aerodinâmica e teoria de voo jorge homa
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1
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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
il
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.
r
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.
~ ",."
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.".......... ".'
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~ ,-,,""~/ <,,' ~ ~--------------~ . .~~ ----------=..~
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
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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'~./
f!!! ~",~,,/" $/ ~«)/
nr'~/ -<,\~'?3/
(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 ~ -, /
.-,, ... / .... \
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.
J!I ~'(,.,%#10' x-~"\-e- ~~~,'v,?;.." S:\i'1\Ci'~~"\-e-
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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
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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.
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