incompressível descrito pelas equações de Euler (no caso mais geral com compressibilidade e viscosidade: Navier-Stokes).

O princípio de Bernoulli continua válido.

Fig. 2.7 –Escoamento laminar.

Outra consequência: fluxo do ar atrás da asa dirigido para baixo

→ reação: força aerodinâmica dirigida para cima.

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O ponto no qual o fluxo do vento relativo pára: ponto de estagnação (stagnation point). A linha de fluxo é perpendicular ao perfil e termina aqui. A pressão de estagnação (ou pressão de Pitot) é

Pstag = Pd+P0

A posição deste ponto depende do ângulo de ataque.

Fig. 2.7 – Ponto de estagnação (vermelho).

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3. Escoamento em torno de um perfil alar Todas as partes do avião contribuem às suas propriedades aerodinâmicas, produzem resistência ao ar e sustentação. No entanto, é o perfil alar que dá a sustentação necessária para suportar o avião, explorando o princípio de Bernoulli. 3.1 Fluxo de ar sobre uma superfície plana Uma placa fina lisa posta paralelamente ao fluxo do ar não causa quase nenhuma alteração ao fluxo e por isso não sofre nenhuma reação, isto é, força.

Fig. 3.1 - Uma placa paralela ao fluxo do ar.

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Posição inclinada: a reação tem duas componentes: sustentação (lift, a placa tende de subir) e resistência (drag, a placa é empurrada na direção do fluxo do ar). As forças dependem da velocidade do ar e do ângulo de ataque: ângulo entre a placa e o fluxo não perturbado do ar, o chamado vento relativo.

Fig. 3.2 - Fluxo do ar para ângulo de ataque não-nulo.

O fluxo do ar é alterado. No bordo de ataque (canto que faz face ao fluxo) e acima da placa, as linhas de fluxo ficam mais juntas, como no tubo de Venturi; o ar acelera aqui e a pressão estática diminui, o que resulta numa força dirigida para cima.

O fluxo do ar no bordo de fuga é dirigido para baixo.

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A alteração do fluxo de ar produz (de acordo com as leis de Newton) uma força de reação. Esta força é decomposta em duas componentes: a resistência ao avanço paralela ao vento relativo, e a sustentação, perpendicular ao vento relativo:

Fig. 3.3 - Sustentação (S), resistência (R), força resultante RS e ângulo de ataque .

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Quando o ângulo de ataque aumenta ainda mais, o fluxo laminar torna-se turbulento devido à viscosidade, o que resulta num aumento de resistência e numa perda de sustentação.

Fig. 3.4 - Escoamento turbulento.

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3.2 Fluxo de ar sobre uma superfície curva Vantagem duma superfície alar curva em relação a uma placa plana:

Mais sustentação e menos resistência ao avanço (facilita o fluxo laminar, diminui o fluxo turbulento para ângulos de ataque mais elevados),

Mais resistência estrutural. Sendo a função de uma asa gerir sustentação, uma asa típica tem uma curvatura pronunciada na parte cima, para formar uma “metade” dum tubo de Venturi (Fig. 3.5), as linhas de fluxo ficam mais densas e produzem uma zona de pressão estática baixa.

Fig. 3.5 - Escoamento de ar sobre uma superfície curva e sobre uma asa típica.

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3.3 Descrição de um perfil alar Terminologia para descrever um perfil alar (airfoil, aerofoil, Fig. 3.6):

Bordo de ataque - leading edge - extremidade do perfil que sofre primeiramente o impacto com o vento relativo.

Bordo de fuga - trailing edge - extremidade do perfil em último contacto com o escoamento do ar.

Corda do perfil - chord line - a linha reta que une os bordos de ataque e de fuga.

Profundidade - chord - o comprimento da corda.

Extradorso - upper surface - a superfície superior do perfil (tipicamente com mais curvatura).

Intradorso - lower surface - a superfície inferior do perfil (tipicamente com menos curvatura).

Linha média - mean camber line - a linha que tem os seus pontos a meia distância entre a superfície superior e inferior.

Flecha máxima - maximum camber - a distância máxima entre a corda e a linha média; a posição da flecha máxima, expressa em percentagem do comprimento da corda, encontra-se tipicamente a 1/3 da corda medido a partir do bordo de ataque.

Curvatura do perfil - camber - a razão entre a flecha máxima e o comprimento da corda.

Esbeltez (ou razão de finesse) - slenderness - a razão entre o comprimento da corda e a espessura máxima (maximum thickness) do perfil

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Fig. 3.6 - Terminologia do perfil alar.

Em relação à posição do perfil alar é utilizada a terminologia:

Ângulo de ataque (angle of attack, AoA) - o ângulo formado pela corda e o vento relativo.

Ângulo de altura (elevation angle) - o ângulo formado pela corda e o horizonte.

Ângulo de incidência (ou de inclinação, ou calado, angle of incidence) - o ângulo formado entre a corda e o eixo longitudinal do avião.

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Terminolgia em inglês:

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Para classificar as formas de perfis alares utiliza-se a terminologia seguinte:

Fig. 3.7 - Formas de perfis alares.

Existe, além disso, terminologia adicional discutida no seguinte capítulo, para descrever asas reais, isto é, tridimensionais.

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3.4 Sustentação e resistência ao avanço A velocidade do ar ao longo da superfície alar não é constante. Pelo princípio de Bernoulli, a pressão estática varia também ao longo do perfil, o que gera várias contribuições para a força de sustentação.

Fig. 3.8 - Sustentação.

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Os vários pontos do perfil contribuem à resistência total da asa. A força total que atua no perfil alar na sua deslocação no ar é chamada a força de reação. Podemos imaginar que esta força, resultante de todas as forças nos vários pontos do perfil, é aplicada num ponto médio na corda do perfil, chamado centro de pressão. A posição deste ponto não é fixa mas depende do ângulo de ataque:

A 2/3 da corda atrás do bordo de ataque para ângulos pequenos. A 1/4 para ângulos grandes.

A sustentação do perfil é definida como a componente perpendicular ao vento relativo. A componente paralela ao vento relativo chama-se resistência ao avanço.

Fig. 3.9 - Componentes da força de reação: sustentação e resistência.

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Fig. 3.10 – Distribuição de pressão estática.

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Sustentação L:

L = CL ½ v2 A

onde A é a área de superfície da asa (projetada num plano) e o coeficiente de sustentação CL (do inglês lift) depende da forma da asa e do ângulo de ataque, (fatores que influenciam o escoamento do ar e assim a distribuição de pressão). Resistência ao avanço D:

D = CD ½ v2 A

onde CD (do inglês drag) é o coeficiente de resitência ao avanço, que depende também da forma do perfil e do ângulo de ataque. Vê-se logo que sustentação e resistência diminuem com a altitude, porque a densidade

também diminui na atmosfera terrestre. Um aumento de temperatura tem um efeito correspondente, porque ar quente é menos denso.

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3.5 Dependência dos coeficientes CL e CD do ângulo de ataque e da forma da asa O quociente CL /CD tem um máximo por volta dum ângulo de ataque de 4

0, o ponto de

máxima eficiência do perfil alar; este é tipicamente o ângulo de incidência na montagem da asa no avião.

O coeficiente de sustentação começa a diminuir rapidamente a partir dum ângulo

160, o que corresponde ao ângulo de perda, quando já não existe escoamento laminar

acima da asa (Fig. 3.11). Este ângulo determina quando um avião entra em perda (e não a sua velocidade). Por isso, a velocidade de perda varia com as condições de voo.

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Fig. 3.11 - Os coeficientes de sustentação e de resistência e o quociente CS /CR≡CL /CD.

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Fig. 3.12 - Escoamento do ar e CL em dependência do ângulo de ataque.

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Como exemplo da dependência dos coeficientes CS≡CL e CR≡CD da forma da asa vemos três perfís diferentes na Fig. 3.12.

Fig. 3.12 - Dependência de CS≡CL e CR≡CD do perfil alar.

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4. Escoamento tridimensional em torno da asa Um perfil aerodinâmico representa só uma secção bidimensional (num plano paralelo às linhas de fluxo do vento relativo) duma asa real. Uma asa: um conjunto tridimensional destas secções, com escoamento do ar mais complexo. Estudaremos também as forças de resistência mais importantes: a resistência induzida e a resistência parasita.

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4.1 Formas aerodinâmicas e asas Exemplo Fig. 4.1: O perfil aerodinâmico ao longo da asa varia, assim como o comprimento e a posição da corda (como efeito, a entrada em perda ocorre neste caso primeiro na raiz da asa).

Fig. 4.1 - Exemplo de uma asa.

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Terminologia adicional:

Corda da raiz - root chord - corda perto da raiz da asa.

Corda da ponta - tip chord - corda perto da ponta da asa.

Corda média - mean chord - a média dos comprimentos das cordas ao longo da asa.

Raíz da asa - wing root - a extremidade mais próxima da fuselagem.

Ponta da asa - wing tip - a extremidade mais afastada da fuselagem.

Envergadura - wing span - a distância entre as pontas das asas.

Razão de aspeto - aspect ratio - o quociente entre a envergadura e a corda média.

Alongamento - wing aspect ratio - o quociente entre a distância raíz-ponta e a corda média, cerca de metade da razão de aspeto.

Forma da asa - wing planform – a forma da asa projetada para um plano.

Área da asa - wing surface area - o produto da corda média e da envergadura.

Asa cónica - taper - diminuição do comprimento da corda da raíz à ponta.

Asa em flecha - sweepback - a ponta da asa fica atrás da raiz.

Torsão - wash-out, twist - o ângulo calado diminui da raíz à ponta.

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Dependente da finalidade, as formas de asas variam:

Um avião de transporte deve ter asas com um grande CL de modo a suportar grandes cargas. O interesse num avião de alta velocidade é de diminuir CD o mais possível. Considerações de estabilidade estrutural influenciam também a forma da asa.

Fig. 4.2 - Formas de asas.

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4.2 - Resistência induzida A sustentação resulta da pressão estática mais baixa no extradorso da asa que no intradorso (Fig. 4.3). O ar tem a tendêcia de passar da zona de pressão superior (no intradorso) para a zona de pressão inferior (no extradorso), nas pontas das asas: criação de dois grandes turbilhões nas pontas das asas. O fluxo de ar ao longo das asas é desviado um pouco para fora no intradorso e para dentro no extradorso. No bordo de fuga, este movimento relativo produz uma região de pequenos turbilhões.

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Fig. 4.3 - Criação de turbilhões.

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Efeito total dos turbilhões nas pontas das asas: fluxo do ar desviado para baixo. Força de reação resultante inclinada para trás. Componente de força paralela ao vento relativo: resistência induzida (Fig. 4.4). Sustentação responsável pela resistência induzida. Embora proporcional a v

2,

resistência induzida maior para velocidades pequenas (ângulo de ataque maior para aumentar a sustentação) que em cruzeiro (ângulo de ataque pequeno). Tal como a sustentação responsável pela reistência induzida, esta também aumenta com a densidade do ar.

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Fig. 4.4 - Resistência induzida.

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Maneiras de reduzir a resistência induzida: Ponta da asa alterada; “Barreiras” no extradorso; Asas com maior razão de aspeto; Asas cuja corda diminui da raiz para a ponta (taper); Diminuição progressiva do ângulo de ataque da raiz para a ponta da asa (torsão da asa, washout), diminuindo assim o gradiente de pressão perto da ponta.

Fig. 4.5 - Maneiras de reduzir turbilhões nos pontos das asas.

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Próximo da superfície da terra (ou da água), o ar não pode ser desviado tanto para baixo e os turbilhões não se podem desenvolver livremente. Isto reduz a resistência iduzida e aumenta o CL: efeito de solo (ground effect), particularmente notável em aviões de asa baixa. Voando com efeito de solo significa que pode voar mais devagar ou com menos potência.

Fig. 4.6 - Alteração do fluxo de ar perto do solo.

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Fig. 4.7 - Efeito de solo: potência necessária e CL .

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Fig 4.8 – Alteração do fluxo que atinge o estabilizador horizontal.

Na maioria dos casos, a alteração do fluxo aumenta a pressão na tomada estática o que resulta na redução dos valores indicados de velocidade e altitude.

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Considerações na aterragem ao entrar no efeito de solo:

reduzir o ângulo de ataque para não aumentar a sustentação,

reduzir a potência para não aumentar a velocidade,

contar com uma alteração de atitude,

contar com a redução do valor indicado da velocidade. Considerações na descolagem ao sair do efeito de solo:

contar com uma diminuição da sustentação (situação perigosa em casos extremos!)

contar com uma diminuição velocidade,

contar com estabilidade reduzida e momento que desvia o nariz do avião para cima,

contar com o aumento da velocidade indicada.

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4.3 Resistência parasita Resistência não associadas diretamente com a produção de sustentação: “resistência parasita” - parasite drag - que aumenta com a velocidade e com a densidade do ar e depende da viscosidade do ar:

Resistência de fricção - friction drag - força causada pela fricção na passagem do ar na superfície das asas e de outras partes do avião. Depende da asperidade da superfície e do tipo de escoamento do ar: é mais pequena no caso de escoamento laminar que no caso turbulento.

Fig. 4.9 – Asperidade de superfícies.

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Resistência de forma - form drag, pressure drag - resistência causada pela passagem de escoamento laminar para turbulento, como energia é transferida para o movimento turbulento. Depende da forma do objeto que se desloca no ar:

Fig. 4.10 - Resistência de forma.

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Resistência de interferência - interference drag - A resistência total é maior que a soma de todas as partes: o fluxo é perturbado nas junções, produz turbulências adicionais. Formas arredondadas das junções minimizam esta interferência.

Fig. 4.11 – Formas de redução da resistência de interferência. Soma das resistências de fricção e de forma: resistência de perfil - profile drag.

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4.4 A razão sustentação / resistência A resistência parasita aumenta com a velocidade. A resistência total = resistência parasita + resistência induzida tem um mínimo para uma certa velocidade, chamada VMD, (minimum drag velocity); é a velocidade a utilizar para subir ou planar.

Fig. 4.12 – Variação da resistência com a velocidade. O ângulo de ataque não é fixo!

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O quociente S/R ≡ L/D corresponde ao quociente dos coeficientes CL /CD , exibindo um máximo para um ângulo de ataque de cerca de 4

0, independentemente da velocidade.

Fig. 4.13 - Coeficientes de sustentação, de resistência e o quociente CS /CR ≡ CL /CD.

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Teste n0 1

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4.5 Hélices A pá duma hélice é uma forma aerodinâmica com perfil alar. O extradorso com pressão estática inferior encontra-se na parte frontal, o que produz o impulso. Em vez do ângulo de incidência fala-se aqui do ângulo da pá (ou ângulo de calagem - blade angle), do ângulo formado entre o plano de rotação e a corda do perfil.

Fig. 4.14 - Ângulo da pá da hélice.

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Fig. 4.15 Velocidade das várias secções da hélice.

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Para o ângulo de ataque temos de considerar o vento relativo. No caso duma hélice surge uma complicação: a velocidade das várias secções da pá não é constante (a ponta da pá tem mais velocidade). Para garantir um ângulo de ataque constante ao longo da pá, tem-se de diminuir progressivamente o ângulo da pá da raiz para a ponta (torsão - twist).

Fig. 4.16 - Variação do ângulo da pá para um ângulo de ataque constante.

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Fig. 4.17 – Torsão duma hélice a passo fixo.

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O ângulo de ataque depende da velocidade do avião no ar e da taxa de rotações da hélice. Com uma hélice normal (passo fixo) não se obtem um ângulo de ataque ideal em todas condições. Inventou-se a hélice de passo variável com ângulo da pá ajustável para obter ângulo de ataque constante a qualquer velocidade: passo grosso - coarse pitch (grandes ângulos da pá) em cruzeiro, passo fino - fine pitch para baixas velocidades (descolagem, aterragem).

Fig. 4.18 - Hélice de passo variável.

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Fig. 4.19 – Caminho da ponta da pá no ar.

Uma hélice de velocidade constante (constant speed propeller): passo da pá ajustado automaticamente, afim de manter uma velocidade rotacional constante. Passo invertido ou revreso (reverse pitch) em alguns aviões: ângulo de ataque negativo para diminuir distância de aterragem ou para recuar no solo.

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Força de reação da hélice: decomposição numa componente paralela ao eixo da hélice, o impulso (ou tração, thrust), e numa componente no plano de rotação, a resistência à rotação. A reação do avião à resistência à rotação da hélice (Fig. 4.20) é um binário (torque) em torno do eixo da hélice, no sentido oposto ao sentido da rotação. Este binário, em conjunto com o escoamento helicoidal do ar, induzido pela hélice (Fig. 4.21) e a assimetria de impulso devida à posição inclinada do eixo de rotação da hélice (Fig. 4.22), produz um efeito notável por exemplo na descolagem.

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Fig. 4.20 - Reação à resistência à rotação.

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Fig. 4.21 - Escoamento helicoidal.

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Fig. 4.22 – Assimetria de impulso da hélice (P-factor).

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Quando o motor parar em voo, a rotação da hélice normalmente continua.

Rotação mantida pela energia extraída do vento relativo, da energia cinética do avião.

Ângulo de ataque negativo, sustentação com componente contrária à linha de voo.

A resultante resistência chama-se windmilling drag.

Hélice com passo variável: em posição de embandeiramento (feathered), ângulo de ataque perto de zero, a rotação da hélice para e produz muito menos resistência, aumentando a distância de planeio.

Fig. 4.23 – Hélice com motor a trabalhar (a) e em situação de “moinho” (b).

84

Fig. 4.24 – Hélice em posição feathered.

85

5. Distribuição das quatro forças A sustentação (lift) contrabalança o peso (weight), e o impulso (a tração, thrust) supera a resistência ao avanço (drag). 5.1 Equilíbrio e binários Leis de Newton: a força total que atua em qualquer corpo em movimento retilíneo e com velocidade constante é nula. Aplicado a um avião em voo horizontal, retilíneo e com velocidade constante: todas as forças que atuam nele têm de se encontrar em equilíbrio (força total resultante nula). Qualquer força existente pode ser equilibrada por uma força de magnitude igual e de direção oposta. Temos de considerar no entanto também o ponto de aplicação duma força. Um par de forças de magnitude igual e oposta que têm pontos de aplicação em posições diferentes produz um binário (torque), isto é, causa rotação.

86

5.2 Sustentação e peso, impulso e resistência Podemos considerar que as quatro forças atuam em quatro pontos do avião: Centro de pressão (CP) - ponto de aplicação da sustentação, força perpendicular ao vento relativo resultante das contribuições das várias secções das asas. Centro de gravidade ou massa (CG, CM) - ponto de aplicação do peso, força dirigida verticalmente (na direção do centro da terra), resultante da ação da gravidade sobre as massas das partes individuais do avião. Centro de impulso (CT) - ponto de aplicação do impulso, força que atua paralelamente ao vento relativo, produzida pela hélice ou pelo reator. Centro de resistência (CD)- ponto de aplicação da resistência ao avanço, força paralela ao vento relativo, resultante da força total de resistência ao avanço das asas e de todas as outras partes do avião.

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Em voo horizontal, retilíneo e com velocidade constante: sustentação igual e oposta ao peso, e o impulso igual e oposto à resistência (embora, na maioria dos casos, a sustentação e o peso vão ter valores muito superiores ao impulso e à resistência), ver Fig. 5.1.

Fig. 5.1 - Equilíbrio das quatro forças.

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5.3 Métodos de equilíbrio das forças O CP não é um ponto fixo, pois varia de acordo com o ângulo de ataque. O CG depende da distribuição da carga do avião, do movimento dos passageiros, do combustível que se gasta durante o voo. Os dois centros não coincidirão em geral. Embora a sustentação e o peso tenham valores iguais e opostos, o facto de atuarem em pontos diferentes produz um binário. No caso ideal, este binário é equilibrado pelo binário oposto produzido pelo outro par de forças, resistência e impulso. Na maioria dos aviões, temos o CG em frente ao CP e o CD acima do CT (Fig. 5.2). Isto é uma medida de segurança, pois em caso de falha do motor o nariz do avião baixa automaticamente e evita a entrada em perda.

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Fig. 5.2 - Binários das forças.

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Um desequilíbrio residual dos binários pode ser corrigido atuando o leme de profundidade na cauda do avião ou ajustando o compensador correspondente. No caso de hidroaviões os motores são montados em geral numa posição bem alta com o CT acima do CD. Por conseguinte coloca-se o CG atrás do CP.

Fig. 5.3 - Ação do leme de profundidade para contrabalançar o binário.

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5.4 Aceleração, subida e descida Quando se aumenta a potência do motor para um novo valor, o impulso fica temporariamente superior à resistência: o avião acelera. A resistência aumenta com a velocidade e atinge o valor do impulso depois dum certo tempo, e teremos de novo uma situação de equlíbrio das forças e assim velocidade constante, embora mais alta que antes. Numa subida o peso não atua numa direção paralela à sustentação (Fig. 5.4). Podemos decompor o peso numa componente paralela (e oposta) à sustentação e noutra paralela (e oposta) ao impulso. Vemos de imediato que numa subida a sustentação é mais pequena que o peso, mas que o impulso é superior à resistência, pois tem de contrabalançar uma componente do peso também.

92

Fig. 5.4 - Subida. Peso em equilíbrio com sustentação + excesso da tração.

Ou: tração em equiíbrio com resistência + componente paralela do peso.

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Numa descida o impulso é mais pequeno que a resistência, porque neste caso existe uma componente do peso que aponta na mesma direção que o impulso. Numa descida planada, o impulso é mesmo zero.

Fig. 5.5 - Forças numa descida com potência (a) e planada (b).

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6. Comandos de voo Além dos elementos fixos como asas e estabilizadores, o avião tem superfícies móveis que servem para manobras em três dimensões. São normalmente ligados aos bordos de fuga das asas e estabilizadores do avião, longe do centro de gravidade para produzir grande momento com pouco esforço. 6.1 Comandos dos três eixos Sentado no avião vemos o manche e os pedais que atuam sobre as superfícies de comando (Fig. 6.1).

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Fig. 6.1 - Comandos dos três eixos.

O efeito em voo é um movimento em torno de três eixos, que passam pelo centro de gravidade do avião (Fig. 6.2). A efetividade dos comandos depende do CG e aumenta com o braço.

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Eixo longitudinal - longitudinal axis - comando lateral: movimento de pranchar (enrolar, roll, bank), comandado pela rotação (ou desvio) esquerda/direita do manche (control wheel of the yoke) atuando os ailerons (lemes de pranchamento).

Eixo transversal - lateral axis - comando de profundidade (atitude): movimento de picar (pitch), comandado pelo desvio frente/trás do manche (control column of the yoke) atuando os lemes de profundidade (elevator).

Eixo vertical - vertical axis, normal axis - comando direcional: movimento de desviar (guinar, yaw), comandado pelos pedais (rudder pedals) atuando o leme direcional (rudder).

Cuidado com a terminologia: quando falamos do movimento em torno dum eixo, é este eixo que não muda de posição no espaço!

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Fig. 6.2 - Os três eixos.

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6.2 Efeito dos ailerons Rodando (ou desviando) o manche para a esquerda, levanta o aileron esquerdo e baixa o aileron direito (Fig. 6.3). Isto altera a posição da corda do conjunto asa-aileron e assim o ângulo de ataque, aumentando assim a sustentação da asa direita e diminuindo a sustentação da asa esquerda. O avião prancha em torno do eixo longitudinal baixando a asa esquerda (comando lateral).

Fig. 6.3 - Efeito dos ailerons.

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Efeito relacionado à resistência dos ailerons: Quando a sustentação da asa direita aumenta, aumenta também a resistência ao avanço desta asa, e o avião volta para a direita (em torno do eixo vertical, adverse yaw). Para neutralizar este efeito, inventou-se os ailerons diferenciais. Neste caso, o aileron que sobe (o lado da asa que desce) sobe mais do que o aileron que desce. Isto aumenta a resistência parasita da asa com menos sustentação em comparação com a asa com mais sustentação, para compensar o aumento da resistência induzida dessa. Outro tipo de ailerons que conseguem isto são os frise ailerons.

Fig. 6.4 – Frise ailerons.

100

Efeito secundário do pranchamento: eliminado o adverse yaw, tendência de rodar em torno do eixo vertical na mesma direção que o pranchamento. Com asa esquerda baixa, a sustentação não é vertical, mas tem uma componente horizontal, não equilibrada por uma outra força. O avião desliza para a esquerda (glissagem, slipping), e o vento relativo embate no estabilizador vertical da cauda, o que produz um movimento de rotação em torno do eixo vertical (efeito direcional).

Fig. 6.5 - Efeito secundário do pranchamento.

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6.3 Efeito dos lemes de profundidade Empurrando o manche para a frente baixa os lemes de profundidade, montados no bordo da fuga do estabilizador horizontal. A posição da corda do conjunto estabilizador-leme muda, aumentando o ângulo de ataque e a sustentação do estabilizador horizontal, a cauda do avião sobe e o nariz desce. Isto corresponde a uma rotação em torno do eixo transversal, o avião desce (comando de profundidade). Puxando o manche para trás faz os lemes de profundidade subir. Este movimento produz uma força de sustentação dirigida para baixo (ângulo de ataque negativo). A cauda do avião desce, o avião sobe.

Fig. 6.6 - Efeito dos lemes de profundidade.

Efeito secundário da atuação dos lemes de profundidade: alteração de velocidade, o avião perde velocidade na subida e aumenta velocidade na descida.

102

Em alguns aviões todo o estabilizador horizontal é móvel, servindo de leme de profundidade, ou os estabilizadores da cauda têm a forma de V, combinando a função de lemes de profundidade e direcional (ruddervator ou V-tail).

Fig. 6.7 – Aeronave com cauda em forma de V.

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6.4 Efeito do leme direcional Exercendo pressão no pedal esquerdo desvia o leme direcional montado no bordo de fuga do estabilizador vertical para a esquerda. O conjunto estabilizador-leme produz sustentação dirigida para a direita. A cauda do avião desloca-se para a direita, o que corresponde a um desvio do avião para a esquerda, em torno do eixo vertical (comando direcional).

Fig. 6.8 - Efeito do leme de direção.

Efeito secundário: Na volta para a esquerda, a asa exterior (direita) tem mais velocidade que a asa interior. Isto aumenta a sustentação da asa direita em relação à esquerda. O avião prancha em torno do eixo longitudinal, baixando a asa esquerda.

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6.5 Comandos coordenados Efeitos secundários dos comandos: necessário aplicar correções apropriadas. Leme de profundidade para começar uma subida: aumentar a potência do motor para não perder velocidade. Na descida: reduzir a potência. Volta coordenada: operar ailerons e leme direcional ao mesmo tempo. Indicada pela bola centrada (balance indicator, Fig.6.9). Com a bola fora do centro: “pisar a bola”, utilizar o pedal do lado da bola. O avião nem desliza na direção da asa baixa nem derrapa na direção da asa alta: resultante da força centrífuga e do peso em equilíbrio com a sustentação (Fig. 6.10). A sustentação tem de aumentar: atuar o comando de profundidade. Exemplo: volta para a esquerda - rotação (desvio) do manche para a esquerda e para trás, e pedal esquerdo. Forças aerodinâmicas proporcionais ao quadrado da velocidade: a efetividade dos comandos depende da velocidade, desviar os lemes muito mais em voo lento.

105

Fig. 6.9 – Indicações do “pau e bola” ou coordenador de voltas (turn indicator, turn

coordinator) numa volta coordenada.

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Fig. 6.10 - As forças numa volta coordenada.

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O raio R (em milhas náuticas) da volta coordenada (turn radius) com ângulo de

pranchamento e velocidade verdadeira v (em nós) é

A volta coordenada corresponde à frequência angular

quando medida em graus por segundo (rate of turn).

Deduzido de tan = Fcentrifuga / W = m2R / mg, com g a aceleração gravítica na Terra e

frequência angular =v/R.

Um volta standard (rate one turn): ROT ≡ 3o por segundo, a volta de 360

o demora assim

2 minutos, valor indicado no coordenador de volta.

Fig. 6.11 – O coordenador de volta com indicação de volta standard.

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6.6 Comandos cruzados e voltas não coordenadas Técnica de comandos cruzados (cross-controlled turn): aplicação do leme direcional oposta aos ailerons. Exemplo: baixar a asa direita e aplicar pedal esquerdo para não fazer uma volta direita mas deslizar (glissar, slip) rapidamente na direção da asa baixa. Posição da bola fora do centro na direção da asa baixa (Fig. 6.12). Técnica para perder rapidamente altitude, sem ganhar velocidade, porque a resistência de perfil é muito alta nesta configuração. Caso contrário à técnica de comandos cruzados (uncoordinated turn): aplicar o pedal no sentido dos ailerons mais de que o necessário. Exemplo: baixar a asa direita e aplicar pedal direito exaferado. O avião derrapa (skid) para fora da curva. Posição da bola fora do centro na direção da asa alta (Fig. 6.13).

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Fig. 6.12 - Glissagem.

110

Fig. 6.13 - Derrapagem.

111

6.7 Equilíbrio dinâmico e estático dos comandos de voo Com uma superfície de comando deflectida, o vento relativo atinge a parte estendida e tenta repor os lemes para a posição neutra (Fig. 6.14). O piloto tem de aplicar uma força para manter a posição do leme. Equilíbrio aerodinâmico dos comandos (aerodynamical balance) para minimizar o esforço (Fig. 6.15): o vento relativo atinge também o bordo de ataque do leme (ou uma parte dele). Isto neutraliza em parte o efeito descrito. Outro método: compensador (trim tab), discutido no próximo capítulo.

Fig. 6.14 - Força que atua no leme.

112

Fig. 6.15 - Equilibrio aerodinâmico dos comandos.

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Velocidades altas podem induzir oscilações (flutter) das superfícies de comando com amplitudes perigosas. Para as evitar coloca-se o centro de massa do leme mais próximo da charneira (mass balance), aplicando por exemplo pesos.

Fig. 6.16 – Peso montado para evitar oscilações.

114

115

6.8 Efeito da posição do centro de massa nos comandos de voo A posição do centro de massa (CG) define o binário das forças. Fig. 6.17: situações que afetam o funcionamento do leme de profundidade. Leme de direção: depende do CG de maneira análoga. Controlo de pranchamento: afetado pelo desequilíbrio da quantidade de combustível nas asas. Resumindo, o equilíbrio de massa é muito importante para garantir a operação dos comandos de voo em segurança.

116

Fig. 6.17 – Posição do centro de massa e leme de profundidade.

117

7. Compensadores Avião compensado: o piloto não tem de aplicar nenhuma força nos comandos. Para este efeito existem os compensadores. 7.1 Objetivos, funcionamento e modos de operação Compensadores: superfícies aerodinâmicas fixas ou ajustáveis, ou artifícios mecânicos que exercem uma pressão sobre o manche contrária ao esforço. Objetivo: anular as forças necessárias para manter uma certa atitude de voo. Compensadores fixos – fixed trim tabs, ground adjustable trim tabs - não ajustados durante o voo. Exemplo: avião com tendência de voar com uma asa baixa (assimetrias na construção, efeitos da hélice). Placa flexível produz força aerodinâmica corretora. Ajuste é feito no chão, com voos de teste.

Fig. 7.1 - Compensador fixo.

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Compensadores ajustáveis – trim tabs - ajustados durante o voo. Vantagem: compensar de acordo com a atitude de voo momentânea, manutenção da atitude não requer mais esforço. A atuação pode ser mecânica (cabos etc.), por motores elétricos ou sistema hidráulico. Em alguns casos: a própria superfície aerodinâmica funciona como compensador alterando a posição neutra.

Em alguns aviões, o manche só atua sobre os compensadores (servo tabs) que desviam os lemes. Compensadores automáticos - balance tabs, Flettner tabs – ajustados automaticamente. Exemplo (Fig. 7.2): pequena superfície adicional defletida automaticamente para o lado oposto do leme, produz sustentação contrariando a força que tenta repôr o leme. Inclui normalmente a função do compensador ajustável.

Fig. 7.2 - Compensador automático.

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Anticompensadores - anti-balance tabs, anti-servo tabs - funcionamento e efeito oposto aos compensadores automáticos, para evitar defleção exagerada. Exemplo: nos stabilators (Fig. 7.3), porque pequenos movimentos do stabilator são suficientes para controlar o avião. Inclui normalmente a função do compensador ajustável.

Fig. 7.3 - Anticompensador.

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7.2 Compensadores de profundidade, direcionais e de pranchamento Quase todos os aviões têm um compensador de profundidade (elevator trim tab) ajustável. Sem compensador, a distribuição da carga, posição dos flaps, subidas, aterragens etc. requereriam um esforço contínuo no leme de profundidade.

Fig. 7.4: pequena superfície aerodinâmica montada no bordo de fuga do leme de profundidade, atuada mecanicamente por uma roda no cockpit.

Fig. 7.4 - Compensador de profundidade.

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O compensador gera uma força aerodinâmica contrária ao esforço, o ângulo de ataque pode ser mantido sem esforço. O ângulo de ataque necessário para manter sustentação diminui com a velocidade, a eficiência do leme de profundidade e do compensador diminuem com a velocidade, é preciso compensar mais em voo lento de que em voo de cruzeiro. Descolagem: posição do centro de massa (CG) dianteira requer mais desvio do leme de profundidade e mais compensação de que com um CG numa posição traseira. Aviões multimotores e alguns monomotores têm compensador direcional (rudder trim tab) para compensar impulso assimétrico.

Aviões sofisticados têm compensadores de pranchamento (aileron trim tab) para compensar desequilíbrio do combustível nas asas etc.

122

Um compensador ajustável pode não ser aerodinâmico. Fig. 7.5: compensador direcional com forças exercidas por molas ajustáveis.

Fig. 7.5 – Compensador direcional de molas.

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Teste n0 2

124

8. Dispositivos de controlo de sustentação Hipersustentadores (lift augmentation devices) são dispositivos móveis que aumentam o coeficiente de sustentação ou a superfície alar em certas fases de voo. 8.1 Objetivo, funcionamento e operação normal e automática dos hipersustentadores Objetivo principal: aumento da sustentação a velocidades pequenas, reduzindo a velocidade de perda e permitindo um voo mais lento (por exemplo na aproximação para a aterragem). Quando se aumenta a sustentação, a resistência também aumenta (pode ser desejável para perder velocidade ou para descidas mais picadas). Funcionamento:

Alterar a forma da asa, aumentando a curvatura do extradorso (a flecha máxima aumenta), alterando também a corda e o ângulo de incidência.

Aumentar a superfície da asa. Os dois métodos podem ser combinados.

Adiar formação de turbulencias para além do ângulo de perda normal. Fig. 8.2: o escoamento continua laminar até ângulo de ataque de 25

0 por exemplo.

125

Fig. 8.1 - Exemplo de hipersustentadores.

126

Fig. 8.2 - Efeito dos hipersustentadores da figura anterior sobre o escoamento do ar.

127

Normalmente comandado pelo piloto, sistema eléctrico, hidráulico ou mecânico. Em alternativa automaticos, por exemplo quando o ângulo de ataque atinge um certo valor.

Os hipersustentadores estendem de maneira simétrica. Qualquer assimetria (flap asymmetry) pode causar situações perigosas. Existem dispositivos que ajudam evitar assimetria assimetria excessiva (p.ex. atuação de travões nos flaps quando o mecanismo falhar) ou detetam assimetrias para avisar o piloto. Numa situação de um flap encravado, tentar colocar o outro flap na mesma posição.

Exceção: flaperons, combinam funcionamento dos ailerons e flaps, operam de maneira assimetrica.

128

Fig. 8.3.- Flaperons.

129

8.2 Flaps Flaps são os hipersustentadores mais utilizados. São montados no bordo de fuga das asas e comandados pelo piloto. Em geral, podem ser selecionadas várias posiçãos dos flaps, expressas em graus. A extensão dos flaps

aumenta a flecha máxima da asa,

desloca o CP para trás,

aumenta o ângulo de ataque se a atitude não fôr corrigida,

aumenta o CL (Fig. 8.4),

CL máximo e ângulo de perda atingidos a ângulos de ataque menores,

aumenta o CD , permitindo descidas mais picadas sem aumento de velocidade,

dirige o fluxo de ár atrás do bordo de fuga mais para baixo.

130

Fig. 8.4 - Efeito de flaps sobre CL .

131

Fig. 8.5 – Os principais tipos de flaps: simples (plain), de intradorso (split), de ranhura (slotted) e Fowler.

132

Fig. 8.6 - Ângulos de perda e aumento de sustentação de vários tipos de flaps.

133

Quando se estende os flaps, o desvio do CP para trás produz uma tendência de baixar o nariz do avião. Em aviões de asa baixa, o ponto de aplicação da resistência CD é debaixo do CG e produz também uma tendência de baixar o nariz. O nariz desce.

Em aviões de asa alta CD é acima do CG. A resistência produz uma tendência oposta. Além disso, o fluxo de ár que desce atrás do bordo de fuga atinge o estabilizador horizontal e desvia a cauda para baixo, subindo o nariz. Os dois efeitos são em geral suficientemente fortes. o nariz sobe. A extensão dos flaps aumenta o ângulo de ataque. Numa aterragem, para não aumentar a sustentação, o piloto deve baixar o nariz do avião, e esta atitude aumenta também a visibilidade da pista. Na descolagem não convém utilizar a posição máxima dos flaps, aumento de CL acompanhado pelo aumento de CD . O valor ideal de extensão dos flaps na descolagem varia entre 10

0 e 20

0, de acordo com o avião (ver exemplo da Fig. 8.7).

134

Fig. 8.7 – Extensão de flaps e distância de descolagem.

Após a descolagem, o piloto deve recolher os flaps passo por passo e deve aumentar o ângulo de ataque para manter a sustentão e não entrar em perda.

135

8.3 Slats e Krueger flaps Slats, também chamados inflectores, são hipersustentadores que também aumentam o ângulo de perda, dirigindo o escoamento do ar para diminuir a formação de turbulências. São em geral montados no bordo de ataque da asa (leading edge slats). Quando estendidos, ar é dirigido da parte inferior da asa à parte superior pelo slot (fenda), estabilizando o escoamento laminar (Fig. 8.8). Os slats podem ser

Slats fixos - adaptados fixamente aos bordos de ataque, pouco utilizados devido ao aumento de CD .

Slats estensíveis - comandados pelo piloto.

Slats automáticos - montados no bordo de ataque e estendidos automaticamente. Em cruzeiro, a pressão no bordo de ataque empurra o slat na direção da asa, fechando a fenda. Com aumento de ângulo de ataque, a pressão no bordo de ataque vai diminuindo até dar lugar a uma depressão, abrindo a fenda.

136

Fig. 8.8 - Slat.

137

Fig. 8.9 – CS≡CL em função do ângulo de ataque.

138

Krueger flaps são também dispositivos do bordo de ataque. O efeito aerodinâmico do Krueger flap é em geral menos eficiente que o slat porque não abre uma fenda e a montagem mecânica é diferente.

Fig. 8.10 - Krueger flap.

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8.4 Spoilers Spoilers são superfícies que, quando estendidas, aumentam a resistência ao avanço e ao mesmo tempo diminuem a sustentação. Em geral, consistem de placas atuadas pelo piloto, que se levantam no extradorso da asa, perturbando o escoamento do ar (Fig. 8.11). Spoilers são utilizados para reduzir a velocidade, tipicamente nas descidas antes da aterragem. Aviões de transporte e planadores são, na maioria, equipados com spoilers.

Fig. 8.11 – Spoiler.

140

9. Perda O avião entra em perda (stall) quando a sustentação já não chega para suportar a aeronave - o avião começa a descer rapidamente. Em voo horizontal e retilíneo: L=W. Em manobras com fator de carga (load factor, G-factor) n: L = n W. Definição do fator de carga: n = L / W .

De L = CL ½ v2 A:

141

9.1 Perda e ângulo de ataque

O ângulo de perda é atingido quando a sustentação começa a diminuir (em vez de aumentar) com aumento do ângulo de ataque. É importante lembrar que é o ângulo de perda que determina quando o avião entra em perda, e não a velocidade. Se num caso específico o ângulo de perda fôr 16

0, a velocidade de perda podia ser, por exemplo,

45 kt num voo horizontal e para o avião com pouco peso; 50 kt num voo horizontal e para o peso máximo do avião; 55 kt numa volta com 30

0 de pranchamento;

70 kt numa volta com 600 de pranchamento;

80 kt quando recuperar o avião duma descida picada, sentindo 3G (onde 1G é a aceleração gravítica normal na superfície da terra). (Estes números só servem de exemplo e podem ser bem diferentes no seu avião!)

142

Fig. 9.1 - Entrada em perda (aqui por volta de 16

0 de ângulo de ataque).

143

Dependências da velocidade de perda Configuração do avião: a utilização de flaps diminui a velocidade de perda.

Potência do motor: a velocidade de perda é mais pequena com o motor a trabalhar que sem o motor, porque a hélice aumenta a energia cinética do fluxo do ar acima das asas.

Formação de gelo: A velocidade de perda pode aumentar em condições de formação de gelo nas asas (gelo altera a forma do perfil e aumentar a asperidade da superfície da asa, quebrando assim o fluxo laminar abaixo do ângulo de ataque normal).

Fator de carga (load factor n, G-factor): este aumenta a velocidade de perda. Num voo horizontal e retilíneo, a sustentação é exatamente oposta e igual ao peso. O piloto e os passageiros sentem os seus pesos normais, isto é, a aceleração gravítica de 1g (fator de carga 1). Existem manobras que aumentam o fator de carga, por exemplo a recuperação duma descida, ou uma volta (Fig. 9.2), e o resultado é um aumento da velocidade de perda.

Exemplo volta: Já vimos que numa volta a sustentação tem de ser aumentada para equilibrar a força resultante do peso e da força centrífuga. O ângulo de ataque tem de ser aumentado, aproximando-se mais do ângulo de perda. O ângulo de perda é atingido a mais alta velocidade; a velocidade de perda aumenta com o ângulo de pranchamento.

144

Fig. 9.2 - Aumento do fator de carga com o ângulo de pranchamento (n = 1/cos .

145

Fig. 9.3 - Aumento percentual da velocidade de perda com o ângulo de pranchamento.

146

Peso: Um maior peso necessita um maior ângulo de ataque para criar a sustentação suficiente, dado um certo valor de velocidade; quando a velocidade é diminuida, o ângulo de perda é atingido para um valor maior de velocidade: a velocidade de perda é maior. Carga alar (wing loading): O aumento da carga alar = W/A aumenta a velocidade de perda. Posição do CG: um CG mais dianteiro tenta a baixar o nariz do avião. Esta tendência é equilibrada com os lemes de profundidade na cauda, que exercem uma força dirigida para baixo (Fig.9.4). A sustentação tem de equilibrar também esta força adicional, o que resulta num aumento da velocidade de perda.

147

Fig. 9.4 – Posição do CG, peso e sustentação.

Atitude: o conjunto de forças (Fig. 9.4) depende da atitude do avião e influencia assim a velocidade de perda.

Altitude: Dado que a densidade diminui com a altitude a velocidade de perda aumenta.

148

Resumindo: A perda ocorre sempre a um dado ângulo de ataque, no ângulo de perda. Os seguintes fatores influenciam a velocidade de perda, isto é, a velocidade para a qual é atingido o ângulo de perda:

posição dos hipersustentadores (configuração do avião);

potência atual do motor;

presença de gelo;

fator de carga nas manobras (subidas, curvas etc.);

peso e posição do CG (massa e centragem)e carga alar;

atitude do avião;

altitude.

149

Fig. 9.5 – Velocidades de perda dum avião Cessna 152.

150

9.2 Redução da sustentação, aumento da resistência e movimento do centro de pressão No ângulo de perda o escoamento passa de laminar para turbulento, o que aumenta também a resistência ao avanço. O CP (o ponto de aplicação da sustentação) avança duma posição de 2/3 da corda atrás do bordo de ataque, para ângulos de ataque pequenos, até 1/4 da corda, para ângulos grandes. Este movimento do CP aumenta o ângulo de ataque na direção do ângulo de perda. Acima do ângulo de perda, o CP volta rapidamente para trás.

151

Fig. 9.6 - Sustentação, resistência e posição do centro de pressão em função de .

152

9.3 Comportamento do avião durante a perda Na aproximação do ângulo de perda, o escoamento do ar torna-se turbulento sobre parte das asas, e as turbulências passão para trás, influenciando os estabilizadores da cauda: o piloto pode sentir uma trepidação (buffet) do avião, sinal duma perda iminente. A aproximação do ângulo de perda é em geral acompanhada dum “amolecimento” dos comandos, porque os ailerons e lemes perdem efetividade devido à disrupção do escoamento laminar e, eventualmente, devido à baixa velocidade.

Como o CP se desloca para trás, acima do ângulo de perda, a maioria dos aviões convencionais vai ter a tendência de baixar o nariz. Turbulências no ar podem causar que uma asa desce, porque entra em perda antes da outra. É importante comprender que tentar subir a asa baixa com o controle dos ailerons piora a situação, porque o movimento “apropriado” do aileron da asa baixa aumenta ainda mais o ângulo de ataque. Isto pode levar ao desenvolvimento duma vrille (spin).

153

9.4 Dispositivos de prevenção da perda nas extremidades da asa

Métodos para garantir a efetividade dos ailerons e a estabilidade aerodinâmica das asas a grandes ângulos de ataque: a asa deve entrar em perda primeiro perto da raiz e não na ponta. Assim, mesmo com a raiz da asa já em de perda, os ailerons ainda permitem controlo. Torsão (wash-out): ãngulo de incidência e assim ângulo de ataque mais baixo na ponta (perto dos ailerons) que na raiz.

Fig. 9.7 - Torsão da asa.

154

Geradores de vortices (vortex generators): dispositivos montados nas extremidades das asas, produzem vortices regulares que aumentam a velocidade de escoamento na camada aerodinâmica e assim adiam a entrada em perda das pontas das asas.

Fig. 9.8 – Geradores de vortices.

155

Slots nas extremidedes das asas: Os slots a frente dos ailerons ajudam adiar a entrada em perda nesta parte da asa.

Fig. 9.9 - Slots nas extremidades das asas.

156

Stall strips: Peças de secção triangular montadas no bordo de ataque perto da raiz da asa. Não têm efeito aerodinâmica a pequenos ângulos de ataque (em cruzeiro), mas induzem separação do fluxo a grandes ângulos de ataque e assim entrada em perda perto da raiz.

Fig 9.10 – Stall strips.

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9.5 Perda em várias situações Sintomas e o comportamento nas várias situações: A perda acontece quando a ângulo de ataque atinge o valor crítico. A entrada em perda significa também uma perda de altitude. Num Cessna 152, o mínimo de altitude perdida é 300 a 400 pés. Escusado dizer que uma perda em baixa altura não deixa muito espaço de manobra. Perda a partir da linha de voo (horizontal e retilíneo): A redução de velocidade leva ao amolecimento dos comandos antes da perda, o nariz desce na perda, possivelmente acompanhado da descida duma asa. Perda a partir duma subida: Numa subida, por exemplo após a descolagem, o motor está a trabalhar em plena potência, e os sintomas normais duma perda incipiente podem ser disfarçados. Se o piloto aumenta a atitude de subida demasiadamente, o avião entra em perda. O binário produzido pela hélice faz que, na perda, o avião pranche e volte de repente na direção oposta ao sentido de rotação da hélice. Sem ação imediata do piloto, o avião pode entrar em vrille (spin).

158

Perda a partir duma descida: Numa descida, por exemplo na aproximação para a aterragem, a velocidade devia ser controlada pelo ângulo de descida (lemes de profundidade) e a altitude pela potência do motor. A velocidade não é em geral baixa. Se o piloto tenta ganhar altitude atuanto os lemes de profundidade, o fator de carga aumenta e o avião pode de repente atingir o ângulo de perda.

Fig. 9.11 - Perda numa descida.

159

Perda numa volta: O fator de carga numa volta aumenta. Para não perder altitude, o piloto atua os lemes de profundidade, o que aumenta o ângulo de ataque. Se este atinge o valor do ângulo de perda, uma das asas desce (dependente da situação de glissagem ou derrapagem), o que pode levar a um voo invertido, quando o nariz do avião desce como consequência da perda.

Perda com e sem potência: A hélice aumenta o fluxo de ar, a sustentação aumenta: velocidade de perda mais pequena. Com potência aplicada, o piloto pode não notar a aproximação da perda, devido às vibrações do motor. Os efeitos de rotação da hélice podem baixar uma das asas bruscamente. Perda sem e com flaps: Os flaps baixam a velocidade de perda, uma menor velocidade implica uma menor efetividade dos comandos de voo, o que pode dificultar a recuperação. Perda na configuração de aterragem: Aterragem: perda controlada, baixa velocidade, com flaps e trém estendido. O trem altera as propriedades de manuseamento. Manobrar com extremo cuidado porque não há possibilidade de recuperação. Evitar voltas apertadas.

160

Perda profunda de avião com cauda em T: Situação de deep stall perigosa devido à perda de utilidade dos lemes de profundidade que se encontram na parte do escoamento turbulento das asas em perda em caso de ãngulo de ataque grande, normalmemte bem acima do ângulo de perda. Evitar ângulos de ataque acima do ângulo de perda.

Fig. 9.12 – Voo normal e perda profunda; cinzento: zona de escoamento turbulento.

161

Perda em condições de formação de gelo Gelo acumula tipicamente no bordo de ataque (perto do ponto de estagnação) onde o efeito aerodinâmico negativo é maior, além de obstruir o avisador de perda.

Acumulação de gelo, geada ou neve e até chuva em qualquer parte da superfície alar e dos comandos afeta negativamente as propriedades aerodinâmicas: altera a forma do perfil de maneira irregular. Resultado:

Diminuição da sustentação e aumento da resistência.

O ângulo de perda diminui e a velocidade de perda aumenta.

A eficiência dos comandos diminui e estes ficam mais “moles”.

O comportamento do avião durante a perda fica alterado. Exemplos:

Alteração da posição do centro de pressão, que em muitos aviões garante a recuperação automática por baixar o nariz, quebrando o ângulo de perda.

Assimetrias na acumulação do gelo podem provocar a entrada em perda de só uma asa que desce de repente.

Asas que normalmente entram em perda primeiro na raiz para manter controlabilidade podem perder esta proriedade. Gelo na hélice Provoca perda de eficiência (alteração do perfil das pás) e vibrações (acumulação desigual nas pás)

162

Gelo na cauda do avião O estabilizador horizontal na cauda do avião produz normalmente sustentação negativa, Gelo tem efeitos principalmente notáveis na aterragem, descolagem e em voo lento, quando flaps aumentam o ângulo de ataque (negativo) na cauda: Trepidação no manche (control wheel buffet). Dificuldade de compensar a atitude. O leme de profundidade desvia facilmente para baixo (manche para frente) mas dificilmente para cima (manche para trás): o movimento turbulento forma vortices de pressão baixa.

Fig. 9.13 – Perda no estabilizador horizontal.

A entrada em perda do estabilizador horizontal (tail stall) produz uma picada repentina (nariz do avião para baixo). A recuperação requer recolha de flaps, manche para trás (contrariamente à perda normal!) e redução da potência do motor.

163

9.6 Avisadores de perda Dado a importância de evitar a perda, a maioria dos aviões têm um avisador de perda instalado para alertar a aproximação do ângulo de perda. Este deve ser considerado secundário aos “avisadores aerodinâmicos” que o piloto deve reconhecer:

velocidade diminuida (nem sempre!)

amolecimento dos comandos

fator de carga

trepidação (buffet)

formação de gelo nas asas A depressão existente perto do bordo de ataque quando a asa se aproxima do ângulo de perda (posição dianteira do CP) atua o avisador de perda, normalmente montado no bordo de ataque da asa. O avisador pode ser um interruptor eléctrico que soa um alarme ou liga uma lâmpada de alerta, ou simplesmente um orifício com um bisel que produz um som quando ar é extraído pela depressão. Aviso tipicamente 5 a 10 kt acima da velocidade de perda.

164

9.7 Recuperação das perdas Para sair da perda é necessário quebrar o ângulo de ataque crítico o mais rapidamente possível. Aplica-se o método standard de recuperação duma perda. Simultaneamente efetuar o seguinte:

empurrar o manche para a frente, para reduzir o ângulo de ataque;

aplicar potência máxima, para se aproveitar do fluxo de ar adicional;

neutralisar os ailerons, para não agravar a perda da asa baixa;

controlar com o leme direcional oposto se uma asa baixar (e não com os ailerons!). Depois de recuperar da perda, levar o avião para atitude horizontal.

165

10. Prevenção de vrille A vrille (spin) é uma situação progressiva depois da perda; o avião descreve uma espiral descendente. 10.1 Vrille incipiente e reconhecimento de vrille Quando um avião se aproxima do seu ângulo de perda com uma asa mais baixa, vai glissar para esse lado e rodar em torno do seu eixo longitudinal. A asa que baixou produz um ângulo de ataque superior à asa que está em cima, entra primeiro em perda. O avião começa a deslizar para o lado da asa baixa.

Devido ao binário criado pela maior sustentação da asa alta o avião roda em torno do eixo longitudinal, situação da autorotação. O nariz do avião desce devido ao deslocamento do CP, fase da vrille incipiente. Mesmo nesta fase o avião pode se inverter!

A asa que desce produz mais resistência que a asa que sobe. Em conjunto com o efeito do vento relativo que embate no estabilizador vertical durante a glissagem, o avião começa a rodar em volta do eixo vertical também.

166

Cria-se ainda mais sustentação na asa alta em relação à baixa, porque a asa alta é a asa “exterior” na rotação em torno do eixo vertical, tem a maior velocidade. Isto agrava a autorotação e assim a vrille. Uma avião não entra normalmente na fase de perda diretamente numa vrille. Existe um periodo de transição durante o qual a autorotação acelera, que pode durar 2 ou 3 autorotações. Só depois surge o movimento regular “estável” duma vrille. Numa vrille normal desenvolvida (Fig. 10.1) um avião

está em perda,

roda em torno dos três eixos,

glissa,

perde rapidamente altura. O ângulo de ataque da asa em baixo não atinge mais que cerca de 45

0.

167

Fig. 10.1 – Vrille normal desenvolvida.

168

Quando o ângulo da asa baixa atinge os 900, fala-se de vrille horizontal, o plano de

rotação do eixo longitudinal é horizontal (um plano que desce rapidamente!). Este tipo de vrille pode aparecer num avião com o CG deslocado para trás. A saída desta vrille é mais complicada, é necessário aplicar potência, para parar a autorotação e para quebrar o ângulo de perda.

169

10.2 Recuperação imediata A asa baixa tem um ângulo de ataque superior à outra. Tentando contrariar a rotação em torno do eixo longitudinal com os ailerons teria o efeito oposto, porque aumenta o ângulo de ataque da asa baixa com o movimento “correto” dos ailerons. Na maioria dos aviões, não se deve utilizar os ailerons para sair da vrille; o movimento de rotação é contrariado com o leme direcional. Sendo o prerequisito da vrille a perda, o piloto tem também de reduzir o ângulo de ataque utilizando os lemes de profundidade.

Uma vrille de duas voltas e a recuperação (que pode levar mais que uma volta adicional) correspondem, no Cessna 152, a uma perda de altitude de 1000 pés.

170

A técnica para se recuperar duma vrille depende do modelo de avião e é descrita no manual de operação do avião. Deve sempre seguir o método recomendado no manual de operação. No entanto, existe um método standard de se recuperar da vrille:

recolher flaps, recolher trem de aterragem, reduzir potência,

ailerons neutrais, leme direcional contrário à asa que desceu, isto é, pé contrário ao sentido de rotação

(se ficar desorientado, verificar o sentido da rotação no coordenador de volta),

esperar um a dois segundos,

leme de profundidade para baixo, isto é, manche para a frente,

quando a vrille acabar, centrar os comandos,

sair da descida com asas horizontais.

171

11. Estabilidade A estabilidade é a propriedade do avião de regressar à posição normal de voo depois de uma perturbação, sem ação do piloto. Uma grande estabilidade entra em conflito com a controlabilidade ou manejabilidade, que é e facilidade de manobrar o avião. Existem 2 tipos de estabilidade, em torno dos 3 eixos. 11.1 Estabilidade estática e dinâmica Estabilidade estática: tendência inicial do avião de voltar (ou não) à atitude original. É positiva (ou estável) se o avião volta à posição original depois de desviado devido a uma perturbação, neutra se o desvio de posição é mantido, e negativa (ou instável) se o desvio aumenta, ver Fig. 11.1.

172

Fig. 11.1 – Estabilidade estática positiva, neutra e negativa.

173

Estabilidade dinâmica descreve o que acontece depois do movimento inicial causado pela estabilidade estática positiva. É positiva (ou estável), quando o deslocamento causado pela perturbação diminui gradualmente ou duma maneira oscilatória cuja amplitude diminui (amortecimento, damping) (Fig. 11.2 (a)); neutra, se a amplitude de oscilação permanece constante (Fig. 11.2 (b)), ou negativa (ou instável), quando a amplitude aumenta no decurso do tempo (Fig. 11.2 (c)). Aeroplanos são normalmente construidos para terem estabilidade estática e dinâmica positiva. Em geral, a efetividade tanto dos estabilizadores (tal como dos comandos) depende do CG e aumenta com o braço.

174

Fig. 11.2 – Estabilidade dinâmica positiva, neutra e negativa.

175

Estabilidade (stability, balance) conseguida por superfícies aerodinâmicas, facilitada pela distribuição de peso (ballast trim, weight trim). O “balastro” é normalmente o combustível (ou, na fase de preparação do voo - peso e centragem - a carga). Para evitar assimetrias laterais o piloto gasta o combustível nas asas de maneira simétrica. No avião superónico Concorde consegue-se estabilidade longitudinal distribuindo o combustível durante o voo para alterar a posição do CG ao longo do eixo longitudinal.

176

11.2 Estabilidade longitudinal (longitudinal stability) Estabilidade longitudinal refere-se ao movimento de rotação em torno do eixo transversal: movimentos em profundidade (não é o movimento em torno do eixo longitudinal!). O estabilizador horizontal (na cauda ou como canard) é a superfície aerodinâmica primária que gera estabilidade longitudinal. Esta estabilidade é afetada pelos seguintes fatores:

posição do CP e posição do CG;

distância entre o estabilizador horizontal e as asas;

ângulo de incidência (ângulo entre a corda e o eixo longitudinal) do estabilizador horizontal.

Exemplo: o avião é desviado da atitude normal por uma rajada de vento. Normalmente, o CG encontra-se em frente do CP (Fig. 11.3), e o binário existente é equilibrado pela sustentação negativa do estabilizador horizontal (V longitudinal: posições relativas das cordas das asas e do estabilizador horizontal). Se a rajada levanta o nariz do avião, o ângulo de ataque do estabilizador horizontal torna-se menos negativo, gerando menos sustentação negativa na cauda: o nariz volta a baixar. Como a efetividade do estabilizador é determinada pelo braço (distância entre o CP do estabilizador e o CG), o avião torna-se menos estável com o CG deslocado para trás.

177

Fig. 11.3 – Estabilidade longitudinal.

178

Estabilidade discutida acima: oscilações de período curto. Existem oscilações de período longo (dezenas de segundos para aviões pequenos, minutos para aviões grandes) chamadas phugoid: subidas e descidas suaves que praticamente não alteram o ângulo de ataque – não há normalmente amortecimento. Correspondem à conversão cíclica entre energia cinetica (velocidade) e potencial (altitude). Dado o peródo longo, o piloto corrige a atitude sem se aperceber da existência de oscilações.

179

11.3 Estabilidade lateral (lateral stability) Estabilidade lateral (também chamada estabilidade transversal): movimento em torno do eixo longitudinal (e não transversal), pranchamento. É conseguida pelas asas e por

um estabilizador vertical alto,

um ângulo diedro das asas., ou

asas em flecha, ou

um CG baixo. Um avião que sofre uma perturbação da sua posição lateral começa a glissar. O vento que embate lateralmente no estabilisador vertical produz uma força oposta ao pranchamento (Fig. 11.4). Um estabilizador vertical alto é mais efetivo porque o braço médio desta força é maior.

180

Fig. 11.4 - Efeito de um estabilizador vertical alto na glissagem.

181

Ângulo diedro (dihedral): ângulo de inclinação das asas em relação ao plano horizontal. Numa posição pranchada a asa em baixo gera mais sustentação que a asa em cima, porque tem um maior ângulo de ataque com o vento relativo na glissagem, efeito que corrige o pranchamento indesejado.

Fig. 11.5 – Efeito do ângulo diedro na glissagem.

Nota: anhedral é um ângulo diedro negativo (asas para baixo)!

182

Asas em flecha (sweepback), a asa em baixo apresenta mais envergadura ao vento relativo que a asa de cima e gera assim mais sustentação, contrariando o movimento de pranchamento.

Fig. 11.6 – Efeito de asas em flecha na glissagem.

183

Com CG baixo (avião de asas altas) é o binário criado pela distância entre o CG e um CP alto que corrige a atitude.

Fig. 11.7 – Efeito dum CG baixo no pranchamento.

184

11.4 Estabilidade direcional (vertical stability) Estabilidade direcional: relativa ao movimento em torno do eixo vertical, desvio da direção. Conseguida principalmente pelo estabilizador vertical e influenciada

pela distância entre o CG e o estabilizador vertical,

pelo tamanho da superfície do estabilizador vertical.

Com o avião desviado da posição paralela ao vento relativo, o estabilizador vertical apresenta um ângulo de ataque que gera sustentação lateral. Esta força que corrige a perturbação depende da superfície do estabilizador e do braço que ela apresenta em relação ao CG.

Fig. 11.8 – Efeito do estabilizador vertical.

185

11.5 Interdependência entre a estabilidade lateral e direcional, e o Dutch Roll O desvio da direção produz movimento inicial lateral ao vento relativo, a asa “exterior” tem mais velocidade e sustentação aumentada: o desvio da direção resulta num pranchamento. Quando o avião prancha, glissa na direção da asa baixa. A glissagem resulta numa força lateral no estabilizador vertical, que produz um movimento em torno do eixo vertical.

O eixo vertical do avião pranchado está inclinado, o movimento referido baixa o nariz do avião. Cosequência: o pranchamento causa um movimento direcional e uma descida. As estabilidades lateral e direcional são interdependentes. Dois efeitos entram em conflito aqui:

A estabilidade direcional tenta apertar a volta e baixar o nariz do avião porque o avião volta ao vento que tem uma componente lateral.

A estabilidade lateral tenta nivelar as asas.

186

Com estabilidade direcional forte e estabilidade lateral fraca, o avião tende a voltar cada vez mais na direção da asa baixa e baixar o nariz, até que entra numa descida em espiral, instabilidade espiral (spiral dive). Recuperação: reduzir potência do motor, nivelar as asas com o horizonte, manche para trás de maneira suave, para reduzir velocidade exagerada, nivelar o avião e retomar voo normal.

187

Com estabilidade lateral forte e direcional fraca, se uma perturbação faz o avião deslizar para a esquerda, o avião prancha para a direita. Por conseguinte, o avião desliza para a direita o que causa um pranchamento para a esquerda etc. Esta instabilidade oscilatória chama-se Dutch Roll (pranchamento holandês).

Fig. 11.9 – Dutch roll: alterações do ângulo de ataque e da velocidade do vento relativo (imagem da esquerda) o que resulta numa componente da sustentação devido à glissagem (imagem à direita).

188

12. Fator de carga e manobras As manobras e outras condições de voo exercem forças no avião que têm de ser consideradas para voar com segurança. 12.1 Considerações estruturais As forças que existem nas várias condições de voo são causadas

pelo peso total,

pelo fator de carga nas manobras,

pela velocidade do vento relativo, que atua nas superfícies da aeronave,

por turbulências. O manual de operação do avião contém informações sobre as limitações que resultam da esabilidade estrutural e, além disso, da performance do avião. As mais importantes são:

189

MTOW (max. take-off weight) - peso máximo na descollagem; MLW (max. landing weight) – peso máximo na aterragem, frequentemente inferior ao MTOW devido aos esforços no trem de aterragem; MZFW (max. zero fuel weight) – peso máximo sem combustível utilizável nas asas; o peso do combustível nas asas tem a tendência a curvar as asas para baixo, a sustentação tem o efeito oposto e pode, sem combustível, forçar a estrutura demasiado.

190

12.2 Fator de carga em volta e recuperação de picada, e limites com e sem flaps Num voo horizontal retilíneo o fator de carga (load factor n, G-factor) é 1, isto é, o piloto sente o seu peso normal. A sustentação L é igual ao peso W. Numa volta (Fig. 12.1 e tabela) ou quando se recupera duma picada (pull up) aumenta o fator de carga e o piloto sente-se mais pesado. A sustentação tem de suportar

L=n W

No início duma picada a partir dum voo horizontal, empurrando o manche para a frente, o fator de carga diminui para valores inferiores a 1, o piloto sente-se mais leve. No caso extremo, em acrobacia aérea por exemplo, o fator de carga pode atingir valores negativos, objetos soltos “caem para cima” no avião (Fig. 12.2). Valores do fator de carga positivos ou negativos demasiado altos podem danificar a estructura. Os fatores limitativos para cada avião são determinados pelo construtor. Dependem também da posição dos flaps. No Cessna 152, são +4,4 e –1,76 sem flaps ou +3,5 e 0 com flaps. Aviões de acrobacia, como o C152 Aerobat, têm limites superiores devido a uma estrutura reforçada. Podem ter um instrumento que mede o fator de carga. Os fatores de carga limite incluem fator de segurança (tipicamente 1,5).

191

A EASA estipula os seguintes limites mínimos de fatores de carga positivos e negativos, que o avião tem de poder sofrer sem danos, de acordo com a categoria do avião.

Categoria normal: +2,5 g -1,0 g

Categoria utilitária: +4,4 g -1,76 g

Categoria aerobática: +6,0 g -3,0 g

192

Fig. 12.1 – Aumento do peso aparente (“Resultant”) com o ângulo de pranchamento.

ângulo de pranchamento 00

300

450

600

700

750

800

850

fator de carga 1/cos 1,0 1,15 1,4 2,0 2,9 3,9 5,8 11,5

193

Fig. 12.2 – Fatores de carga nas manobras de profundidade.

194

12.3 Velocidades limite para manobrar e manobras em turbulência Velocidade excessiva pode causar vibrações e forças perigosas na estrutura e nas superfícies de comando. O flutter é uma oscilação não amortecida ou auto-ampliada de uma superfície aerodinâmica. Turbulências podem agravar a situação, porque o fator de carga pode aumentar bruscamente. As velocidades limite são também calculadas com um fator de segurança:

VNE (never exceed speed) – a maior velocidade certificada; marcada com uma barra vermelha no fim do arco amarelo no velocímetro.

VNO (max. normal operation speed) – a velocidade estrutural máxima de cruzeiro, a maior velocidade que pode voar em ar turbulento, localizada no fim do arco verde e no início do arco amarelo.

VA (max. manoeuvering speed) – a máxima velocidade de manobras, ou de máxima deflexão dos comandos; acima dela, não deve operar os lemes abruptamente ou os desviar muito; depende do peso atual do avião.

VB (turbulence penetration speed) – velocidade recomendada para voar em turbulência, um compromisso que evita dum lado grandes fatores de carga e entrada em perda do outro; se não especificada, utilizar VA.

VFE (max. flaps extended speed) – a máxima velocidade que pode voar com flaps estendidos, localizada no fim do arco branco.

195

VLE (max. landig gear extended speed) – a máxima velocidade de operação com o trem de aterragem estendido.

VLO (max. landing gear operation speed) – a máxima velocidade de operar (estender ou recolher) o trem de aterragem.

VS1 (clean stalling speed) – a velocidade de perda do avião “limpo”, isto é, com flaps recolhiodos e peso máximo, no início do arco verde.

VS0 (flaps extended stalling speed) – a velocidade de perda com flaps estendidos ao máximo, na configuração de aterragem, no início do arco branco.

Existem outras velocidades limite, dependente do modelo de avião, por exemplo a velocidade máxima do voo com janela aberta etc.

196

Fig. 12.3 – Velocidades limitativas do Cessna 152.

197

12.4 Cuidados da operação em voo O velocímetro do avião tem as velocidades limite mais importantes marcadas, utilizando arcos coloridos (Fig. 12.5).

Arco branco – leque de velocidades de operação com os flaps estendidos. O limite inferior é a velocidade de perda com flaps VS0 e o limite superior a máxima velocidade com flaps estendidos VFE .

Arco verde – leque de velocidades de operação normal. O limite inferior é a velocidade de perda sem flaps VS1 e o limite superior a velocidade estrutural máxima de cruzeiro VNO .

Arco amarelo – operação deve ser conduzida com precauções e só em ar calmo.

Linha vermelha – velocidade máxima para todas operações VNE .

198

Fig. 12.4 – Um velocímetro típico.

199

Outros cuidados: observar as limitações de velocidade máxima de manobras VA e outras velocidades limite, os fatores de carga máximos na volta ou no pull-up. Evitar manobras bruscas. Exemplo: recuperar duma descida suavamente, porque a velocidade é alta. Se o avião sofreu grandes esforços (por exemplo, em turbulências severas imprevistas, ou devido a uma aterragem dura), é da responsabilidade do piloto arranjar uma inspeção técnica. As limitações operacionais duma aeronave podem ser resumidas num diagrama V-n (também chamado diagrama VG), (velocidade - fator G, exemplos Fig. 12.5 e 12.8): resulta de envelope de manobra no diagrama do fator de carga de manobra (Fig. 12.6) que indica os fatores de carga em manobras e os limites suportados pela estrutura; envelope de rajada do diagrama do fator de carga de rajada (Fig. 12.7) que considera rajadas de várias velocidades.

200

Fig. 12.5 - Diagrama V-n.

201

Fig. 12.6 – Diagrama do fator de carga de manobra.

202

Fig. 12.7 – Diagrama do fator de carga de rajada. Linhas azuis: velocidades de rajada (66, 50, 25 ft/s).

Linhas vermelhas: limites estruturais. Linhas verdes: VS1 e VNO.

203

Fig. 12.8 – Diagrama V-n que combina o envelope de manobra (azul) e o envelope de rajada (vermelho).

204

13. Cargas estruturais no solo As forças que atuam sobre o avião no solo são diferentes das situações em voo. Toda ou parte da sustentação das asas é substituída pelo esforço do trem de aterragem. As velocidades são mais pequenas, mesmo em condição de potência máxima (por exemplo na descolagem). 13.1 Esforços laterais no trem de aterragem e aterragens duras A hélice produz os efeitos de binário, escoamento helicoidal e assimetria de impulso: o avião é desviado no sentido contrário ao sentido de rotação da hélice, principalmente com potência do motor alta, como na descolagem. A hélice dum avião monomotor roda tipicamente para a direita (visto do cockpit), e o efeito desvia o avião para a esquerda. No solo, existe um esforço e resistência adicional da roda esquerda; o avião tende a guinar para esse lado; isto pode resultar na volta de cavalo (cavalo de pau, bootleg turn), que exige a paragem imediata do motor para deter o avião (Fig. 13.1).

205

Fig. 13.1 – A volta de cavalo.

206

Vento cruzado na aterragem ou na descolagem: A máxima componente lateral de vento que se pode suportar é limitada pela efetividade do leme direcional e está indicada no manual de operação. O vento cruzado exerce um esforço lateral no trem de aterragem.

Uma técnica de aterrar com vento cruzado (método sideslip): pranchar o avião na direção do vento, e ao mesmo tempo alinhar o eixo longitudinal do avião com a pista, utilizando o leme direcional (Fig. 13.2). Perto do solo nivela-se as asas: movimento lateral no momento de contacto com o solo; esforço lateral no trem de aterragem.

Outra técnica: aterrar com uma asa ainda ligeiramente em baixo: impacto inicialmente absorvido só pela roda baixa em vez de ser distribuído pelas duas.

207

Fig. 13.2 – Aterragem com vento cruzado (sideslip).

208

Técnica de crab (caranguejo): Com asas niveladas, eixo longitudinal do avião virado ao vento para compensar a componente lateral (Fig. 13.3). Perto do solo, alinhar o avião com a pista: no momento da aterragem, esforço lateral no trem de aterragem.

Fig. 13.3 - Aterragem com vento cruzado (crab). O trem de aterragem é construido para absorver uma certa quantidade de energia. Uma aterragem dura pode atingir o limite estrutural. Em aviões de trem triciclo nunca aterrar primeiro com a roda de nariz; esta roda tem um limite estrutural inferior ao trem principal. Após aterragem indevidamente dura ou com a roda de nariz primeiro, é necessária revisão técnica do trem.

209

13.2 Rolagem e cuidados durante voltas A efetividade do leme direcional é reduzida na rolagem, porque a velocidade é baixa. Utilizar (moderadamente) travões além do leme para voltas apertadas. Aplicar travões e potência ao mesmo tempo é um hábito errado. As rodas do trem são pouco afastadas em relação à envergadura das asas ou ao comprimento do avião. Nunca rolar ou voltar com velocidade exagerada, porque o avião pode capotar. Condições de vento forte na rolagem: consultar o manual do avião sobre velocidade do vento máxima. Regra geral: não começar a rolagem com componente do vento cruzado maior que metade da velocidade de perda do avião. Para neutralizar as tentativas do vento de “levantar” o avião, utiliza-se a seguinte técnica (Fig. 13.4): Vento com componente frontal: elevador neutral, ailerons na direção ao vento (se o vento vem de frente-direita, manche para a direita). Vento com componente de trás: elevador para baixo, aileron na direção oposta do vento (se o vento vem de trás-direita, manche para a esquerda).

210

Fig. 13.4 – Rolagem com vento.

211

Teste no 3