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Apostila 2013| Ramón Eduardo Pereira Silva, M Sc. Universidade de Taubaté ESPECIALIZAÇÃO EM ENGENHARIA AERONÁUTICA TEORIA DE VÔO

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Apostila 2013| Ramón Eduardo Pereira Silva, M Sc. Universidade de Taubaté

ESPECIALIZAÇÃO

EM ENGENHARIA

AERONÁUTICA TEORIA DE VÔO

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Teoria de Vôo Especialização em Engenharia Aeronáutica - 2013 Prof. Ramón Silva

i

“Não se espante com a altura do vôo. Quanto mais alto, mais longe do perigo.

Quanto mais você se eleva, mais tempo há de reconhecer uma pane. É quando se está

próximo do solo que se deve desconfiar"

Alberto Santos=Dumont

“O avião voa porque não tem tempo para cair”

Orville Wright

“É possível voar sem motores, mas não sem conhecimento e habilidade”

Wilbur Wright

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i

Índice

1. Breve História do Vôo .......................................................................................... 2

1.1. A lenda de Dédalo e Ícaro ..................................................................................................... 2

1.2. Leonardo da Vinci ................................................................................................................. 3

1.3. Balões ................................................................................................................................... 4

1.4. Aerodinâmica, Controle e Propulsão .................................................................................... 6

2. Introdução às Aeronaves ................................................................................... 17

2.1. Conceitos ............................................................................................................................ 17

2.2. Configurações de Fuselagem .............................................................................................. 21

2.3. Configurações de Trem de Pouso ........................................................................................ 25

2.4. Configurações de Asa ......................................................................................................... 32

2.5. Configurações de Cauda ..................................................................................................... 48

2.6. Configurações de Motores .................................................................................................. 59

3. Motores Aeronáuticos ....................................................................................... 67

3.1. Propulsão ............................................................................................................................ 67

3.2. Ação e reação ..................................................................................................................... 67

3.3. Motores a Pistão ................................................................................................................. 67

3.4. Motores a Reação ............................................................................................................... 76

3.5. Motores Experimentais ....................................................................................................... 82

4. Aerodinâmica .................................................................................................... 86

4.1. Introdução .......................................................................................................................... 86

4.2. Aerofólios ............................................................................................................................ 87

4.3. Princípio de Benoulli e Tubo de Venturi .............................................................................. 91

4.4. Forças Aerodinâmicas ......................................................................................................... 95

4.5. Asa .................................................................................................................................... 105

4.6. Aumento de Sustentação .................................................................................................. 117

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ii

5. Comandos de Vôo ............................................................................................ 131

5.1. Eixos de Rotação ............................................................................................................... 131

5.2. Aeronaves de Asa Fixa ...................................................................................................... 132

6. Estabilidade, Peso e Balanceamento ................................................................ 145

6.1. Estabilidade ...................................................................................................................... 145

6.2. Estabilidade Longitudinal ................................................................................................. 147

6.3. Estabilidade Lateral .......................................................................................................... 152

6.4. Estabilidade Direcional ..................................................................................................... 158

6.5. Acoplamento direcional e lateral ...................................................................................... 161

6.6. Peso e Balanceamento...................................................................................................... 164

6.7. Efeitos de Peso e Centro de Gravidade ............................................................................. 164

6.8. Tipos de Peso .................................................................................................................... 167

6.9. Cálculo do Peso ................................................................................................................. 170

6.10. Cálculo do Centro de Gravidade ................................................................................... 173

6.11. Envelope do Centro de Gravidade ................................................................................ 175

7. Asas Rotativas ................................................................................................. 179

7.1. Vôo em Potência ............................................................................................................... 182

7.2. Vôo Vertical ...................................................................................................................... 186

7.3. Vôo a Frente ..................................................................................................................... 186

7.4. Vôo Lateral ....................................................................................................................... 190

7.5. Vôo a Ré ............................................................................................................................ 191

7.6. Efeito Cone ........................................................................................................................ 191

7.7. Efeito Solo ......................................................................................................................... 192

7.8. Dissimetria de sustentação ............................................................................................... 193

7.9. Auto-rotação..................................................................................................................... 199

7.10. Comandos de Vôo ........................................................................................................ 202

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iii

Índice de Ilustrações

Figura 1.1 – A queda de Ícaro. ................................................................................................................ 3

Figura 1.2 – Ornitóptero (a) e Helicóptero (b) de Da Vinci ...................................................................... 4

Figura 1.3 – Barco voador de Francesco de Lana .................................................................................... 4

Figura 1.4 – Passarola de Bartolomeu de Gusmão ................................................................................. 5

Figura 1.5 – Balão de Montgolfier .......................................................................................................... 5

Figura 1.6 – Balão de hidrogênio de Charles .......................................................................................... 6

Figura 1.7 – Mechanics Magazine com o planador de Cayley ................................................................. 7

Figura 1.8 – Avião de Henson ................................................................................................................. 8

Figura 1.9 – Dirigível de Guiffard ............................................................................................................ 9

Figura 1.10 – Planador de Lilienthal ..................................................................................................... 10

Figura 1.11 – Aeródromo de Langley .................................................................................................... 11

Figura 1.12 – Avion III de Clement Ader ............................................................................................... 11

Figura 1.13 – Santos=Dumont número 6 .............................................................................................. 12

Figura 1.14 – Flyer dos Irmãos Wright .................................................................................................. 14

Figura 1.15 – 14-Bis de Santos=Dumont ............................................................................................... 15

Figura 2.1 – Principais dimensões do avião (EMBRAER KC 390)............................................................ 17

Figura 2.2 – Partes principais do avião (EMBRAER CBA-123) ................................................................ 18

Figura 2.3 – Partes principais do helicóptero (Bell UH-1H) ................................................................... 18

Figura 2.4 – Eixos de rotação do avião (Embraer AEW&C) ................................................................... 20

Figura 2.5 – Fuselagem (Airbus A300 – 608ST Beluga) ......................................................................... 21

Figura 2.6 – Fuselagem (Chinook HC3) ................................................................................................ 22

Figura 2.7 – Estrutura tubular .............................................................................................................. 23

Figura 2.8 – Avião com estrutura monocoque (Sukhoi Su-29) .............................................................. 24

Figura 2.9 – Avião com estrutura semi-monocoque (North American Mustang P-51) .......................... 24

Figura 2.10 – Trem de pouso: (a) Antonov 225 (b) Airbus A380............................................................ 25

Figura 2.11 – Avião com trem de pouso convencional (De Havilland DHC-3T) ...................................... 26

Figura 2.12 – Avião com trem de pouso triciclo (EMB 314 - ALX) .......................................................... 26

Figura 2.13 – Avião com trem de pouso biciclo (McDonnell Douglas – Harrier AV8) ............................ 27

Figura 2.14 – Avião com flutuadores (Cessna C182 Seaplane) .............................................................. 27

Figura 2.15 – Avião anfíbio (Beriev - Albatross A42 Mermaid) ............................................................ 28

Figura 2.16 – Avião com esquis (Bellanca Citagria 7GCBC) ................................................................... 28

Figura 2.17 – Helicóptero com trem de pouso triciclo (Agusta Westland AW139) ................................ 29

Figura 2.18 – Helicóptero com trem de pouso de esqui (Helibras AS350 B2 Esquilo) ............................ 29

Figura 2.19 – Avião com trem de pouso fixo (Embraer Ipanema) ......................................................... 30

Figura 2.20 – Avião com trem de pouso retrátil (Embraer Phenom 300) ............................................. 31

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iv

Figura 2.21 – Avião com trem de pouso escamoteável (Embraer EMB 120- Brasília) ............................ 31

Figura 2.22 – Avião asa baixa cantilever (Embraer Phenom 300) ......................................................... 33

Figura 2.23 – Avião asa média cantilever (Lockheed P-2H Neptune) .................................................... 34

Figura 2.24 – Avião asa alta cantilever (Antonov 225 - Mryia) ............................................................. 34

Figura 2.25 – Avião asa alta semi-cantilever (Cessna 182 Skylane) ....................................................... 35

Figura 2.26 – Avião asa pára-sol (Consolidated PBY Catalina) .............................................................. 35

Figura 2.27 – Avião asa gaivota (North American B-25 Mitchell Barbie III) ........................................... 36

Figura 2.28 – Avião asa gaivota invertida (Vought F4U Corsair) .......................................................... 36

Figura 2.29 – Avião asa biplana (Christen Eagle) .................................................................................. 37

Figura 2.30 – Avião asa triplana Fokker Dr.I (a) Sopwith Camel (b) ...................................................... 38

Figura 2.31 – Avião asa elíptica (Supermarine Spitfire) ........................................................................ 39

Figura 2.32 – Avião asa retangular (Fairchild AU23A Peacemaker) ...................................................... 39

Figura 2.33 – Avião asa trapezoidal (Embraer EMB 312 – Tucano) ....................................................... 40

Figura 2.34 – Avião com enflechamento positivo (Mikoyan-Gurevich MiG-15) .................................... 40

Figura 2.35 – Avião com enflechamento negativo (Grumman X-29) ..................................................... 41

Figura 2.36 – Avião com enflechamento variável (Grumman F-14 Tomcat) .......................................... 41

Figura 2.37 – Avião com asa em delta (Avro Vulcan) ............................................................................ 42

Figura 2.38 – Avião com asa em diedro positivo (North American P51 Mustang) ................................. 42

Figura 2.39 – Avião com asa em diedro negativo (McDonnell Douglas – Harrier AV8) ......................... 43

Figura 2.40 – Helicóptero com rotor convencional (Robinson R66) ...................................................... 44

Figura 2.41 – Helicóptero com rotores laterais (Kaman HH43-Huskie) ................................................. 44

Figura 2.42 – Helicóptero com rotor contra-rotativo (Kamov KA50) .................................................... 45

Figura 2.43 – Helicóptero com jatos na ponta do rotor (McDonnell XH-20) ...................................... 46

Figura 2.44 – Helicóptero com rotores em tandem (Boeing CH-46 Sea Knight) .................................... 47

Figura 2.45 – Tiltrotor (Osprey V22) ..................................................................................................... 47

Figura 2.46 – Configuração com Canard de controle (VariEze) ............................................................. 48

Figura 2.47 – Configuração Três Asas (Piaggio Avanti P180) ................................................................. 49

Figura 2.48 – Configuração Tandem (Scaled Composites Proteus) ....................................................... 49

Figura 2.49 – Configuração Asa Voadora (Northrop-Crumman B2 Spirit) ............................................. 50

Figura 2.50 – Cauda Convencional (AirBus A340) ................................................................................. 51

Figura 2.51 – Cauda em T (Embraer Legacy 650) .................................................................................. 51

Figura 2.52 – Cauda Cruciforme (Grumman P16 Tracker) ..................................................................... 52

Figura 2.53 – Cauda em T (Aérospatiale Fouga Magister) ..................................................................... 52

Figura 2.54 – Cauda em Y (NASA Ikhana) ............................................................................................. 53

Figura 2.55 – Cauda em Y Invertido (McDonell Douglas F-4 Phantom) ................................................. 53

Figura 2.56 – Cauda em V invertido (NASA Predator) .......................................................................... 54

Figura 2.57 – Cauda em H (Fairchild A10 Thunderbolt) ........................................................................ 55

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v

Figura 2.58 – Cauda Dupla (Grumman F-14 TomCat) ............................................................................ 55

Figura 2.59 – Cauda Tripla (Lockheed Constellation) ............................................................................ 56

Figura 2.60 – Configuração Cauda Bifurcada (Lockheed P38- Lightning) ............................................... 56

Figura 2.61 – Cauda em Anel (Miller JM-2) ........................................................................................... 57

Figura 2.62 – Cauda Convencional (Bell 204) ........................................................................................ 57

Figura 2.63 – Cauda Fenestron (Eurocopter HH-65 Dolphin) ................................................................ 58

Figura 2.64 – Cauda NOTAR (MD250) ................................................................................................... 58

Figura 2.65 – Motor a Pistão em V North American Mustang P-51(a) e radial Vough F4U Corsair. ....... 59

Figura 2.66 – Turbojato (Aerospatiale BAC Concorde).......................................................................... 60

Figura 2.67 – Turbofan (Embraer Lineage 1000) ................................................................................... 60

Figura 2.68 – Turbohélice (Pilatus PC6) ................................................................................................ 61

Figura 2.69 – Ramjet (Lockheed SR 71 - Blackbird) ............................................................................... 61

Figura 2.70 – prop-fan (Antonov AN-70) .............................................................................................. 62

Figura 2.71 – Monomotor a pistão (Cessna 162 Skycatcher) ................................................................ 63

Figura 2.72 – Turbojato Bi-Motor (Northrop F-5 Tiger)......................................................................... 64

Figura 2.73 – Turbojato tri-motor (McDonnell Douglas MD-11) ........................................................... 64

Figura 2.74 – Turbofan quadrimotor (Boeing 747) ............................................................................... 65

Figura 2.75 – Aeronave com oito motores turbojato. (Boeing B-52 Stratofortress) .............................. 65

Figura 3.1 – Fases do motor quatro tempos. ........................................................................................ 68

Figura 3.2 – Motor dois tempos ........................................................................................................... 70

Figura 3.3 – Motor Ranger L-440 (a) seis cilindros invertidos, refrigerado ar usado no Fairchild PT-19

(b) ............................................................................................................................................... 71

Figura 3.4 – Motor Rolls-Royce Merlin V-12 (a) de Havilland D.H.98 Mosquito (b) .............................. 72

Figura 3.5 – Motor de cilindros opostos horizontalmente Lycoming O-540-J3A5D ............................... 73

Figura 3.6 – Motor radial Pratt & Whitney R-2800 (a) utilizada pela aeronave Republic P-47D

Thunderbolt (b) .......................................................................................................................... 74

Figura 3.7 – Motor rotativo Gnome (a) Nieuport 28C.1. (b) ................................................................. 75

Figura 3.8 – Analogia entre motor alternativo e turbina a gás ............................................................. 76

Figura 3.9 – Turbojato esquemático ..................................................................................................... 77

Figura 3.10 – Motor turbojato Rolls-Royce Olympus (a) que equipa o BAC Concorde (b) ..................... 77

Figura 3.11 – Turbo-hélice esquemático............................................................................................... 78

Figura 3.12 – Turboprop Pratt&Wittney PT6A (a) que equipa o Embraer EMB 314 Super Tucano (b)... 78

Figura 3.13 – Turbofan esquemático .................................................................................................... 80

Figura 3.14 – Turbofan Rolls-Royce Trent 900 (a) que equipa o Airbus A380 (b) .................................. 80

Figura 3.15 - Esquemático Ramjet ........................................................................................................ 81

Figura 3.16 - Pratt & Whitney J58 (a) que equipa o Lockheed SR 71 Blackbird (b) ................................ 81

Figura 3.17 – Turboeixo esquemático ................................................................................................. 82

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vi

Figura 3.18 – Propfan esquemático ...................................................................................................... 83

Figura 3.19 – Propfan GE36 (a) que equipa o McDonnell-Douglas MD81 (b) ........................................ 83

Figura 3.20 – Analogia entre o motor Wankel e o motor alternativo quatro tempos. .......................... 84

Figura 3.21 – Motor Wankel Mazda 12A (a) e montado em uma aeronave Lancair (b) ....................... 85

Figura 4.1 – Resistência ao avanço ....................................................................................................... 86

Figura 4.2 – Seção transversal da asa. .................................................................................................. 87

Figura 4.3 – Elementos do aerofólio ..................................................................................................... 87

Figura 4.4 – Elementos que definem o aerofólio .................................................................................. 88

Figura 4.5 – Exemplos de aerofólios ..................................................................................................... 90

Figura 4.6 – Perfil aerodinâmico simétrico ........................................................................................... 90

Figura 4.7 – Tubo de Venturi ................................................................................................................ 92

Figura 4.8 – Fluxo de ar no perfil aerodinâmico. .................................................................................. 93

Figura 4.9 – Tubo de Venturi Imaginário .............................................................................................. 93

Figura 4.10 – Campo de pressão estática no aerofólio ......................................................................... 94

Figura 4.11- Pressão diferencial (Bernoulli) e ação e reação (Newton) ................................................. 95

Figura 4.12 – Resultante aerodinâmica. ............................................................................................... 95

Figura 4.13 – Componentes da resultante aerodinâmica. .................................................................... 96

Figura 4.14 – Camada limite ................................................................................................................. 99

Figura 4.15 – Influência do ângulo de ataque ..................................................................................... 100

Figura 4.16 – Stall............................................................................................................................... 101

Figura 4.17 – Perfil de velocidade na camada limite .......................................................................... 102

Figura 4.18 – Descolamento camada limite ........................................................................................ 102

Figura 4.19 – Ângulo de sustentação nula .......................................................................................... 103

Figura 4.20 – Comportamento da coeficiente de sustentação em relação ao ângulo de ataque ........ 103

Figura 4.21 – influência do arqueamento ........................................................................................... 104

Figura 4.22 – Influência da espessura do perfil na resultante aerodinâmica ...................................... 104

Figura 4.23 – Nomenclatura da asa .................................................................................................... 106

Figura 4.24 – Distribuição hipotética de sustentação ......................................................................... 106

Figura 4.25 – Distribuição real de sustentação ................................................................................... 107

Figura 4.26 – Coeficientes de sustentação bi e tridimensionais .......................................................... 107

Figura 4.27 – Formação dos vórtices de ponta de asa ........................................................................ 108

Figura 4.28 – Influência dos vórtices de ponta de asa ........................................................................ 109

Figura 4.29 – Razão de aspecto (alongamento) .................................................................................. 110

Figura 4.30 – Influência do alongamento na distribuição de sustentação .......................................... 111

Figura 4.31 – Diminuição de espessura ao longo da asa ..................................................................... 111

Figura 4.32 – Afilamento de asa (Yaklovev YAK 52 G) ........................................................................ 112

Figura 4.33 – Aeronave SAAB 91B com endplates. ............................................................................. 112

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vii

Figura 4.34 – Tanques nas pontas da asa da aeronave Embraer EMB-111 Bandeirulha ...................... 113

Figura 4.35 – Winglets nas ponta de asa do Airbus A320 ................................................................... 113

Figura 4.36 – Distribuição de sustentação .......................................................................................... 114

Figura 4.37 – Ocorrência de stall ........................................................................................................ 115

Figura 4.38 – Torção geométrica ........................................................................................................ 115

Figura 4.39 – Torção aerodinâmica .................................................................................................... 116

Figura 4.40 – Ocorrência de stall profundo ........................................................................................ 117

Figura 4.41 – Princípio de funcionamento do slot .............................................................................. 119

Figura 4.42 – Efeito dos slots no coeficiente de sustentação .............................................................. 119

Figura 4.43 – Deslocamento do ângulo de stall devido ao acionamento dos slats .............................. 120

Figura 4.44 – Distribuição de pressão com os slats acionados. ........................................................... 121

Figura 4.45 – Slat ............................................................................................................................... 121

Figura 4.46 – Flap inclinado................................................................................................................ 122

Figura 4.47 – Flap Krueger.................................................................................................................. 123

Figura 4.48 – Efeito da extensão dos flaps no coeficiente de sustentação. ......................................... 124

Figura 4.49 – Flap plano ..................................................................................................................... 125

Figura 4.50 – Flap tipo ventral ............................................................................................................ 125

Figura 4.51 – Flap tipo slotted ............................................................................................................ 126

Figura 4.52 – Flap tipo double-slotted ................................................................................................ 126

Figura 4.53 – Flap tipo triple-slotted .................................................................................................. 127

Figura 4.54 – Flap tipo Fowler ............................................................................................................ 127

Figura 4.55 – Comparação entre os tipos de flaps .............................................................................. 128

Figura 5.1 – Eixos de rotação da aeronave ......................................................................................... 131

Figura 5.2 – Superfícies de controle primárias ................................................................................... 132

Figura 5.3 – Manche (Embraer Ipanema)/volante (Boeing 787 Dreamliner)/side-stick (Airbus A320) 133

Figura 5.4 – Acionamento dos ailerons .............................................................................................. 133

Figura 5.5 – Guinada adversa ............................................................................................................. 134

Figura 5.6 – Ailerons diferenciais ....................................................................................................... 135

Figura 5.7 – Ailerons tipo frise ........................................................................................................... 136

Figura 5.8 – Interconexão aileron/leme ............................................................................................. 136

Figura 5.9 – Flaperons (Kitfox Lite Ultralight) ..................................................................................... 137

Figura 5.10 – Movimento do profundor ............................................................................................. 138

Figura 5.11 – Stabilator (Northrop F-5 Tiger II) ................................................................................... 139

Figura 5.12 – Taileron (Panavia Tornado) ........................................................................................... 139

Figura 5.13 - Elevons (Avro Vulcan) ................................................................................................... 140

Figura 5.14 - Atuação do leme direcional .......................................................................................... 141

Figura 5.15 - Cauda em V (Beechcraft Bonanza) ................................................................................ 141

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viii

Figura 5.16 - Horn e trim tabs (Beechcraft Super 18) .................................................................... 143

Figura 5.17 - Acionamento do trim tab em vôo ................................................................................. 143

Figura 5.18 - Roda de ajuste .............................................................................................................. 144

Figura 6.1 – Exemplos de estabilidade estática .................................................................................. 145

Figura 6.2 – Exemplos de estabilidade dinâmica ................................................................................ 146

Figura 6.3 – Forças atuantes em um avião ......................................................................................... 147

Figura 6.4 – Compensação de momento pelo estabilizador ............................................................... 148

Figura 6.5 – Forças atuantes na estabilidade longitudinal .................................................................. 150

Figura 6.6 – Influência da velocidade na carga do estabilizador ......................................................... 151

Figura 6.7 – Influência da tração na carga do estabilizador ................................................................ 152

Figura 6.8 – Asa com diedro positivo ................................................................................................. 153

Figura 6.9 – Vento relativo na glissagem ............................................................................................ 154

Figura 6.10 – Momento estabilizador do diedro positivo ................................................................... 154

Figura 6.11 – Momento desestabilizador do diedro negativo ............................................................ 155

Figura 6.12 – Efeito do enflechamento da asa na estabilidade lateral ................................................ 156

Figura 6.13 – Efeito da fuselagem e do estabilizador horizontal na estabilidade lateral ..................... 157

Figura 6.14 – Efeito da posição da asa na estabilidade lateral ............................................................ 158

Figura 6.15 – ângulo de derrapagem .................................................................................................. 159

Figura 6.16 – Efeito do enflechamento na estabilidade direcional ..................................................... 160

Figura 6.17 – Efeito da fuselagem na estabilidade direcional ............................................................. 161

Figura 6.18 – Dutch Roll ..................................................................................................................... 162

Figura 6.19 – Divergência espiral ....................................................................................................... 163

Figura 6.20 – Centro de gravidade adiantado ..................................................................................... 166

Figura 6.21 – Centro de gravidade recuado ........................................................................................ 167

Figura 6.22 – Esforços na aeronave devido ao carregamento de combustível .................................... 168

Figura 6.23 – Avião Phenom 100 ........................................................................................................ 172

Figura 6.24 – Pesagem de Helicóptero ............................................................................................... 172

Figura 6.25 – Balança no pneu ........................................................................................................... 173

Figura 6.26 – Avião EMB 711 Corisco ................................................................................................. 174

Figura 6.27 – Envelope do CG ............................................................................................................. 176

Figura 7.1 – Parâmetros geométricos da pá ....................................................................................... 180

Figura 7.2 – Estações da pá ................................................................................................................ 180

Figura 7.3 – Torção da pá ................................................................................................................... 181

Figura 7.4 – Pá trapezoidal ................................................................................................................. 182

Figura 7.5 – Vôo pairado .................................................................................................................... 183

Figura 7.6 – Tendência de translação ................................................................................................. 184

Figura 7.7 – Efeito pendular ............................................................................................................... 185

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Figura 7.8 – Vôo vertical - subida ....................................................................................................... 186

Figura 7.9 – Vôo à frente .................................................................................................................... 187

Figura 7.10 – Sustentação translacional ............................................................................................. 188

Figura 7.11 – Fluxo induzido .............................................................................................................. 190

Figura 7.12 – Vôo lateral .................................................................................................................... 190

Figura 7.13 – Vôo a ré ........................................................................................................................ 191

Figura 7.14 – Efeito cone .................................................................................................................... 192

Figura 7.15 – Efeito solo ..................................................................................................................... 193

Figura 7.16 – Dissimetria de sustentação ........................................................................................... 194

Figura 7.17 – Rotor rígido (MBB Bo-105) ............................................................................................ 195

Figura 7.18 – Rotor semi-rígido (Bell UH-1) ........................................................................................ 196

Figura 7.19 – Rotor articulado ............................................................................................................ 196

Figura 7.20 – Batimento em um rotor semi-rígido ............................................................................. 197

Figura 7.21 – Batimento em um rotor articulado ............................................................................... 198

Figura 7.22 – Avanço-recuo da pá ...................................................................................................... 199

Figura 7.23 – Disco em auto-rotação .................................................................................................. 200

Figura 7.24 – Comportamento aerodinâmico na envergadura da pá .................................................. 201

Figura 7.25 - Comandos de vôo do helicóptero ................................................................................. 204

Figura 7.26 - Swashplate ................................................................................................................... 205

Figura 7.27 - Defasagem no acionamento do comando cíclico .......................................................... 206

Figura 7.28 - Comandos no cockpit.................................................................................................... 207

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Capítulo 01 - História do Vôo

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1. Breve História do Vôo

1.1. A lenda de Dédalo e Ícaro

A mais famosa lenda sobre a história do vôo vem da Grécia antiga. Dédalo era um

construtor muito habilidoso que foi acolhido por Minos o rei da ilha grega de Creta,

após assassinar Talo em Atenas.

Dédalo foi incumbido pelo rei a construir um labirinto onde se trancaria o

Minotauro, uma criatura metade homem e metade touro, fruto da traição da rainha

Pasifae com um touro.

Ao Minotauro eram levados quatorze jovens atenienses, metade homens e metade

mulheres para sacrifício. Teseu, filho do rei de Atenas ofereceu-se como vítima com o

intuito de assassinar o monstro e o conseguiu com a ajuda de Dédalo e Ariadne, a filha

de Minos apaixonada por Teseu.

Furioso com a traição, Minos mandou trancar Dédalo e seu filho Ícaro no labirinto.

Com a necessidade de fugir da ilha, Dédalo criou dois pares de asas utilizando-se de

cera e penas de aves e deu uma a seu filho.

Ao saltar sobre o mar, Dédalo alertou Ícaro a não voar tão baixo que a umidade do

oceano deixasse as asas mais pesadas e nem tão alto que o calor do sol pudesse

derreter a cera.

Ícaro deslumbrado com o poder do vôo, alçou vôo cada vez mais alto se

aproximando do sol e teve a cera de suas asas derretidas. Ícaro caiu no mar Egeu e

Dédalo chegou à ilha da Sicília. A Figura 1.1 mostra a queda de Ícaro no mar Egeu.

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Figura 1.1 – A queda de Ícaro.

1.2. Leonardo da Vinci

Da Vinci (1442-1519), sem dúvida, foi o mais criativo dos estudiosos do século XV.

Dez anos após iniciar seus estudos sobre as asas dos pássaros, Leonardo projetou seus

primeiros ornitópteros: aparelhos de asas móveis movidos por energia humana. Um de

seus desenhos mais curiosos apresenta a idéia de um helicóptero, porém ao invés das

pás o aparelho possuía uma forma aparafusada. Era como se a máquina devesse

“entrar no ar”. A Figura 1.2 mostra rabiscos dos dois aparelhos.

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(a)

(b)

Figura 1.2 – Ornitóptero (a) e Helicóptero (b) de Da Vinci

1.3. Balões

No século XVII o jesuíta italiano Francisco de Lana concluiu que o ar possuía

densidade e baseado no princípio do empuxo de Arquimedes desenhou sua idéia de

balão. Conforme é demonstrado na Figura 1.3, o barco voador de Francesco consistia

de uma cesta de vime presa por quatro esferas ocas e uma vela de pano. As esferas

eram construídas de metal leve e teriam todo o ar interno removido.

Figura 1.3 – Barco voador de Francesco de Lana

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Outro inventor que utilizou o princípio de Arquimedes foi o padre brasileiro

Bartolomeu de Gusmão, o Padre Voador. Ao observar que a fumaça subia

rapidamente, pelo fato do ar quente ser menos denso que o ar frio, Gusmão concluiu

que aprisionando o ar quente em um invólucro poderia fazer o aparelho subir. A

“Passarola” (1709) de Bartolomeu de Gusmão foi o primeiro balão a realmente voar. A

Figura 1.4 mostra o conceito da Passarola de Gusmão

Figura 1.4 – Passarola de Bartolomeu de Gusmão

Tendo feito as mesmas observações de Gusmão os irmãos Joseph e Etienne

Montgolfier, proprietários de uma fábrica de papel em Annonay, construíram em 1783

um grande balão de ar quente, o qual subiu aos céus carregando uma pessoa alojada

em um cesto de vime. A Figura 1.5 mostra o balão dos irmãos Montgolfier

Figura 1.5 – Balão de Montgolfier

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O físico francês Jacques Charles, também em 1783, foi o primeiro a utilizar um

balão de seda revestida de borracha e cheio de hidrogênio. A Figura 1.6 mostra o balão

de Charles sobrevoando Paris. O balão a hidrogênio atingiu 3000 ft.

Figura 1.6 – Balão de hidrogênio de Charles

1.4. Aerodinâmica, Controle e Propulsão

Em plena Revolução Industrial, Sir George Cayley (1773-1857), dedicou a maior

parte de sua vida ao estudo dos princípios do vôo, adotando um enfoque científico. Em

1804, Cayley inventou um molinete para poder estudar o esforço gerado em um plano

inclinado imerso num fluxo de ar. Neste mesmo ano escreveu e publicou o livro

“Tratado dos Princípios Mecânicos de Navegação Aérea”. Descobriu que a resistência

doa ar sobre um corpo aumenta na proporção do quadrado da velocidade e publicou,

em 1810, suas experiências expondo que uma maquia provida com superfícies

adequadas que fosse impelida por um motor com potencia suficiente para vencer a

resistência do ar, e que ao mesmo tempo fosse leve para uso prático, poderia voar.

Essa foi a primeira descrição de uma aeronave de asa fixa e motor a hélice.

Cayley conseguiu realizar alguns vôos controlados com modelos de planadores

providos de superfícies móveis na cauda dos aparelhos. Em 1853 projetou e construiu

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um planador em tamanho natural capaz de sustentar o peso de um homem (Figura

1.7).

Figura 1.7 – Mechanics Magazine com o planador de Cayley

As idéias e as teorias de Cayley serviram de base de estudo para muitos dos futuros

pioneiros da aviação. Durante as cinco décadas seguintes, Cayley trabalhou no seu

protótipo tempo durante o qual ele deduziu muitas das leis básicas de aerodinâmica.

Em 1853 um amigo de Cayley fez um vôo planado de curta duração em Brompton-by-

Sawdon, Inglaterra. Cayley é considerado atualmente o fundador da ciência física de

aerodinâmica.

Willian Samuel Henson continuou o trabalho de Cayley ao perceber que o principal

entrave ao vôo mecânico era a falta de um mecanismo leve e potente. Henson

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assumiu a tarefa de criar um modelo nessas condições e patenteou, em 1842, o

projeto de um avião motorizado e movido à hélice. Embora o modelo que construiu

fosse bastante semelhante aos aviões modernos (Figura 1.8) o vôo não foi bem

sucedido.

Figura 1.8 – Avião de Henson

Henson associou-se ao seu amigo John Stringfellow para continuar os estudos e

construir e experimentar novos modelos, porém não conseguiram resultados

satisfatórios. Devido aos fracassos, Henson sentiu-se desanimado e Strigfellow

continuou sozinho. Em 1848 construiu um pequeno modelo, propelido por um

pequeno motor a vapor. Este modelo foi lançado com sucesso, mas ficou pouco tempo

em vôo.

A falta de um motor com potência suficiente ainda impossibilitava o

desenvolvimento da aviação e muitos estudiosos passaram a se dedicar à pesquisa

sobre como controlar o movimento de balões com o uso de superfícies de controle e

de hélices movidas por motores.

Tais balões passaram a ser denominados dirigíveis. O engenheiro francês Henri

Guiffard, em 1852, foi o primeiro homem a combinar com êxito um motor a vapor

relativamente leve e de potência suficiente em um balão em forma de charuto (Figura

1.9) ao invés de cilíndrico. Equipado com o motor inventado pelo próprio Guiffard o

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dirigível voou por 27 km ao redor de Paris. O controle proporcionado pelo leme

permitia o desvio do balão, porém a potência do motor era insuficiente para fazer o

balão voltar ao ponto de partida.

Figura 1.9 – Dirigível de Guiffard

Embora o dirigível de Guiffard tivesse iniciado o controle direcional, o controle e a

estabilidade ainda eram desconhecidos. Por volta de 1871, Alphonse Pénaud começou

a desenvolver estudos sobre estabilidade e controle, chegando a criar modelos

propelidos a elástico.

Os irmãos Otto e Gustav Lilienthal dedicaram grande parte de sua vida ao estudo

da aviação. Foram os estudiosos mais bem sucedidos do final do século XIX,

concentrado suas pesquisas em asas fixas construíram vários modelos de planadores,

alguns biplanos e outros monoplanos como mostra a Figura 1.10. Chegaram a realizar

mais de 2000 vôos bem sucedidos com esses planadores, com distância percorrida de

até 396 m.

Ao chegar ao que achavam que fosse o limite no estudo de planadores, decidiram

então se dedicar ao estudo de motores.

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Um modelo à gasolina foi desenvolvido na França por Lenoir poucos anos antes,

porém era pesado e inseguro. Os motores a vapor ainda levavam consigo o peso das

caldeiras e então decidiram procurar modos alternativos de energia.

Adaptaram um novo motor às pontas giratórias das asas de seu aparelho tentando

realizar um vôo do tipo ornitóptero. Otto decidiu testar a aeronave como planador

antes do ensaio motorizado, perdeu o controle e feriu-se fatalmente ao cair de uma

altura de 16m.

Figura 1.10 – Planador de Lilienthal

Ainda por volta desta época alguns estudiosos tentaram construir máquinas

voadoras utilizando motores a vapor. Em 1893 o inglês Hiram Maxim construiu um

imenso biplano com um incrível motor a vapor de 360 CV e 750 kg que não conseguiu

levantar vôo e acabou destruído na primeira tentativa.

Em 1896, o americano Samuel Langley, construiu em experimentou com sucesso

um aeromodelo que voou uma distância de 800 m em um minuto e meio. O

aeromodelo foi denominado de “aeródromo”. Tentou então construir um modelo em

escala maior, que fosse capaz de levar uma pessoa de 85 kg, utilizando um motor de

50 hp. Duas tentativas frustradas aconteceram em sete de outubro e oito de dezembro

de 1903, quando o aeródromo foi lançado com um piloto por uma catapulta adaptada

a uma balsa sobre o rio Potomac. A Figura 1.11 ostra o aeródromo montado sobre a

balsa.

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Figura 1.11 – Aeródromo de Langley

Vários aeroplanos movidos por motores a vapor foram construídos por Clement

Ader. Embora ainda existam algumas dúvidas sobre o fato, afirma-se que Ader

conseguiu voar 70 m tripulando o Avion III (Figura 1.12), avião movido por dois

motores a vapor de 20 cv acionando uma hélice de quatro lâminas que foi destruído ao

toca o solo na aterrissagem.

Figura 1.12 – Avion III de Clement Ader

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Ainda no final do século XIX, o brasileiro Alberto Santos Dumont iniciou suas

experiências em dirigíveis a hidrogênio, dotados de motores à gasolina de quatro

tempos. Introduziu algumas inovações aperfeiçoando o controle longitudinal com

pesos deslizantes, conseguindo assim dominar totalmente a dirigibilidade.

Em 1901, Santos Dumont ganhou 100 mil francos ao vencer o desafio proposto

pelo empresário Henri Deustch de La Muerthe ao partir do campo de Saint Cloud,

sobrevoar o rio Sena e o Campo de Bagatelle, contornando a Torre Eiffel e retornando

ao ponto de partida em polêmicos trinta minutos. A Figura 1.13 mostra o dirigível

número 6 contornando a Torre Eiffel em 19 de janeiro de 1901.

Figura 1.13 – Santos=Dumont número 6

Nessa mesma época os irmãos Wilbur e Orville Wright, donos de uma pequena

fábrica de bicicletas, acompanhavam, dos Estados Unidos, as experiências dos irmãos

Lilienthal.

Quando a notícia da morte de Otto chegou aos Estados Unidos, os Wright

decidiram dedicar mais tempo e dinheiro à sua paixão pela aeronáutica. Estudaram as

experiências de outros pesquisadores que haviam tentado resolver os mistérios do vôo

e esperaram quatro anos para iniciar qualquer trabalho prático.

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Sabiam que a dificuldade não estava em construir um planador que fosse capaz de

fazer um vôo reto, mas sim em encontrar alguma maneira de controlá-lo em vôo.

A técnica de controle dos planadores de Lilienthal era o desvio do centro de

gravidade do aparelho pela movimentação do corpo do piloto.

A primeira tentativa de resolver o problema do controle foi a colocação de uma

superfície móvel à frente de um aparelho que fora inspirado nos planadores dos

Lilienthal. Fizeram vários experimentos com esse planador em 1901, porém o controle

não se mostrou completamente eficaz.

Voltaram a estudar e realizaram experimentos com vários modelos de asas em um

pequeno túnel aerodinâmico, talvez o primeiro a ser construído. Construíram e

voaram um novo planador em 1902 obtendo total controlabilidade do aparelho.

Como o passo seguinte seria a colocação de um sistema propulsor, desenvolveram

um motor e hélices. Construíram um aparelho baseado em seus bem sucedidos

planadores.

O aparelho pesava 340 kg, o que o tornava muito pesado para decolar por meios

próprios. Então decidiram usar um sistema de catapulta. Em 17 de dezembro de 1903

realizaram quatro vôos, tendo alcançado a distância de 193 m em 59 segundos sob o

testemunho de cinco pessoas. A aeronave Flyer construída pelos irmãos Wright é

mostrada na Figura 1.14

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Figura 1.14 – Flyer dos Irmãos Wright

Os bem sucedidos experimentos com dirigíveis estimularam Santos Dumont a

dedicar-se ao “mais pesado que o ar”. O primeiro aparelho construído em 1903 não

obteve sucesso em levantar vôo.

Em 1906 Dumont fez várias alterações em sua máquina, acrescentando um motor

mais potente ao estranho biplano de cauda na proa.

Em 13 de setembro de 1906, o avião 14-Bis levantou vôo no campo de Bagatelle e

voou cerca de oito metros. Em 23 de outubro do mesmo ano o 14-Bis percorreu uma

distância de 220 m em 12 s a uma altura de 6 m do solo. Esse vôo foi testemunhado

por uma comissão técnica do L’Aéro-Club de France, sendo considerado o primeiro vôo

oficial de uma aeronave mais pesada que o ar que decolava por recursos próprios. A

Figura 1.15 mostra o 14-Bis fazendo seu vôo oficial sobre o Campo de Bagatelle em

1906.

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15

Figura 1.15 – 14-Bis de Santos=Dumont

Embora se tenha criado a polêmica sobre a realização do primeiro vôo, os

primeiros vôos oficiais dos irmãos Wright só ocorreram em 1908. Até então suas

tentativas só haviam sido presenciadas por testemunhas ocasionais e com pouca

repercussão. O segundo argumento contra os Wright é que o Flyer não decolou por

meios próprios.

Apesar da polêmica criada, a partir de 28 de outubro de 1906 o avião deixava de

ser um sonho impossível e passava a ser encarado como uma realidade factual.

Desde então começaram a surgir interesses em toda a parte em torno das

possibilidades civis e militares das novas máquinas. Começaram a se formar grandes

empresas e institutos de pesquisa, inúmeros trabalhos começaram a ser feitos e a

ciência aeronáutica passou a se desenvolver de maneira muito rápida.

O advento das duas grandes guerras mundiais e o início do transporte

internacional em larga escala proporcionou o desenvolvimento de aeronaves cada vez

maiores e mais velozes.

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Referências

Homero Souza (1991) Fundamentos de Aeronáutica, Embraer, 287p, São José dos

Campos, 1991.

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Capítulo 02 - Introdução

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2. Introdução às Aeronaves

2.1. Conceitos

2.1.1. Dimensões

As principais dimensões da aeronave são: o comprimento, a altura e a

envergadura.

O comprimento é a distância entre a parte mais posterior e a parte mais anterior

da aeronave.

A altura é a distância entre o solo e a parte mais alta da aeronave.

A envergadura é a distância entre as pontas de asa. Para os helicópteros a

envergadura é a distância entre o centro do rotor e a ponta da pá.

Figura 2.1 – Principais dimensões do avião (EMBRAER KC 390)

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18

2.1.2. Partes

As principais partes das aeronaves são mostradas na Figura 2.2 e na Figura 2.3

Figura 2.2 – Partes principais do avião (EMBRAER CBA-123)

Figura 2.3 – Partes principais do helicóptero (Bell UH-1H)

asa

fuselagem

Trem de pouso

Grupo

motopropulsor

Empenagens

fuselagem

rotor principal

rotor de

cauda

Trem de pouso

empenagens

cauda

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19

2.1.3. Movimentos

A aeronave tem liberdade de girar em três eixos e realizar combinação de

movimento entre eles.

O eixo longitudinal é um eixo imaginário que se estende desde o nariz até a cauda

do avião. O movimento que realiza o avião ao redor deste eixo é denominado

rolamento ou giro.

As superfícies de comando do rolamento são os ailerons. Ao girar o manche se

produz a deflexão diferencial dos ailerons: ao tempo que o aileron de uma das asas

sobe, o aileron da outra asa baixa, sendo o ângulo de deflexão proporcional ao grau de

rotação das hastes do manche.

O aileron que tenha sido flexionado para baixo, produz um aumento de

sustentação em sua asa correspondente, provocando a ascensão da mesma, enquanto

o aileron que é flexionado para cima, produz em sua asa uma diminuição de

sustentação, motivando a descida da mesma.

O piloto, em caso de querer inclinar-se até a esquerda, girará o manche até a

esquerda, fazendo o aileron direito descer elevando assim a asa direita, e

simultaneamente, o aileron esquerdo se flexionaria para cima produzindo uma perda

da sustentação na asa esquerda e portanto sua descida.

O eixo lateral ou transversal é um eixo imaginário que se estende de ponta a ponta

das asas do avião. O movimento que realiza o avião ao redor deste eixo se denomina

inclinação ou arfagem.

O piloto, a partir da cabine de comando é capaz de modificar a orientação em

relação a este eixo através do profundor.

Ao puxar para trás o manche (até o piloto) se produz uma elevação do nariz do

avião, e ao empurrá-lo a frente se produz um abaixamento do nariz do avião.

O eixo vertical é um eixo imaginário que, passando pelo centro de gravidade do

avião, é perpendicular aos eixos transversal e longitudinal. Este eixo é perpendicular ao

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eixo de inclinação e ao de rolamento, está contido em um plano que passa pelo nariz e

a cauda do aparelho e que normalmente divide este em duas partes simétricas). O

movimento que realiza o avião ao redor deste eixo se denomina guinada.

A superfície de comando da guinada é o leme de cauda ou leme de direção. O

controle sobre o leme de direção é realizado mediante os pedais. Para conseguir um

movimento de guinada para a direita, o piloto pressiona o pedal direito, gerando assim

uma deflexão da superfície do leme de direção para a direita. Ao oferecer mais

resistência ao avanço por este lado, o aparelho tende a retardar o movimento de sua

parte direita e avançar a parte esquerda e por tratar-se de uma estrutura rígida o

resultado é um giro à direita sobre o eixo vertical mencionado

Figura 2.4 – Eixos de rotação do avião (Embraer AEW&C)

O movimento em torno do eixo vertical nos helicópteros é realizado pelo rotor de

cauda, enquanto que os outros são realizados pelo rotor principal.

longitudinal

transversal

vertical

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2.2. Configurações de Fuselagem

A fuselagem é a parte fundamental da estrutura da aeronave. É onde estão

alojados os tripulantes passageiros e carga, além de conter os sistemas da aeronave e

eventualmente o trem de pouso e o grupo motopropulsor. Na fuselagem dos aviões

estão fixadas as asas e as empenagens, portanto a fuselagem suporta todos os

esforços de tração, compressão, flexão e torção geradas pelas cargas atuantes nessas

superfícies.

A fuselagem deve promover o maior espaço possível para transporte de carga

paga. Portanto a fuselagem deve apresentar grandes espaços internos em relação ao

seu tamanho e é projetada para atender este requisito de espaço e os requisitos de

missão da aeronave. Fuselagens projetadas para grandes cargas são mostradas na

Figura 2.5 e Figura 2.6

Figura 2.5 – Fuselagem (Airbus A300 – 608ST Beluga)

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Figura 2.6 – Fuselagem (Chinook HC3)

Além da função de carga, a fuselagem deve suportar a instalação de grande parte

dos sistemas da aeronave, instrumentos e em alguns casos os motores, trens de

pouso, armamentos, etc.

A estrutura da fuselagem deve ainda suportar aos esforços de tração gerados pela

pressurização da aeronave.

A fuselagem de estrutura tubular é montada como uma estrutura treliçada de

tubos de liga, que são revestidos com chapas ou telas. A estrutura treliçada deve

suportar todos os esforços produzidos durante o vôo sendo que o revestimento não

contribui para a rigidez da aeronave. O revestimento é chamado de “revestimento

não-trabalhante”.

Este tipo de estrutura é mais barato e de construção mais fácil, porém possui baixa

relação resistência/peso e é utilizada principalmente em pequenas aeronaves

esportivas, utilitários e ultra-leves.

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Figura 2.7 – Estrutura tubular

A estrutura monocoque é utilizada na maioria das aeronaves de pequeno porte e é

classificada como sendo de revestimento trabalhante. Todas as tensões são resistidas

pelas chapas de revestimento. A forma da fuselagem é dada pela presença das

cavernas.

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Figura 2.8 – Avião com estrutura monocoque (Sukhoi Su-29)

Este tipo de construção é mais complicada que a tubular, porém além de possuir

uma boa relação resistência/peso é mais eficiente aerodinamicamente.

A estrutura semi-monocoque é semelhante à monocoque porém a presença de

longarinas aumenta sua resistência.

Figura 2.9 – Avião com estrutura semi-monocoque (North American Mustang P-51)

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2.3. Configurações de Trem de Pouso

2.3.1. Introdução

O trem de pouso tem a função de sustentar a aeronave em solo e possibilitar a

locomoção desta na pista.

(a)

(b)

Figura 2.10 – Trem de pouso: (a) Antonov 225 (b) Airbus A380

2.3.2. Classificação

Os trens de pouso pra operação em solo podem ser classificados em três tipos:

O trem de pouso convencional possui os trens principais localizados a frente do

centro de gravidade do avião e uma pequena roda (bequilha) na parte traseira da

fuselagem.

Os trens de pouso principais são aqueles que suportam a maior parte do peso da

aeronave e o maior esforço do impacto do avião no pouso. A bequilha tem a função de

servir de apoio e promover o controle dimensional sobre o solo. A Figura 2.11 mostra

uma aeronave com trem de pouso convencional.

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Figura 2.11 – Avião com trem de pouso convencional (De Havilland DHC-3T)

O trem de pouso triciclo possui as pernas dos trens principais atrás do CG do avião

e uma perna auxiliar localizado no nariz da aeronave. O trem auxiliar tem as mesmas

funções da bequilha. A Figura 2.12 mostra uma aeronave com trem de pouso tipo

triciclo.

Figura 2.12 – Avião com trem de pouso triciclo (EMB 314 - ALX)

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O trem de pouso biciclo possui uma perna do trem principal atrás e outra a frente

do CG. Esta configuração exige a presença de pequenas pernas nas asas para permitir a

estabilidade lateral da aeronave em solo.

Figura 2.13 – Avião com trem de pouso biciclo (McDonnell Douglas – Harrier AV8)

Para pouso na água podem ser utilizados flutuadores ao invés de rodas como é

demonstrado na Figura 2.14

Figura 2.14 – Avião com flutuadores (Cessna C182 Seaplane)

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Aeronaves anfíbias podem pousar e decolar tanto na água quanto em solo. A

Figura 2.15 mostra um avião anfíbio.

Figura 2.15 – Avião anfíbio (Beriev - Albatross A42 Mermaid)

Para pouso e decolagem na neve os trens são adaptados com esquis, como é

demonstrado na Figura 2.16.

Figura 2.16 – Avião com esquis (Bellanca Citagria 7GCBC)

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Da mesma maneira que os aviões, os helicópteros possuem trem de pouso que

pode ser do tipo triciclo ou esqui.

Figura 2.17 – Helicóptero com trem de pouso triciclo (Agusta Westland AW139)

Figura 2.18 – Helicóptero com trem de pouso de esqui (Helibras AS350 B2 Esquilo)

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Aviões de pequeno porte apresentam trens de pouso fixo, isto é, que permanecem

baixados tanto em solo quanto em vôo. A estrutura mais simples é a de molas.

2.3.3. Tipos

O trem de pouso do tipo fixo é utilizado em aviões de pequeno porte. Nesta

configuração o trem permanece abaixado tanto em solo como em vôo. O

amortecimento do impacto da aeronave no solo pode ser tanto por bolas de aço

quanto por amortecedores de borracha. Embora o amortecimento deste impacto seja

bastante eficiente, a aeronave apresenta tendência a saltar se o pouso não for

realizado com suavidade.

Figura 2.19 – Avião com trem de pouso fixo (Embraer Ipanema)

Os trens do tipo móvel são recolhidos à estrutura da aeronave quando esta está

em vôo. O recolhimento da estrutura do trem de pouso evita o arrasto provocado pelo

fluxo de ar incidente. A desvantagem deste tipo de configuração é o aumento de peso

provocado pela presença do mecanismo de recolhimento.

O trem de pouso retrátil recolhe as pernas na estrutura do avião, porem permite

que as rodas, ou parte delas estejam visíveis.

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Figura 2.20 – Avião com trem de pouso retrátil (Embraer Phenom 300)

O trem de pouso escamoteável recolhe toda a estrutura, não deixando as pernas

ou as rodas à vista. A estrutura fica totalmente isolada do vento relativo, portanto é a

configuração que possui menor arrasto.

Figura 2.21 – Avião com trem de pouso escamoteável (Embraer EMB 120- Brasília)

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2.4. Configurações de Asa

2.4.1. Introdução

As asas são responsáveis pela sustentação da aeronave. A asa possui uma estrutura

cuja seção transversal é um perfil aerodinâmico capaz de gerar a força de sustentação

necessária para vencer o peso da aeronave. Da mesma forma que a fuselagem, a asa

pode ter um revestimento trabalhante ou um revestimento de tecido envernizado

recobrindo uma estrutura interna de madeira ou alumínio.

Na sua estrutura a asa é constituída pelas nervuras, que são os perfis responsáveis

pela forma aerodinâmica da seção da asa, e pelas longarinas, que são responsáveis por

manter as nervuras nas suas respectivas posições ao longo da envergadura e são

responsáveis pela resistência à flexão da asa.

Enquanto nos aviões a asa é considerada fixa, nos helicópteros as pás são

consideradas asas rotativas.

Além da função original de produzir sustentação, nos aviões as asas geralmente

alojam em seu interior os tanques de combustível, instalações elétricas, motores e

trem de pouso. As cargas externas das asas são os armamentos e os tanques externos.

2.4.2. Classificação quanto à posição e número de asas fixas

As asas fixas podem ser classificadas conforme a sua posição em relação à

fuselagem da aeronave como asa baixa, asa média e asa alta. Conforme o

engastamento que apresentam na fuselagem são classificadas como cantilever e semi-

cantilever.

A asa totalmente engastada na fuselagem é a asa tipo cantilever, sem a

necessidade de estruturas externas. Este tipo de engastamento apresenta menor

arrasto, porém necessita de uma estrutura mais rígida, pois precisa absorver

integralmente as forças de flexão da asa.

Se a asa está apoiada na fuselagem com o auxílio de estruturas externas

(montantes), a configuração é chamada de semi-cantilever. A vantagem deste tipo de

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configuração é que os esforços de flexão não são transmitidos à fuselagem

proporcionando uma estrutura mais leve. Porém a presença dos montantes gera mais

arrasto na aeronave.

Na configuração de asa baixa, a asa passa por baixo da fuselagem. É a configuração

mais usual e tem a vantagem de resultar em uma estrutura mais leve.

Figura 2.22 – Avião asa baixa cantilever (Embraer Phenom 300)

Na configuração de asa média, a estrutura da asa atravessa a fuselagem do avião.

Não é uma aplicação aplicável aos modelos para transporte de passageiros porque as

longarinas atravessam o interior da cabine inviabilizando a movimentação de pessoas.

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Figura 2.23 – Avião asa média cantilever (Lockheed P-2H Neptune)

A configuração de asa alta é mais utilizada por aeronaves de transporte de carga. A

asa passando por cima da fuselagem facilita o transporte de carga para o seu interior.

Esse tipo de configuração apresenta maior peso da estrutura da fuselagem.

Figura 2.24 – Avião asa alta cantilever (Antonov 225 - Mryia)

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Figura 2.25 – Avião asa alta semi-cantilever (Cessna 182 Skylane)

Na configuração pára-sol a asa fica posicionada acima da fuselagem. Um montante

une a asa à fuselagem. Essa configuração é bastante utilizada por hidroaviões por

conseguir manter uma grande altura dos motores em relação ao nível de água.

Figura 2.26 – Avião asa pára-sol (Consolidated PBY Catalina)

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Se a hélice da aeronave fica muito próxima ao solo, a utilização da configuração

asa de gaivota é uma solução. Os motores são afastados do solo por uma mudança de

diedro na região próxima à raiz da asa.

Figura 2.27 – Avião asa gaivota (North American B-25 Mitchell Barbie III)

A solução asa de gaivota invertida foi criada para o projeto do Vought F4U Corsair

para permitir que as pernas do trem de pouso fossem reduzidas. O Corsair possuía a

maior hélice que já equipou um avião monomotor.

Figura 2.28 – Avião asa gaivota invertida (Vought F4U Corsair)

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A configuração biplana foi largamente utilizada até a década de 30. A estrutura

mais rígida leve, formada pelas asas pelos montantes e cabos (estais) é também

conhecida por estrutura hubanada. A desvantagem desta configuração é a

interferência aerodinâmica entre as asas.

A utilização de duas asas permite a construção de aeronaves com envergadura

menor, onde a sustentação é dividida entre as duas asas e a taxa de rotação em torno

do eixo longitudinal é melhorada. Por essas razões, aeronaves acrobáticas como o

Christen Eagle e o Pitts utilizam essa configuração.

Quando a asa superior é posicionada mais a frente que a asa inferior diz-se que o

stagger é positivo. Se a asa superior está mais recuada o stagger é negativo.

Se o ângulo de incidência da asa superior é maior que o da asa inferior então se diz

que a aeronave possui decalagem positiva. Se o ângulo de incidência da asa superior é

menor que o da asa inferior então se diz que a decalagem é negativa.

Figura 2.29 – Avião asa biplana (Christen Eagle)

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Aeronaves com três asas (triplanos) também foram utilizadas no início do século

XX. Os modelos mais famosos a utilizar essa configuração foram o Fokker DR.I, avião

operado pelo Barão Vermelho (Manfred Von Richthofen), e o Sopwith Camel, avião

que o abateu.

(a)

(b)

Figura 2.30 – Avião asa triplana Fokker Dr.I (a) Sopwith Camel (b)

2.4.3. Classificação quanto ao formato de asas fixas

Para minimizar o arrasto induzido, a distribuição de sustentação na asa deve ser

ajustada de maneira que seja elíptica. A solução de asa elíptica foi utilizada com

grande sucesso no projeto do caça Spitfire, durante a 2ª Guerra Mundial.

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Figura 2.31 – Avião asa elíptica (Supermarine Spitfire)

A construção de asas elípticas possui alta complexidade e custo elevado. A

construção de asa retangular é mais simples e mais barata. Por esse motivo é a mais

utilizada em aviação geral.

Figura 2.32 – Avião asa retangular (Fairchild AU23A Peacemaker)

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Apesar das vantagens na construção da asa retangular, a distribuição de

sustentação se afasta bastante da elíptica. Uma solução intermediária é conseguida

pela construção de uma asa no formato trapezoidal.

Figura 2.33 – Avião asa trapezoidal (Embraer EMB 312 – Tucano)

A utilização de enflechamento nas asas é reduzir os efeitos de compressibilidade

em altas velocidades subsônica.

Figura 2.34 – Avião com enflechamento positivo (Mikoyan-Gurevich MiG-15)

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Figura 2.35 – Avião com enflechamento negativo (Grumman X-29)

Figura 2.36 – Avião com enflechamento variável (Grumman F-14 Tomcat)

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Figura 2.37 – Avião com asa em delta (Avro Vulcan)

O ângulo de diedro é implementado para ajustar a estabilidade latero-direcional da

aeronave.

Figura 2.38 – Avião com asa em diedro positivo (North American P51 Mustang)

Os efeitos da utilização de enflechamento e diedro serão estudados na seção

detalhada sobre asas.

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Figura 2.39 – Avião com asa em diedro negativo (McDonnell Douglas – Harrier AV8)

2.4.4. Configurações de rotores de aeronaves de asas Rotativas

Os helicópteros são classificados pelas suas configurações em cinco tipos.

O rotor simples ou convencional tem a vantagem de ser relativamente simples.

Seus componentes principais são: rotor principal, sistema de controles, sistema de

acionamento, comandos e rotor de cauda. O acionamento do rotor de cauda consome

em torno de 8% a 10% da potência do motor em vôo pairado e de 3% a 4% no vôo a

frente. A simplicidade da configuração e a economia em peso são as maiores

vantagens. A desvantagem é o perigo de acidente com o rotor de cauda.

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Figura 2.40 – Helicóptero com rotor convencional (Robinson R66)

A vantagem do helicóptero de rotores lado a lado é que o efeito de deslocamento

lateral dos rotores gera redução da potência necessária para produzir sustentação e

deslocamento à frente. Além de ser mais complexa, esta configuração possui maior

peso e maior arrasto.

Figura 2.41 – Helicóptero com rotores laterais (Kaman HH43-Huskie)

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Nos aparelhos que utilizam rotores contra-rotativos e coaxiais o torque na

fuselagem é anulado pelo giro contrário entre os dois rotores. Os rotores não precisam

ter o mesmo diâmetro e nem a mesma velocidade, porém devem produzir o mesmo

torque.

As desvantagens desta configuração são: cabeças dos rotores e controles mais

complexos e peso significantemente maior dos componentes.

Figura 2.42 – Helicóptero com rotor contra-rotativo (Kamov KA50)

O rotor a jato seria a solução mais simples para o problema de geração de torque

na fuselagem.

Não possui unidade anti-torque e as pás são acionadas por jatos instalados em suas

pontas. A grande vantagem é a simplicidade, porém possui alto consumo específico de

combustível em relação às configurações tradicionais além do fato de depender do

desenvolvimento de motores a jato específicos para essa utilização.

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Figura 2.43 – Helicóptero com jatos na ponta do rotor (McDonnell XH-20)

A principal vantagem da configuração de rotores em tandem é a possibilidade de se ter

uma grande área disponível para a fuselagem, aliada a uma grande possibilidade de variação

do posicionamento do centro de gravidade do aparelho. A carga pode ser distribuída no

aparelho entre os dois rotores.

As desvantagens são: complexidade do sistema e baixa eficiência de sustentação no vôo a

frente.

Os rotores trabalham de maneira independente e esta configuração permite variações

entre os diâmetros dos rotores.

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Figura 2.44 – Helicóptero com rotores em tandem (Boeing CH-46 Sea Knight)

O Tiltrotor Osprey V22 é uma configuração projetada para combinar as

funcionalidades de um helicóptero e de um avião turbopropelido.

Figura 2.45 – Tiltrotor (Osprey V22)

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2.5. Configurações de Cauda

2.5.1. Introdução

A cauda é constituída por duas superfícies aerodinâmicas menores que as asas

conhecidas como empenagens. A empenagem vertical é constituída pela deriva (parte

fixa) e pelo leme de direção (parte móvel). A empenagem horizontal é formada pelo

estabilizador (parte fixa) e profundor (parte móvel).

As empenagens têm a função de ajuste, estabilização e controle. Nos aviões os

movimentos de arfagem e guinada são comandados pelas empenagens.

Nos helicópteros a cauda comanda o movimento em torno do eixo vertical.

2.5.2. Configurações entre Asa e Empenagem

A configuração convencional é utilizada pela grande maioria das aeronaves em

operação. Neste tipo de configuração a asa é posicionada à frente das empenagens.

Uma configuração diferente, que mostra uma pequena superfície à frente da asa

principal que é denominada canard. Essa superfície pode ser utilizada tanto para

controle de arfagem quanto para geração de sustentação.

Figura 2.46 – Configuração com Canard de controle (VariEze)

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Na configuração de três asas um carnard de sustentação é adicionado para gerar

auxiliar a asa principal, porém mantendo-se a cauda tradicional.

Figura 2.47 – Configuração Três Asas (Piaggio Avanti P180)

Aumentando-se a envergadura do canard de maneira que a sustentação gerada

por essa superfície seja praticamente igual à gerada pela asa principal tem-se a

configuração em tandem.

Figura 2.48 – Configuração Tandem (Scaled Composites Proteus)

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Uma solução para reduzir tanto o peso quanto o arrasto é a retirada total da

empenagem vertical. A eliminação da deriva resulta na configuração asa voadora.

Figura 2.49 – Configuração Asa Voadora (Northrop-Crumman B2 Spirit)

2.5.3. Tipos de Cauda em Aeronaves de Asa Fixa

Cauda Convencional. É utilizada na grande maioria dos projetos de aeronave.

Nesta configuração a empenagem horizontal é localizada na base da deriva. Como a

deriva na suporta o peso do estabilizador, a estrutura desta configuração é mais leve.

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Figura 2.50 – Cauda Convencional (AirBus A340)

Cauda em T. Também largamente utilizada é mais pesada que a convencional

devido à necessidade de se reforçar a empenagem vertical. Tem as vantagens de ter

leme direcional mais eficiente e de permitir a instalação de propulsores na sua parte

inferior. Por possuir um efeito semelhante ao do endplate na ponta da asa que a

empenagem vertical seja menor. Mesmo com a redução do tamanho da deriva, esta

estrutura ainda é mais pesada que a convencional.

Figura 2.51 – Cauda em T (Embraer Legacy 650)

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Cauda Cruciforme. É uma configuração intermediária entre as duas primeiras.

Como a Cauda em T também permite a instalação de propulsores na sua parte inferior

e evitam interferências dos gases de exaustão na empenagem horizontal. Têm a

vantagem de permitir um menor aumento de peso. Não possui o mesmo efeito de

endplate que a anterior.

Figura 2.52 – Cauda Cruciforme (Grumman P16 Tracker)

Cauda em V. Nesta configuração as superfícies das empenagens são combinadas

em apenas duas superfícies em forma de um “V”. A fusão entre as palavras rudder

(leme) e elevator (profundor) as empenagens dessa configuração são chamadas de

ruddervators. Há redução no arrasto da aeronave, porém exige um sistema de

comandos mais complexo.

Figura 2.53 – Cauda em T (Aérospatiale Fouga Magister)

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Cauda em Y. É bastante parecida com a Cauda em V e têm o ângulo de diedro

reduzido. A terceira superfície contém o Leme enquanto o V só possuem controle de

arfagem . Este arranjo evita a complexidade dos Ruddervators enquanto reduzem o

arrasto induzido em relação à Convencional. Também já foram utilizados Y Invertidos

com a finalidade de tirar a superfície horizontal do rastro das asas em altos ângulos de

ataque.

Figura 2.54 – Cauda em Y (NASA Ikhana)

Figura 2.55 – Cauda em Y Invertido (McDonell Douglas F-4 Phantom)

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Cauda em V Invertido. A Cauda em V Invertido evita o problema de Rolagem-

Glissagem negativa e ainda cria uma Rolagem- Glissagem positiva. O V invertido ainda

reduz tendências de parafuso, porem cria dificuldades de pouso.

Figura 2.56 – Cauda em V invertido (NASA Predator)

Cauda em H. Usada para posicionar as empenagens verticais em uma área de

menor distúrbio do fluxo de ar em altos ângulos de ataque ou para manter os lemes na

direção do fluxo em aviões multimotores para aumentar o controle com motores

desligados. É mais pesado que a convencional, mas também possui efeito de endplate,

permitindo uma menor área da empenagem horizontal. Outra vantagem é que o

tamanho da empenagem vertical é dividido entre as duas derivas posicionadas nas

extremidades do estabilizador, reduzindo-se a altura da aeronave.

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Figura 2.57 – Cauda em H (Fairchild A10 Thunderbolt)

Cauda Dupla. Podem manter os Lemes fora da linha de centro do avião, que

eventualmente poderiam estar anulados pela Asa ou pela Fuselagem frontal em altos

ângulos de ataque. Também são utilizadas para reduzir o peso em relação à

Convencional. Apesar de reduzir a área se mostram mais efetivas;

Figura 2.58 – Cauda Dupla (Grumman F-14 TomCat)

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Cauda Tripla. Usada para diminuir o peso da cauda e para permitir que certos

aviões caibam em hangares existentes;

Figura 2.59 – Cauda Tripla (Lockheed Constellation)

A cauda bifurcada é formada por duas lanças unidas pela empenagem horizontal.

Figura 2.60 – Configuração Cauda Bifurcada (Lockheed P38- Lightning)

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Cauda em Anel. Inicialmente projetada para atender todas as contribuições das

outras Caudas com um aerofólio em forma de anel. Conceitualmente aprovada

mostrou-se ineficiente em condições práticas.

Figura 2.61 – Cauda em Anel (Miller JM-2)

2.5.4. Tipos de Cauda em Aeronaves de Asa Rotativa

A cauda convencional é constituída pelo cone de cauda e pelo rotor de cauda. além

de contribuir com o aumento do ruído esse tipo de configuração apresenta riscos de

acidente pois o rotor de cauda não é protegido.

Figura 2.62 – Cauda Convencional (Bell 204)

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Na configuração fenestron ou fantail o rotor de cauda é enclausurado em uma

carenagem. Esta configuração permite redução de ruído e diminui o risco de acidentes.

Figura 2.63 – Cauda Fenestron (Eurocopter HH-65 Dolphin)

NOTAR é a o acrônimo para no tail rotor. Essa configuração usa tanto o fluxo de ar

das pás quanto um fluxo criado por um ventilador no cone de cauda para poder

estabilizar anular o torque na fuselagem.

Figura 2.64 – Cauda NOTAR (MD250)

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2.6. Configurações de Motores

2.6.1. Introdução

Os motores são utilizados para gerar a força de propulsão da aeronave.

2.6.2. Classificação Quanto ao Tipo de Motor

Nas décadas de grande uso dos motores a pistão para propulsão aeronáutica,

basicamente dois conceitos se sobressaiam, os motores com cilindros dispostos em V e

os motores radiais. Como exemplo de motor em V podemos citar o Allison V-1710 com

1250 hp (Figura 1.4), utilizado nas aeronaves P-39 Airacobra durante a segunda guerra

mundial. Nesse tipo de motor a refrigeração é por circulação de líquido exigindo

pesados radiadores, mas com a vantagem de acomodar vários cilindros em linha.

Outra vantagem é a possibilidade de colocação do motor atrás da cabina do piloto,

liberando a parte frontal da aeronave militar para armamentos.

(a)

(b)

Figura 2.65 – Motor a Pistão em V North American Mustang P-51(a) e radial Vough

F4U Corsair.

Nos motores turbojato o excesso de pressão na saída da turbina é encaminhado ao

bocal de exaustão onde ganha energia cinética produzindo tração. É uma turbina a gás

na qual não há excesso de potência no eixo da turbina. A potência no eixo da turbina é

somente aquela necessária para acionar o compressor e vencer os atritos internos da

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máquina. A energia disponível nos gases de exaustão é então convertida em energia

cinética do jato.

Figura 2.66 – Turbojato (Aerospatiale BAC Concorde)

O motor turbofan é utilizado pela maioria das aeronaves comerciais. Possui um

conjunto de pás envolvidas por uma carenagem, conhecido como fan, na região

posterior ao compressor. Grande parte do fluxo de ar é desviada da entrada do

compressor e direcionada para a parte externa do motor. Esse mecanismo gera maior

tração a baixas rotações, além de contribuir para a redução de ruído.

Figura 2.67 – Turbofan (Embraer Lineage 1000)

Os motores turbohélice são utilizados em aeronaves de pequeno porte e,

comparados aos turbojatos, possuem melhor eficiência de propulsão em velocidades

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inferiores a 500 nós (926 km/h). Assim como o turbojato e o turbofan, consiste de uma

turbina a gás, porém há uma caixa de redução de velocidade na ponta do eixo que

aciona uma hélice.

Figura 2.68 – Turbohélice (Pilatus PC6)

O Ramjet é um motor aerotérmico de reação direta e sem peças móveis. Seu

funcionamento é continuo, sendo baseado no efeito de pressão dinâmica (ram effect)

para aumentar a pressão do ar. É basicamente um duto com um difusor na sua

entrada, uma câmara de combustão na região central e uma tubeira na saída.

Figura 2.69 – Ramjet (Lockheed SR 71 - Blackbird)

Os motores prop-fan foram pesquisados na década de oitenta como uma solução

para o problema da crise do petróleo. É um turbofan modificado, onde o fan não é

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carenado. Também são conhecidos como motores de ultra-high by-pass. Pretende-se

que tenham desempenho de turbofan com consumo de turbo-hélice

Figura 2.70 – prop-fan (Antonov AN-70)

2.6.3. Classificação Quanto ao Número de Motores

Os aviões monomotores possuem apenas um motor e são utilizadas em aviação

geral, instrução e competições. Não são permitidos vôos comerciais com aviões

monomotores são geralmente impelidos por hélices, com motor dianteiro, sendo que

os monomotores que utilizam motores a reação são geralmente aeronaves de

combate e possuem seus motores localizados na parte traseira da aeronave.

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Figura 2.71 – Monomotor a pistão (Cessna 162 Skycatcher)

Os aviões com dois motores, bimotores, são os mais utilizados na aviação

comercial. Nas aeronaves a hélice os motores estão normalmente localizados na asa.

As aeronaves a reação normalmente têm os motores localizados sob a asa ou na

fuselagem traseira.

Os motores suspensos sob as asas têm a vantagem de facilitar o acesso de

manutenção e o peso do motor ainda contrabalança a força de sustentação na asa,

reduzindo a necessidade de reforços estruturais na raiz da asa. Porém esse tipo de

localização facilita a entrada de detritos presentes na pista e influenciam o

escoamento do ar sobre as asas.

Os motores fixos à fuselagem traseira têm a vantagem de permitir que a asa tenha

grande limpeza aerodinâmica e produzir menor ruído na cabine dos passageiros.

Entre as desvantagens desta configuração estão os reforços necessários nas raízes

das asas e na fuselagem traseira. Esta configuração ainda requer a utilização de caudas

em “T”, carregando para a aeronave as desvantagens inerentes a essa configuração de

cauda.

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Aeronaves bimotoras de uso militar têm seus motores localizados internamente na

parte traseira da fuselagem.

Figura 2.72 – Turbojato Bi-Motor (Northrop F-5 Tiger)

A necessidade de tração para grandes aeronaves como o Boeing 727, McDonnell-

Douglas DC-3 e MD-11 entre outras, não poderia ser suprida por apenas dois motores

à época de projeto. A solução foi a utilização de três motores, criando-se a

configuração trimotor.

Figura 2.73 – Turbojato tri-motor (McDonnell Douglas MD-11)

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Os aviões quadrimotores são utilizados normalmente para transporte comercial de

grande porte e aviões de carga.

Normalmente os motores são instalados sob as asas, sendo que em aeronaves

mais antigas utilizassem pares de motores fixos na fuselagem traseira.

Figura 2.74 – Turbofan quadrimotor (Boeing 747)

O bombardeiro B-52 Stratofortress possui quatro pares de motores Pratt &

Whitney e pertence à categoria de aviões multimotores.

Figura 2.75 – Aeronave com oito motores turbojato. (Boeing B-52 Stratofortress)

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Referências

Andrade, D. Fundamentos da Engenharia Aeronáutica. Notas de aula.

Homero, Souza (1991) Fundamentos de Aeronáutica, Embraer, 287p, São José dos

Campos, 1991.

Joffily, K. Aerodinâmica do Helicóptero, Teoria de Vôo e Conhecimentos Técnicos.

(2000). Curitiba.

Menezes, Luiz Pradines de (2004), Fundamentos da Teoria de Voo, Edições

Inteligentes, São Paulo.

Raymer., D. P., Aircraft Design: A conceptual Approach, AIAA Educations Series,

1991.

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Capítulo 03 - Motores

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3. Motores Aeronáuticos

3.1. Propulsão

Uma vez que a sustentação vence o peso da aeronave e depende da velocidade

relativa da superfície de sustentação no meio, a força de propulsão deve vencer a força

de arrasto da aeronave para que a aeronave possa manter sua velocidade e altitude.

A tração é criada pelo grupo motopropulsor, o qual pode ser constituído por um

motor a pistão ou uma turbina, que pode acionar uma hélice, um fan, um rotor e até

mesmo gerar tração pela energia contida no fluxo de saída do escapamento.

Neste capítulo os sistemas de propulsão serão abordados de forma introdutória.

3.2. Ação e reação

A propulsão da aeronave é baseada na terceira lei de Newton. A terceira lei diz que

para toda ação há uma reação de mesma intensidade e direção porém em sentido

oposto ao da força exercida.

O sistema propulsivo da aeronave exerce uma força sobre o ar e

consequentemente recebe a força de reação do meio gerando empuxo.

Quantitativamente, o empuxo é igual à taxa temporal de mudança da quantidade

de movimento do fluido.

3.3. Motores a Pistão

A primeira forma de propulsão aeronáutica foi o motor a pistão. O auge da

utilização dos motores a pistão foi na época da segunda guerra, no entanto com o

surgimento dos motores a jato a utilização dos motores a pistão perdeu espaço tanto

na aviação civil quanto na militar. Hoje sua aplicação é restrita às aeronaves de

pequeno porte e agrícolas.

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Também conhecido como motor alternativo, por causa do tipo de movimento do

pistão, esse tipo de motor é muito parecido com os motores automotivos, inclusive em

relação ao princípio de funcionamento.

Embora já se tenham sido utilizados motores alternativos com ciclo de dois tempos

e ciclo Diesel, o ciclo Otto de quatro tempos é o mais utilizado atualmente. O ciclo tem

esse nome em homenagem ao seu inventor, Nicolaus August Otto, e compreende as

seguintes fases:

a) Admissão: o pistão desce do ponto morto superior (PMS) em direção ao

ponto morto inferior (PMI) aspirando o ar misturado com o combustível

pulverizado através da válvula de admissão;

b) Compressão: o pistão sobe do PMI em direção ao PMS comprimindo a

mistura. Ao atingir o PMS a vela ignita a mistura;

c) Expansão: a expansão dos gases quentes gerados pela combustão da mistura

empurra o pistão em direção ao PMI realizando trabalho.

d) Exaustão: o pistão retorna ao PMS liberando os gases queimados através da

válvula de escape.

A Figura 1.1 mostra as fases do ciclo de quatro tempos de um motor a pistão.

Figura 3.1 – Fases do motor quatro tempos.

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Em um motor dois tempos, a conversão de energia ocorre em duas fases. A

primeira fase é a de admissão/compressão/exaustão e a segunda é a fase de

potência.

Estes motores freqüentemente não possuem válvulas propriamente ditas, têm

duas janelas na parede da câmara de combustão, para comunica-la com o exterior e o

cárter:

A janela de admissão, por onde vai ser introduzida a mistura gasosa formada

pelo ar e pelo combustível.

A janela de transferência entre o cilindro e o cárter

A janela de escape, colocada na parte superior do cilindro e que faz a

comunicação deste com o exterior, permitindo a saída dos gases queimados

provenientes da combustão;

O funcionamento ocorre conforme a seguinte sequência:

Fase de admissão/compressão/exaustão (movimento do PMI ao PMS):

a) o pistão obstrui as janelas e comprime a mistura na parte superior.

b) A pressão no carter diminui, forçando a admissão de ar atmosférico

c) ignição.

Fase de potência (do PMS ao PMI):

a) A expansão dos gases empurra o pistão em direção ao PMI realizando

trabalho.

b) O pistão libera a janela de escape

c) Próximo ao PMI o pistão libera a janela de transferência

d) O movimento do pistão pressuriza o carter forçando a passagem de mistura

para a parte superior.

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e) A nova mistura expulsa os gases de combusão.

Como o motor dois tempos realiza trabalho a cada volta, teóricamente a potência

deveria ser o dobro da potência gerada por um motor quatro tempos de

caracteristicas semelhantes. Porém há ineficiência na troca de gases, os gases de

exaustão misturam-se à mistura de admissão podendo acontecer as seguintes

situações:

Gases queimados não são totalmente exauridos, permanecendo na câmara

na fase de ignição.

Mistura de admissão escapa para a atmosfera sem queimar.

Devido a essas características de ineficiência e emissões, o uso de motores na

aviação dois tempos ficou muito restrito

A Figura 3.2 mostra a construção e o funcionamento do motor dois tempos.

Figura 3.2 – Motor dois tempos

Nas décadas de grande uso dos motores a pistão para propulsão aeronáutica,

basicamente dois conceitos se sobressaiam, os motores com cilindros dispostos em V e

os motores radiais.

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Os motores em linha possuem uma área frontal pequena, porém possuem uma

relação peso/potência bastante alta. Nos motores refrigerados a ar ocorre uma

deficiência no arrefecimento dos cilindros traseiros, portanto essa configuração fica

normalmente limitada a quatro ou seis cilindros. O motor Ranger de seis cilindros

invertidos utilizado pelo Fairchild PT-19 é mostrado na Figura 3.3

(a) (b)

Figura 3.3 – Motor Ranger L-440 (a) seis cilindros invertidos, refrigerado ar usado

no Fairchild PT-19 (b)

Uma solução encontrada para manter uma pequena área frontal em motores de

maior potência, suprindo a deficiência no arrefecimento e encurtando o motor, foi o

desenvolvimento de motores com disposição em V.

A Figura 3.4 mostra o motor RR Merlin V-12 e sua montagem no bimotor

Mosquito.

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(a) (b)

Figura 3.4 – Motor Rolls-Royce Merlin V-12 (a) de Havilland D.H.98 Mosquito (b)

O desenvolvimento contínuo no projeto dos motores a pistão levou ao tipo mais

utilizado atualmente em aviação geral: a disposição em cilindros contrapostos.

Estes motores sempre possuem número par de cilindros, sendo que a maioria é

refrigerada a ar e montado na posição horizontal. São motores compactos de pequena

área frontal e comprimento, possuindo uma baixa razão peso-potência. Por serem

compactos esses motores ainda permitem uma instalação mais "limpa" na aeronave,

minimizando o arrasto aerodinâmico.

Os motores com configuração de cilindros contrapostos são chamados de “flat six”

ou “flat four” conforme o número de cilindros. A Figura 3.5 mostra o motor Lycoming

“flat six”.

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Figura 3.5 – Motor de cilindros opostos horizontalmente Lycoming O-540-J3A5D

Os motores radiais foram largamente utilizados durante a Segunda Guerra, e ainda

há alguns em serviço nos dias de hoje.

Nos motores radiais os cilindros são arranjados radialmente em torno do eixo de

manivelas. Após a segunda guerra, a maioria das aeronaves de transporte e militar era

propulsionada por motores de desse tipo.

A grande vantagem foi a facilidade de refrigeração, pois era feita pela passagem de

ar em torno dos cilindros, já que o motor era posicionado na parte frontal da

aeronave. Para facilitar a transferência de calor aletas eram posicionadas em torno do

cilindro. Outra vantagem é a baixa relação peso/potência. A Figura 3.6 mostra o motor

P&W R-2800 utilizado e o P-47D Thuderbolt.

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(a) (b)

Figura 3.6 – Motor radial Pratt & Whitney R-2800 (a) utilizada pela aeronave Republic P-47D Thunderbolt (b)

O motor rotativo é um tipo primitivo do motor de combustão interna, geralmente

concebido com um número ímpar de cilindros por fileira em uma configuração radial.

O eixo de manivela permanece estacionário e o bloco do motor gira em volta desse

virabrequim.

Este tipo de motor foi amplamente utilizado como uma alternativa aos

convencionais motores em linha ou em V durante a I Guerra Mundial.

Eles foram descritos como "uma solução muito eficiente para os problemas de

potência, peso e confiabilidade".

Ao início dos anos 1920, no entanto, as limitações inerentes a este tipo de motor o

tinha tornado obsoleto.

A inércia da rotação do motor também tinha uma significativa precessão

giroscópica: dependendo do tipo de aeronave, este efeito giroscópico gerava

problemas de estabilidade produzido e controle, especialmente para os pilotos

inexperientes.

Outro fator que contribui para o desaparecimento do motor rotativo foi a

utilização ineficiente de combustível e óleo lubrificante causada em parte pela

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necessidade de mistura da combustível / ar a ser aspirado por meio de eixo de

manivela oco e cárter.

O motor rotativo opera pelo ciclo Otto e possui as seguintes características:

Funcionamento suave: rotativos entregam a potência de maneira bastante suave

ao seu ponto de fixação. Não há movimento alternativo nas peças e a grande massa

rotativa do bloco funcionava como um grande eixo de inércia.

Redução de peso: muitos motores convencionais necessitavam de grandes

volantes de inércia para reduzir a vibração do conjunto. A vantagem de se utilizar o

bloco do motor como volante de inércia resultava em um ganho significante na razão

de potência/peso.

Arrefecimento melhorado: o fluxo de ar gerado pela rotação do bloco melhorava a

refrigeração do motor.

A maioria dos motores rotativos, assim como os motores radiais, possuía um

número ímpar de cilindro (normalmente 7 ou 9). Motores rotativos com número par

de cilindros, normalmente possuíam duas linhas de cilindros. A Figura 3.7 mostra um

motor rotativo e sua aplicação. A Figura 3.7 mostra o Nieuport 28C.1 e o motor

rotativo Gnome.

(a) (b)

Figura 3.7 – Motor rotativo Gnome (a) Nieuport 28C.1. (b)

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3.4. Motores a Reação

Os primeiros motores a jato foram desenvolvidos pouco antes ou nos primórdios

da Segunda Guerra Mundial. Hans von Ohain desenvolveu na Alemanha a primeira

turbina aeronáutica, equipando uma aeronave Heinkel He 178, e voando com sucesso

em 27 de agosto de 1939. O combustível utilizado foi gasolina devido ao seu conhecido

desempenho em motores a pistão.

Trabalhando independentemente de von Ohain, na Inglaterra, Frank Whittle

equipou uma aeronave Gloster Meteor E28/39 (NASM, 2006). Whittle usou querosene

de iluminação como combustível devido à escassez de gasolina provocada pela guerra.

O projeto tornou-se o predecessor dos atuais motores utilizados hoje, nos quais o

querosene é o combustível mais utilizado para impulsionar frotas tanto comerciais

como militares.

Nos os motores a reação ocorre a mesma sequência de fases como de um motor

convencional, porém de maneira contínua. Os quatro tempos necessários para gerar

potência em um motor alternativo ocorrem ao mesmo tempo seguindo o fluxo de ar.

Uma analogia entre o motor alternativo e a turbina a gás é mostrada na Figura 3.8.

Figura 3.8 – Analogia entre motor alternativo e turbina a gás

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Modelando o motor aeronáutico pelo princípio do ciclo Brayton aberto, o ar entra

no compressor, onde a pressão é aumentada, dirige-se ao combustor, onde é

misturado com o combustível e ignitado e, finalmente, é expandido e realiza trabalho

na turbina, sendo os gases retornados ao meio. O empuxo é provocado pelos gases

acelerados.O compressor e a turbina são ligados pelo mesmo eixo; portanto, o

trabalho realizado na turbina é o mesmo recebido pelo compressor. A Figura 3.9

mostra o esquema de um motor turbojato.

Figura 3.9 – Turbojato esquemático

Os turbojatos são limitados em durabilidade e autonomia. Outra desvantagem é a

lentidão de resposta à aceleração em velocidades mais lentas no compressor.

(a) (b)

Figura 3.10 – Motor turbojato Rolls-Royce Olympus (a) que equipa o BAC Concorde (b)

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78

O motor turbo-hélice, comumente conhecido como turboprop, é uma turbina que

através de uma caixa de redução aciona uma hélice. Os gases de exaustão acionam

uma turbina de potência conectada ao eixo que aciona a caixa de engrenagens.

A presença da caixa de redução é necessária, pois o desempenho ótimo da hélice

acontece em uma rotação muito inferior à rotação de operação do gerador de gases.

Os turboprops são uma solução de compromisso entre os turbojatos e os motores

alternativos. São mais eficientes em velocidades entre 250 e 400 knots em altitudes

entre 18000 e 30000 ft. Normalmente têm seu menor consumo específico em uma

altitude de 25000 ft. A Figura 3.11mostra o esquema de um motor turbo-hélice.

Figura 3.11 – Turbo-hélice esquemático

A aeronave Embraer EMB 314 é um avião turboprop acionado por um motor PW

PT6A demonstrado na Figura 3.12.

(a) (b)

Figura 3.12 – Turboprop Pratt&Wittney PT6A (a) que equipa o Embraer EMB 314 Super Tucano (b)

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O motor turbofan foi desenvolvido para combinar as melhores características dos

motores turbojato e turboprop.

São projetados para criar um empuxo adicional, desviando parte do ar em um fluxo

secundário que passa pelo exterior da câmara de combustão.

Parte do ar é canalizada, passando por fora da câmara de combustão, refrigerando-

a e sendo aquecido. Esse ar é desviado (by-pass) para o escapamento misturando-se

aos gases que escapam do motor.

O ar de "by-pass" do turbofan aumenta a tração, arrefece o motor e ajuda a

diminuir as emissões de ruído na exaustão. Proporciona velocidades de cruzeiro

próximas ao turbojato com menor consumo de combustível.

A razão de "by-pass" do motor é a razão entre o fluxo de ar que passa pelo fan e o

fluxo de ar que passa pelo motor.

Construtivamente o motor turbofan é basicamente igual ao motor turbojato,

porém acrescido de um "fan" (constituído de um ou mais discos). Os " fans” podem ser

instalados tanto à frente como atrás do motor, O "fan" é movido por uma segunda

turbina (ou conjunto de turbinas), localizada atrás da turbina primária, que aciona o

compressor principal.

A presença dos fans permite o deslocamento de uma maior massa de ar a uma

menor rotação. A Figura 3.13 mostra o esquema de um motor turbofan.

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Figura 3.13 – Turbofan esquemático

A aeronave Airbus A380 é impulsionada por quatro motores turbofan RR Trent 900

posicionados sob as asas conforme ilustra a Figura 3.14.

(a) (b)

Figura 3.14 – Turbofan Rolls-Royce Trent 900 (a) que equipa o Airbus A380 (b)

O motor ramjet também conhecido como estato-jato é o modelo mais simples de

motor. É um duto com uma entrada de ar divergente e um bocal de escape

convergente ou convergente-divergente conforme é mostrado na Figura 3.15.

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81

Figura 3.15 - Esquemático Ramjet

O ar que entra a grande velocidade é desacelerado devido à forma divergente da

entrada de ar e tem sua pressão estática aumentada. O combustível é injetado no ar

comprimido e a mistura é ignitada. A expansão dos gases de combustão no bocal de

escape gera uma aceleração do fluxo resultando em tração. A Figura 3.16 mostra o

motor híbrido turbojato-ramjet da aeronave Blackbird SR-71.

(a) (b)

Figura 3.16 - Pratt & Whitney J58 (a) que equipa o Lockheed SR 71 Blackbird (b)

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O turboeixo consiste de uma turbina que aciona um eixo que gira um dispositivo

que não seja uma hélice. A diferença entre o turboeixo e o turbojato é que no

primeiro, a maior parte da energia gerada pela expansão dos gases é usada para

acionar a turbina e não para gerar empuxo.

A maioria dos helicópteros usa um motor turboeixo como mostra o esquema da

Figura 3.17. Essa configuração é utilizada também como APU's (Auxiliary Power Units)

em aviões comerciais.

Figura 3.17 – Turboeixo esquemático

3.5. Motores Experimentais

Embora a hélice possua uma eficiência propulsiva maior que a do turbofan, sua

velocidade de operação é relativamente baixa. Ao se procurar uma solução que

atendesse os requisitos de eficiência de propulsão e alta velocidade, foram

desenvolvidos, na década de oitenta os motores propfan. Essa configuração também é

conhecida como “unducted fan” e fan de ultra-alto-by-pass é constituída de hélices

de alto desempenho, acopladas à parte traseira de uma turbina conforme é

demonstrado na Figura 3.18.

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Figura 3.18 – Propfan esquemático

A Figura 3.19 mostra o motor propfan GE36 equipando uma aeronave MD81.

(a) (b)

Figura 3.19 – Propfan GE36 (a) que equipa o McDonnell-Douglas MD81 (b)

O motor Wankel é um tipo de motor de combustão interna que, ao invés de

pistões e bielas, utiliza um dispositivo rotativo excêntrico para converter pressão em

movimento. Esse tipo de motor realiza o ciclo de quatro temos em uma câmara

“triangular”. É um motor compacto e leve (aproximadamente a metade do peso de um

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motor alternativo de mesma potência) que entrega potência de maneira suave a altas

rotações.

Atualmente são bastante populares em aeronaves experimentais. São utilizados

motores automotivos, na faixa de 100 a 300 hp, como o Mazda 12A e 13B, convertidos

para utilização aeronáutica. A Figura 3.20 mostra uma analogia entre os motores

Wankel e alternativo de quatro tempos.

Figura 3.20 – Analogia entre o motor Wankel e o motor alternativo quatro tempos.

A Figura 3.21 mostra um motor Mazda 12A e sua montagem em uma aeronave

Lancair.

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(a) (b)

Figura 3.21 – Motor Wankel Mazda 12A (a) e montado em uma aeronave Lancair (b)

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Referências

FAA, Pilots Handbook of Aeronautical Knowledge,2008.

Homero, Souza (1991) Fundamentos de Aeronáutica, Embraer, 287p, São José dos

Campos, 1991.

Lacava, P.T., PRP-20 Propulsão Aeronáutica, ITA, notas de aula.

Menezes, Luiz Pradines de (2004), Fundamentos da Teoria de Vôo, Edições

Inteligentes, São Paulo.

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Capítulo 04 - Aerodinâmica

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4. Aerodinâmica

4.1. Introdução

A palavra “aerodinâmica” é a junção das palavras de origem grega “aero” (ar) e

“dinâmica” (movimento). É a parte da mecânica dos fluídos que trata do estudo dos

fluidos gasosos em movimento.

A aerodinâmica estuda tanto as perturbações ocasionadas no meio gasoso pela

passagem de um sólido, quanto o comportamento do sólido sob a influência das

reações desse meio.

Um objeto com formato aerodinâmico desloca-se através do ar causando o mínimo

de turbilhonamento e resistência ao avanço. Uma superfície que apresenta essas

características e conhecida como superfície aerodinâmica.

Uma superfície aerodinâmica pode reduzir a resistência ao avanço em

aproximadamente 85% se comparada a uma superfície plana de mesma área,

conforme é ilustrado na Figura 4.1.

Figura 4.1 – Resistência ao avanço

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4.2. Aerofólios

O aerofólio é uma superfície aerodinâmica bidimensional que quando se desloca

no ar atmosférico produz reações necessárias à sua sustentação. O aerofólio é

constituído pelo corte da asa em um plano paralelo aos eixos longitudinal e vertical de

uma aeronave. A seção transversal da asa é demonstrada na Figura 4.2.

Figura 4.2 – Seção transversal da asa.

Todas as forças aerodinâmicas que interessam ao vôo são criadas através da

passagem do ar sobre o aerofólio. A asa é formada por infinitos aerofólios, portanto a

força resultante na asa é a somatória de todas as forças geradas nos aerofólios.

Conforme se mostra na Figura 4.3, o aerofólio é constituído por vários elementos.

Figura 4.3 – Elementos do aerofólio

O bordo de ataque é o ponto dianteiro do aerofólio ao longo do seu

comprimento. É o primeiro ponto a receber o fluxo de ar.

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O bordo de fuga é o ponto traseiro do aerofólio. É o ponto onde o fluxo deixa o

aerofólio.

A corda é a distância que separa o bordo de ataque do bordo de fuga e a linha de

corda é a linha que une o bordo de ataque ao bordo de fuga.

A parte superior de um aerofólio é chamada de extradorso, enquanto que a parte

inferior é chamada de intradorso.

A linha de curvatura une todos os pontos que estão equidistantes do intradorso e

do extradorso.

O ângulo de ataque é o ângulo entre a linha de corda e o vento relativo.

Para se definir o aerofólio os seguintes elementos devem ser definidos:

Máxima espessura: distância máxima entre o intradorso e o extradorso;

Máxima curvatura: distância máxima entre a linha de curvatura e a linha de corda;

Localização da máxima espessura: ponto na linha de corda onde ocorre a maior

separação entre o extradorso e o intradorso;

Localização da máxima curvatura: ponto sobre a linha de corda onde a separação

entre a linha de corda e de curvatura é máxima.

A Figura 4.4 mostra os elementos que definem o aerofólio.

Figura 4.4 – Elementos que definem o aerofólio

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Segundo Anderson (1991) uma vasta variedade de aerofólios foi desenvolvida

nos primeiros anos de estudo, simplesmente por tentativa e erro. No entanto com o

intuito de padronizar os perfis de aerofólios o National Advisory Commitee for

Aeronautics (NACA), desenvolveu uma nomenclatura para os aerofólios composta por

famílias.

A família de quatro dígitos, a primeira, e formada por quatro dígitos definidos

matematicamente da seguinte forma:

a) o primeiro dígitos define a curvatura máxima percentual do aerofólio;

b) o segundo define a localização da curvatura máxima em décimos de corda;

c) dois últimos definem a espessura máxima em percentual de corda.

Assim para o perfil NACA 2412, a curvatura máxima é de 0,02c, localizado a 0,4c e

a máxima espessura de 0,12c. Hoje este tipo de aerofólio e mais utilizado para caudas

de aviões subsônicos.

Posteriormente foi acrescentado mais um dígito, criando assim a família de cinco

dígitos. A adição deste dígito permite definir a máxima sustentação do perfil:

a) multiplicando-se o primeiro dígito por 1,5 tem-se o valor do máximo

coeficiente de sustentação (Cl) em décimos de corda;

b) a metade dos dois números seguintes dá a localização da curvatura máxima

centésimos de corda e;

c) os dois últimos dão a máxima espessura percentual.

Como exemplo o NACA 23012, possui um Cl máximo de 0,3, uma curvatura máxima

a 0,15c e uma espessura máxima de 0,12c.

A série de seis dígitos foi criada para se definir os aerofólios de escoamento

laminar. Aqui os dois primeiros dígitos simplesmente designam a série, os dois

seguintes definem a localização da mínima pressão em décimos de corda e os dois

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90

últimos definem a máxima espessura. A Figura 4.5 mostra alguns exemplos de

aerofólios.

Figura 4.5 – Exemplos de aerofólios

Um perfil aerodinâmico simétrico é aquele que tem a forma do intradorso

simétrica à forma do extradorso, ou seja, o perfil é simétrico em relação à linha de

corda. Nesse tipo de perfil a linha de curvatura é reta e coincide com a linha de corda

conforme é demonstrado na Figura 4.6. Pela nomenclatura NACA esse tipo de perfil é

iniciado por 00 (ex. NACA 0012).

Figura 4.6 – Perfil aerodinâmico simétrico

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91

4.3. Princípio de Benoulli e Tubo de Venturi

O princípio de Bernoulli traz para a mecânica dos fluidos o princípio da conservação

da energia. Conforme propõe o teorema a energia do fluido é composta por três

componentes: energia cinética, energia de pressão e energia potencial. O teorema

considera o escoamento constante e o fluido invíscido e incompressível.

A energia cinética é associada ao movimento direcionado das partículas do fluxo.

A energia de pressão é associada ao movimento desordenado das moléculas.

A energia potencial é associada à diferença de nível do fluido.

Segundo o princípio de Bernoulli a soma das energias cinética, de pressão e

potencial permanece constante no escoamento, ou seja, a energia total se conserva no

escoamento.

Considerando-se que não haja diferença de energia potencial, conclui-se que a

soma da energia de pressão e a energia cinética deva permanecer constante no fluxo.

A pressão estática é a manifestação da energia de pressão assim como a pressão

dinâmica é a manifestação da energia cinética.

A pressão estática é a pressão que o ar exerce contra a superfície de um

determinado objeto. É exercida em todos os sentidos e é diretamente proporcional à

densidade do ar.

A pressão dinâmica é a pressão exercida pelo impacto do ar em deslocamento. É

exercida sempre no sentido de deslocamento e é diretamente proporcional ao

quadrado de velocidade.

Então admitindo as considerações iniciais pode-se concluir que:

4.1

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92

O cientista e matemático suíço Giovanni Battista Venturi desenvolveu uma

demonstração prática do princípio de Bernoulli.

Ao criar uma contração em um tubo e medir as pressões, Venturi observou o

comportamento da variação das pressões durante o escoamento.

O experimento realizado no Tubo de Venturi demonstra que na região de menor

diâmetro do tubo a pressão estática diminui e a pressão dinâmica aumenta. Tal

comportamento ocorre porque a velocidade do fluxo aumenta nessa região de forma a

compensar e manter a continuidade do escoamento. A Figura 4.7 mostra o

comportamento das pressões estática e dinâmica ao longo do tubo de Venturi. As

seções “A” e “C” possuem o mesmo diâmetro. Em “A” existe a marcação das duas

pressões no manômetro, porém observa-se em “B” que a pressão dinâmica aumentou

e a pressão estática diminuiu devido à redução da área nessa seção. As pressões

retornam ao valor inicial em “C”.

Figura 4.7 – Tubo de Venturi

As forças aerodinâmicas são as reações provenientes da passagem do fluxo de ar

sobre um corpo. Ao analisarmos o comportamento do fluxo de ar sobre um perfil

aerodinâmico (Figura 4.8), verificamos que as linhas de fluxo se aproximam no

extradorso. A aproximação das linhas de fluxo significa aumento de velocidade.

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O aumento da velocidade provoca o aumento da pressão dinâmica e, portanto a

diminuição da pressão estática conforme o teorema de Bernoulli.

Figura 4.8 – Fluxo de ar no perfil aerodinâmico.

Portanto pode-se concluir que ao se deslocar através das partículas de ar a

superfície aerodinâmica se comporta como um redutor de área em um tubo

imaginário entre o extradorso e as partículas de ar não influenciadas pelo escoamento

do aerofólio, comportando-se como um Tubo de Venturi (ver Figura 4.9).

Figura 4.9 – Tubo de Venturi Imaginário

Esse comportamento ocorre em menor intensidade no intradorso do aerofólio e

gera um campo de pressão estática no aerofólio conforme é demonstrado na Figura

4.10.

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94

Figura 4.10 – Campo de pressão estática no aerofólio

Este campo de pressão estática fornece sustentação ao aerofólio e por

consequência à superfície a que este perfil está associado. A superfície tenderá a se

deslocar para a região de menor pressão estática.

Essa superfície aerodinâmica poderá ser a asa de um avião ou a pá de um

helicóptero.

O avião precisará sempre de manter-se em uma velocidade mínima de

deslocamento para que a sustentação da asa possa mantê-lo em vôo. Já o helicóptero

não precisa ter deslocamento, pois a sustentação é gerada pela velocidade de rotação

das pás do rotor.

Embora o diferencial de pressão explicado por Bernoulli e Venturi sejam

responsáveis pela maior parte da sustentação da asa, uma pequena quantidade é

gerada pela terceira lei de Newton. A resistência do aerofólio em relação ao vento

relativo no intradorso gera uma reação que fornece uma quantidade adicional de

sustentação. A Figura 4.11 mostra o comportamento em relação às duas teorias.

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95

Figura 4.11- Pressão diferencial (Bernoulli) e ação e reação (Newton)

4.4. Forças Aerodinâmicas

Como já foi visto, no extradorso a pressão estática é, me média, menor que a do

intradorso. Essa diferença no campo de pressões gera a força que tende a puxar o

aerofólio para cima e para trás. A esta força chamamos de resultante aerodinâmica e é

aplicada em um ponto do aerofólio chamado centro de pressão (CP). A Figura 4.12

mostra a resultante aerodinâmica.

Figura 4.12 – Resultante aerodinâmica.

Com a finalidade de facilitar o estudo das forças aerodinâmicas que atuam sobre o

perfil, a resultante aerodinâmica é dividida em duas componentes: sustentação (L -

Lift) e arrasto (D – Drag). A Figura 4.13 mostra os componentes da resultante

aerodinâmica.

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96

Figura 4.13 – Componentes da resultante aerodinâmica.

4.4.1. Sustentação

A sustentação é a componente da resultante aerodinâmica perpendicular à direção

do vento relativo. Esta componente gerada pelo perfil da asa é que sustenta o peso do

avião.

A sustentação depende de vários fatores físicos:

a) Quanto maior a velocidade, maior é a capacidade de sustentação gerada por

um aerofólio;

b) Quanto maior a densidade do meio de escoamento maior é a capacidade de

gerar sustentação do aerofólio.

c) Quanto maior a área do aerofólio maior a capacidade de gerar sustentação.

Embora tenha-se definido o aerofólio como bidimensional, a aera de vê se

considerada como se a asa tivesse envergadura de 1 m;

d) Quanto maior o ângulo de ataque maior é a sustentação gerada pelo

aerofólio.

Entre as características de formato do aerofólio que influenciam na geração de

sustentação podemos listar:

a) Espessura do aerofólio: quanto maior a espessura do aerofólio maior a

capacidade de gerar sustentação.

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b) Curvatura do aerofólio: quanto maior a curvatura do aerofólio maior a sua

capacidade de gerar sustentação;

Sabe-se que a força é o produto da pressão pela superfície, portanto a equação da

sustentação pode ser definida por:

4.2

Onde:

L é a sustentação;

Cl é o coeficiente de sustentação do aerofólio. É um numero adimensional que

reflete a eficiência do aerofólio. O coeficiente de sustentação depende do ângulo de

ataque e ad espessura do aerofólio. O coeficiente de sustentação de um aerofólio é

determinado através de ensaios de túnel de vento para vários formatos e ângulos de

ataque.

é a pressão dinâmica, onde ρ é a densidade do ar. Se os demais fatores

permanecerem constantes, uma diminuição da densidade provocará uma diminuição

da pressão dinâmica e consequente diminuição da sustentação. A densidade varia com

os parâmetros atmosféricos e com a mudança de altitude. Uma diminuição da

densidade exige uma compensação do ângulo de ataque para gerar mais sustentação.

V é a velocidade de deslocamento do aerofólio. A sustentação varia de acordo

com o quadrado da velocidade.

S é a superfície do aerofólio.

Portanto a sustentação é diretamente proporcional ao coeficiente de sustentação

(ângulo de ataque e formato do perfil), densidade do ar, área do aerofólio e ao

quadrado da velocidade.

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98

4.4.2. Arrasto

O arrasto é a componente da resultante aerodinâmica paralela à direção do vento

relativo. É a resistência ao deslocamento do aerofólio, é prejudicial e deve ser reduzido

ao mínimo possível. Da mesma forma que a equação da sustentação a equação do

arrasto também possui um coeficiente adimensional dependente do ângulo de ataque

é do formato do aerofólio, o coeficiente de arrasto (Cd).

4.3

O arrasto pode ser dividido basicamente em dois tipos: arrasto de pressão e

arrasto de atrito.

O arrasto de pressão é a componente da força relativa à diferença de pressão,

paralela ao eixo de vento relativo sobre o perfil. Essa diferença de pressão pode ser

produzida tanto pela diferença de velocidades entre o extradorso e o intradorso como

pela presença de esteira turbulenta atrás do aerofólio. A esteira turbulenta é uma

manifestação de um campo de baixa pressão

O arrasto de atrito é a resistência ao movimento provocada por forças de

cisalhamento quando um corpo está imerso num fluido real. Este tipo de arrasto

ocorre principalmente devido à viscosidade do fluido quanto à rugosidade do corpo.

A definição de arrasto de atrito torna necessária a explicação sobre a camada

limite aerodinâmica. Observando-se a Figura 4.14 podemos ver uma placa fina e lisa

colocada imersa em um escoamento.

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99

Figura 4.14 – Camada limite

Se o fluido fosse ideal, ou seja não-viscoso, o fluxo simplesmente escorregaria

sobre a superfície da placa com velocidade como demonstra a situação (a). em todos

os pontos ao longo da placa a distribuição das velocidades na direção perpendicular à

superfície da placa teria um valor constante V.

Em um fluido real, uma camada mais próxima à placa adere à superfície como

mostrado na condição (b).

Na superfície da placa a velocidade das partículas é nula e vai aumentando

gradativamente até que em algum ponto torna-se constante e igual ao valor de

velocidade V do fluxo livre. A camada de fluido onde ocorre a variação de velocidade

de zero até ficar constante é chamada de camada limite.

Inicialmente, antes da extremidade dianteira da placa, o fluxo é laminar e a

camada limite também é laminar. Conforme o escoamento segue, os efeitos de

viscosidade do fluido continuam a atuar e a espessura da camada limite a aumentar,

proporcionalmente mais partículas do fluido têm suas velocidades diminuídas pela

fricção interna. Conforme o fluxo escoa sobre a placa, a camada limite laminar sofre

uma transição e torna-se turbulenta.

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100

4.4.3. Influência do ângulo de ataque

O ângulo de ataque tem grande influência sobre as forças aerodinâmicas geradas

por um aerofólio.

4.4.3.1. Resultante aerodinâmica

A Figura 4.15 mostra o comportamento das linhas de corrente com a variação do

ângulo de ataque do aerofólio.

Figura 4.15 – Influência do ângulo de ataque

Ao analisarmos a Figura 4.15 verificamos que a resultante aerodinâmica aumenta

com o aumento do ângulo de ataque. Isso ocorre porque o fluxo de ar sobre o

extradorso sofre uma aceleração. Conforme já discutido a aceleração no extradorso

provoca queda de pressão estática nessa região. O aumento do ângulo de ataque

contribui para que haja um aumento do fluxo atinja na região do intradorso,

aumentando a contribuição da terceira lei de Newton na resultante aerodinâmica.

Além da contribuição do processo de ação-reação, a incidência do fluxo de ar no

intradorso, esse fluxo ainda perde velocidade, o que aumenta ainda mais a resultante

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101

aerodinâmica. Conforme foi observado com o aumento do ângulo de ataque, todos os

fatores contribuem para aumentar a força de sustentação gerada pelo perfil.

Por outro lado, o aumento da área frontal do aerofólio gerado pelo aumento do

ângulo de ataque cria também um aumento de arrasto.

Outro efeito observado na Figura 4.15 é que o centro de pressão desloca-se em

direção ao bordo de ataque.

4.4.3.2. O fenômeno do Stall

Se continuarmos a aumentar o ângulo de ataque como é demonstrado na Figura

4.16 haverá um ponto onde a sustentação será máxima. A partir desse ponto a

sustentação começa a diminuir até deixar de existir. A esse fenômeno se dá o nome de

stall.

Figura 4.16 – Stall

O fenômeno do stall tem relação com o atrito entre as camadas de ar na região

adjacente ao extradorso conhecida como camada limite. A camada limite é a região

onde a velocidade varia entre a velocidade no extradorso e a do ar não perturbado

pela “superfície” do aerofólio.

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102

Na verdade o fluido adere à superfície do extradorso e forças de fricção retardam

o movimento do fluido em uma pequena camada próxima a parede. O fluido tem

velocidade decrescente desde a velocidade do aerofólio até a velocidade do

escoamento não perturbado pela fricção. O perfil de velocidade na camada limite é

demonstrado na Figura 4.17

Figura 4.17 – Perfil de velocidade na camada limite

Quando o escoamento anda sobre o aerofólio, ocorre uma aceleração até mais ou

menos a metade da corda do aerofólio. A partir desse ponto o escoamento começa a

desacelerar e a pressão até o bordo de fuga começa a aumentar. Por conta dessa

desaceleração a camada limite passa a ter um comportamento bastante turbilhonado

e próximo ao bordo de fuga reverte seu perfil de velocidades, perdendo sustentação.

Neste momento diz-se que houve descolamento da camada limite e o perfil. O

processo de descolamento da camada limite e mostrado na Figura 4.18

Figura 4.18 – Descolamento camada limite

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103

4.4.3.3. Ângulo de sustentação nula

O ângulo de sustentação nula (αl=0) é o ângulo de ataque no qual o perfil não

produz sustentação. Esse ângulo é ligeiramente negativo nos perfis assimétricos e nulo

no perfil simétrico.

Figura 4.19 – Ângulo de sustentação nula

A Figura 4.20 mostra o comportamento do coeficiente de sustentação com a

variação do ângulo de ataque. Nota-se o ponto em que o coeficiente de sustentação é

máxima (αlmax) e o ponto de sustentação nula (αl=0)

Figura 4.20 – Comportamento da coeficiente de sustentação em relação ao ângulo de ataque

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104

4.4.4. Influência da forma do perfil

Duas características de forma do perfil influenciam na resultante aerodinâmica.

4.4.4.1. Arqueamento

O arqueamento de um perfil aerodinâmico está relacionado com sua linha de

curvatura média e indica o grau de deflexão que este pode provocar no fluxo de ar.

Quanto maior o arqueamento, maior vai ser a deflexão do fluxo e portanto maior vai

ser a velocidade no extradorso. A resultante aerodinâmica aumenta e suas

componentes por consequência. A influência do arqueamento é mostrada na Figura

4.21.

Figura 4.21 – influência do arqueamento

4.4.4.2. Espessura

A influência da espessura relativa no coeficiente de sustentação ocorre de maneira

direta. Quanto maior a espessura relativa, maior será o coeficiente de sustentação

conforme mostra a Figura 4.22. A espessura relativa é a razão entre a espessura do

aerofólio e sua corda. Aerofólios com espessura relativa mais alta são utilizados em

aeronaves de menor velocidade.

Figura 4.22 – Influência da espessura do perfil na resultante aerodinâmica

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105

4.5. Asa

4.5.1. Introdução

A asa do avião é o elemento da aeronave responsável pela geração da força de

sustentação. Geralmente a asa aloja tanques de combustível, trem de pouso, grupo

motopropulsor e armamentos.

4.5.2. Nomenclatura da asa

Assim como no estudo dos aerofólios, é importante definirmos a nomenclatura

referente à geometria da asa. A Figura 4.23 ilustra a nomenclatura da asa.

O bordo de ataque é a parte frontal da asa, a parte que recebe o fluxo de ar.

O bordo de fuga é a parte traseira, onde o fluxo deixa a asa.

A ponta da asa é a região mais distante da fuselagem.

A região onde a asa encontra a fuselagem é chamada de raiz da asa.

A distância entre as pontas da asa é chamada de envergadura e é representada

pela letra "b".

A metade da envergadura é chamada de semi-envergadura e representada por

"b/2"

O perfil da asa é a seção transversal da asa, o aerofólio.

A corda da asa é a distância entre o bordo de ataque e o bordo de fuga.

O ângulo de incidência é o ângulo formado entre a linha de corda do perfil da asa e

o eixo longitudinal do avião.

A superfície superior da asa é chamada de extradorso e a superfície inferior de

intradorso.

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106

Figura 4.23 – Nomenclatura da asa

4.5.3. Distribuição de sustentação na asa

Ao estudarmos os aerofólios, aprendemos sobre o comportamento do fluxo de ar

em uma superfície bidimensional na direção da corda da asa.

Considerando-se uma asa em que o perfil, a corda e o ângulo de ataque sejam

constantes ao longo da envergadura, tendemos a concluir que a distribuição de

sustentação é constante entre uma ponta e a outra da asa como mostra a Figura 4.24

Figura 4.24 – Distribuição hipotética de sustentação

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107

Na realidade a diferença de pressão entre o intradorso e o extradorso da asa induz

as partículas de ar a se moverem da parte de baixo para a parte de cima da asa. Um

dos efeitos causados por esse movimento é a diminuição da diferença de pressão nas

pontas da asa, modificando a distribuição da pressão ao longo da envergadura. A

Figura 4.25 mostra a distribuição real de sustentação, já considerado o efeito de ponta

de asa.

Figura 4.25 – Distribuição real de sustentação

A distribuição média de sustentação ao longo do eixo de envergadura é menor que

a soma da contribuição de cada seção na sustentação da asa se não houvesse o efeito

das pontas das asas. A Figura 4.26 mostra a diferença entre os coeficientes de

sustentação de um perfil bidimensional e da asa que possua uma seção transversal

igual a este perfil.

Figura 4.26 – Coeficientes de sustentação bi e tridimensionais

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108

4.5.4. Vórtice de ponta de asa

Além do movimento do fluxo de ar do intradorso para o extradorso nas pontas de

asa, um outro movimento no fluxo é induzido pela diferença na distribuição de pressão

estática.

Na parte superior da asa forma-se um fluxo convergente e na parte inferior o fluxo

de ar diverge. O desvio do fluxo é maior quanto mais próximo se está da ponta da asa.

A Figura 4.27 mostra o mecanismo de formação dos vórtices de ponta de asa.

Figura 4.27 – Formação dos vórtices de ponta de asa

A combinação entre esses movimentos cria um fluxo helicoidal nas pontas da asa

conhecidos como vórtices de ponta de asa. O efeito dos vórtices de ponta de asa no

ambiente é mostrado na Figura 4.28

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109

Figura 4.28 – Influência dos vórtices de ponta de asa

4.5.5. Arrasto induzido

A formação dos vórtices de ponta de asa induz um arrasto consumindo energia. O

aparecimento do arrasto induzido requer maior potência do grupo motopropulsor.

Nas condições de pouso e decolagem, onde a velocidade é mais baixa e portanto o

coeficiente de sustentação mais alto, há maior diferença de pressão entre o intradorso

e o extradorso, a formação de vórtices nas pontas de asa são mais intensas e podem

corresponder a cerca de 70% do arrasto total da aeronave.

4.5.6. Redução da formação dos vórtices de ponta de asa

Como o arrasto induzido requer mais potência de propulsão, várias soluções de

projeto foram desenvolvidas para reduzir a formação de vórtices nas pontas das asas.

O alongamento, também conhecido por razão de aspecto, é uma medida da

esbeltez da asa. É um parâmetro adimensional determinado pela razão entre o

quadrado da envergadura e a área da asa.

Para asas retangulares esse valor é numericamente igual à razão entre a

envergadura e a corda.

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110

Geometricamente, um grande alongamento diz que a asa é longa e estreita

enquanto que um alongamento baixo demonstra uma asa curta e larga. A Figura 4.29

mostra o valor do alongamento para várias aeronaves.

BAC Concorde (AR=1,8)

Piper Cherokee (AR = 5,6)

Bombardier Dash 8 Q 400 (AR=12,8)

Glaser-Diks DG 808 (AR=27,2)

Figura 4.29 – Razão de aspecto (alongamento)

A influência do alongamento sobre o coeficiente de sustentação da asa é uma

melhor distribuição desse coeficiente ao longo da envergadura. Essa melhora na

distribuição implica em um coeficiente de sustentação médio maior em asas mais

alongadas. A Figura 4.30 mostra a distribuição de sustentação em duas asas com

alongamentos diferentes. Intuitivamente pode-se também imaginar que há "menos

asa" sujeita à ação dos vórtices.

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111

Figura 4.30 – Influência do alongamento na distribuição de sustentação

A diminuição da espessura da asa no sentido da raiz em direção à ponta da asa

como é mostrado na Figura 4.31, mesmo mantendo-se a corda constante causa a

diminuição progressiva da diferença de pressão entre as superfícies da asa, diminuindo

a tendência de formação de vórtices nas pontas.

Figura 4.31 – Diminuição de espessura ao longo da asa

Outra solução para diminuir a tendência de formação de vórtices nas pontas de

asa é a diminuição da diferença de pressão entre o intradorso e o extradorso é a

diminuição da corda ao longo da semi-asa, na direção da raiz para a ponta da asa,

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112

conhecida por afilamento. A Figura 4.32 mostra o afilamento das asas de uma

aeronave Yaklovev YAK 52G.

Figura 4.32 – Afilamento de asa (Yaklovev YAK 52 G)

O posicionamento de dispositivos como placas (endplates) e tanques nas pontas de

asas também são soluções utilizadas para evitar o fluxo de ar do intradorso para o

extradorso nas pontas. A Figura 4.34 mostra a colocação de tanques nas pontas da asa

de uma aeronave Embraer Bandeirulha.

Figura 4.33 – Aeronave SAAB 91B com endplates.

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113

Figura 4.34 – Tanques nas pontas da asa da aeronave Embraer EMB-111

Bandeirulha

Um dispositivo mais eficiente aerodinamicamente para evitar a passagem de ar de

baixo para cima nas pontas é a fixação de uma pequena asa vertical nessa localização.

Esse dispositivo é conhecido como winglet. Além de serem mais leves que os outros

dispositivos o perfil dos winglets ainda provoca um fluxo reverso ao dos vórtices. A

Figura 4.35 mostra os winglets de uma aeronave Airbus A320.

Figura 4.35 – Winglets nas ponta de asa do Airbus A320

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114

4.5.7. Stall de asa

O fenômeno de stall da asa deve ser controlado de maneira que aconteça na raiz

da asa antes de acontecer na ponta. A forma da asa tem função primordial na

distribuição de sustentação ao longo da envergadura. A Figura 4.36 mostra a

influência do formato de asa na distribuição de sustentação.

Figura 4.36 – Distribuição de sustentação

Na asa retangular a sustentação é maior na raiz do que na ponta, portanto o estol

ocorre primeiro na fuselagem.

Na asa elíptica, onde a distribuição de sustentação é mais equalizada, o stall deve

ocorrer em todas as seções da asa ao mesmo tempo.

Nas asas afiladas e enflechadas, onde a sustentação fica mais concentrada nas

regiões próximas às pontas, o stall tende a ocorrer primeiramente nessa região. A

ocorrência de stall é demonstrada na Figura 4.37.

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115

Figura 4.37 – Ocorrência de stall

Para que a sustentação seja melhor distribuída de maneira a melhorar as condições

de stall, duas soluções de torção de asa são apresentadas. O decréscimo do ângulo de

incidência na direção da ponta é chamado de washout, o aumento desse ângulo é

chamado de washin.

Na torção geométrica, ocorre uma torção propriamente dita da asa. Uma asa com

perfil constante ao longo da envergadura pode ser torcida como A Figura 4.38 mostra

a torção geométrica.

Figura 4.38 – Torção geométrica

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116

Na torção aerodinâmica, o uso de diferentes perfis ao longo da envergadura

provoca o controle da condição de stall. A Figura 4.38 mostra a torção aerodinâmica.

Figura 4.39 – Torção aerodinâmica

O controle do stall, provocando o acontecimento progressivo da raiz para as

pontas é muito conveniente, pois permite que o piloto perceba que a aeronave está

entrando em condição de stall em um momento em que essa perda de sustentação

ainda não possui grande influência sobre o controle da aeronave, uma vez que os

ailerons ficam mais próximos às pontas das asas.

4.5.8. Stall profundo

Se a asa está em condição de stall, a esteira de turbulência gerada nessa condição

pode incidir na empenagem horizontal de uma aeronave com cauda em T conforme é

demonstrado na Figura 4.40. Nessa condição o controle de arfagem fica

comprometido, impossibilitando a recuperação do stall. Esse fenômeno é chamado de

stall profundo e é evitado pela utilização de dispositivos de alerta do tipo stick shakers

e stick pushers.

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117

Figura 4.40 – Ocorrência de stall profundo

4.6. Aumento de Sustentação

A carga alar de uma aeronave define a magnitude da velocidade em manche livre

durante a decolagem, toque na aterrissagem e stall.

Definida como a razão entre o peso da aeronave e a área alar, especificada em

Newtons por metro quadrado [N/m²], um alto valor de carga alar significa que a

aeronave é muito pesada ou que a área da asa é muito pequena. Os efeitos

indesejáveis de um alto valor e carga alar são:

a) maiores velocidades de decolagem e pouso;

b) maior corrida e distância de decolagem;

c) maior distância de corrida de pouso;

d) maior velocidade de stall;

e) menor coeficiente de sustentação máxima;

f) menor sensibilidade à turbulência.

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118

O valor da carga alar pode ser determinado a partir da equação de sustentação

total (4.2).

4.4

4.5

Pela Equação 4.5, pode-se concluir que com o aumento do coeficiente de

sustentação da asa (CL) a velocidade não precisa aumentar para a mesma carga alar. A

grande vantagem desta conclusão é uma melhora significativa nas condições de

decolagem, pouso e stall.

O aumento do coeficiente de sustentação máxima da asa (CLmax) é conseguido pelo

uso de quatro soluções: slats, slots, flaps de bordo de ataque e de fuga e

controladores da camada limite.

4.6.1. Slots

Os slots são pequenas fendas fixas situadas no bordo de ataque da asa que servem

para aumentar o coeficiente de sustentação máxima dessa asa. Conforme é mostrado

na Figura 4.41, o ar flui com alta velocidade através das fendas, da parte de baixo para

a parte de cima da asa, energizando a camada limite no extradorso. A consequência da

reenergização da camada limite é um atraso no descolamento o que provoca o

aumento do ângulo de stall.

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119

Figura 4.41 – Princípio de funcionamento do slot

A Figura 4.42 mostra o efeito da presença dos slots no coeficiente de sustentação e

no ângulo de stall.

Figura 4.42 – Efeito dos slots no coeficiente de sustentação

4.6.2. Slats

Slats são seções com alta curvatura posicionadas no bordo de ataque da asa e têm

o propósito de aumentar o ângulo de ataque máximo sem que ocorra stall.

Os slats são articulados e podem ser acionados automaticamente ou por comando

do piloto.

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120

Assim como os slots, quando acionados os slats criam uma fenda entre si e o bordo

de ataque da asa provocando um efeito Venturi nessa região, acelerando o fluxo de ar

e energizando a camada limite. A Figura 4.43 mostra que o acionamento dos slats

aumenta o ângulo de stall de 16° para 26° e o CLmax de 1,35 para 2,25.

Figura 4.43 – Deslocamento do ângulo de stall devido ao acionamento dos slats

Ao contrário do que acontece com os flaps de bordo de fuga, os slats não têm

grande influência na taxa de subida (ou descida) porque são retraídos após a

decolagem.

A velocidade de stall decresce na proporção em que o CLmax é aumentado. Como a

sustentação é proporcional à corda, quanto maior for o deslocamento do slat, maior

será o aumento do coeficiente de sustentação e portanto menor será a velocidade de

stall.

O segundo efeito do acionamento dos slats é o aumento na curvatura do aerofólio

original, principalmente a grandes ângulos de ataque. A Figura 4.44 mostra um

aumento no ângulo de stall de 14° para 24° devido a diferença de pressão provocada

pelo acionamento dos slats.

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121

Figura 4.44 – Distribuição de pressão com os slats acionados.

Quando a aeronave voa em baixos ângulos de ataque, a utilização dos slats não é

necessária sendo ainda que o seu acionamento ainda provocaria um aumento de

arrasto. O slat automático é montado de maneira que permaneça fechado em

pequenos ângulos de ataque devido à pressão do vento relativo no ponto de

estagnação. A medida que o ângulo de ataque aumenta, o ponto de estagnação migra

para o intradorso e então a ação de uma mola aciona o slat. A Figura 4.45 mostra o

acionamento do slat.

Figura 4.45 – Slat

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122

O acionamento dos slats também pode ser comandado pelo piloto, por meio de

sistema elétrico ou hidráulico.

4.6.3. Flaps de bordo de ataque

Quando estendidos, os flaps de bordo de ataque desempenham uma função

similar à dos slats, porém, ao invés de criar uma fenda os flaps de bordo de ataque

aumentam a curvatura da asa. A curvatura da asa é aumentada pela inclinação do

bordo de ataque conforme é mostrado na Figura 4.46.

Figura 4.46 – Flap inclinado

O flap tipo Krueger é um pequeno flap articulado no bordo de ataque da asa e

pode ser do tipo plano ou do tipo de curvatura variável. A Figura 4.47 mostra o flap

Krueger.

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123

Figura 4.47 – Flap Krueger

4.6.4. Flap de bordo de fuga

Uma alternativa para aumentar o ângulo de ataque para aumentar o coeficiente de

sustentação é a colocação de flaps no bordo de fuga da asa.

ao contrário dos slats, os flaps de bordo de fuga aumentam o coeficiente de

sustentação em todos os ângulos de ataque até o ângulo de stall. O efeito da extensão

dos flaps nas curvas de coeficiente de sustentação é mostrado na Figura 4.48

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124

Figura 4.48 – Efeito da extensão dos flaps no coeficiente de sustentação.

A Tabela 4-1 mostra os valores típicos de ângulo de ataque e sustentação da Figura

4.48

Tabela 4-1 - Valores típicos de coeficientes de sustentação.

O flap plano é o tipo mais simples de flap de bordo de fuga. Uma parte do perfil,

tipicamente 30%, é articulada e pode ser estendida de uma maneira controlada pelo

piloto. Este tipo de flap não causa aumento de área, porém aumenta a curvatura do

perfil quando é defletido. A uma determinada velocidade, o aumento do CLmax pode

chegar a 21%. A Figura 4.49 mostra o flap plano.

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125

Figura 4.49 – Flap plano

Um desenvolvimento do flap plano é o flap tipo ventral. Esse tipo de flap é

relativamente mais robusto que o flap plano. Durante seu acionamento, a parte

inferior do perfil se separa da parte superior que permanece estacionária. O

deslocamento da parte inferior da superfície aumenta o ângulo de ataque da mesma

maneira que o flap plano. O CLmax pode aumentar até 32% ao custo de um grande

aumento de arrasto.

Figura 4.50 – Flap tipo ventral

O fluxo começa a descolar em altos ponto de ataque nos tipos de flap mencionados

anteriormente. Se a energia da camada limite é restaurada em um ponto do

extradorso de maneira que o descolamento possa ser adiado da mesma maneira que é

conseguida pelos slats, um maior ângulo de ataque pode ser mantido. A solução

encontrada para a utilização de flaps de bordo de fuga foi a introdução de uma fenda

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126

na região da articulação desse flap, aumentando o CLmax em até 65%. O ângulo de stall

cai para aproximadamente 14°. A Figura 4.51 mostra o flap tipo slotted

Figura 4.51 – Flap tipo slotted

A montagem de uma articulação adicional provoca um aumento na curvatura da

asa além da criação de mais uma fenda que reenergiza o fluxo retardando ainda mais o

descolamento do fluxo, aumentando o CLmax em até 70%. O ângulo de stall aumenta

para 18°. A Figura 4.52 mostra o flap tipo double-slotted.

Figura 4.52 – Flap tipo double-slotted

Esse tipo de flap ainda pode ser estendido para a configuração triple-slotted, como

mostra a Figura 4.53.

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127

Figura 4.53 – Flap tipo triple-slotted

O flap tipo Fowler é uma evolução do slotted-flap. Neste tipo de superfície, o flap

move-se para trás, o que além de aumentar a área da asa provoca também um

aumento de curvatura. O aumento de CLmax pode chegar a 90% e o ângulo de stall fica

por volta de 12,5°. Da mesma forma que o slotted, o flap tipo Fowler também pode ter

até três superfícies sendo que o maior número de superfícies induz a um maior

aumento do coeficiente de sustentação máximo. A Figura 4.54 mostra o flap tipo

Fowler estendido.

Figura 4.54 – Flap tipo Fowler

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128

Uma comparação entre o comportamento do coeficiente de sustentação e do

ângulo de stall é mostrada na Figura 4.55

Figura 4.55 – Comparação entre os tipos de flaps

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129

Referências

Anderson Jr, J.D., Fundamentals of Aerodynamics , (1991), Mc Graw Hill

International Editions, Second Edition.

Andrade, D. Fundamentos da Engenharia Aeronáutica. Notas de aula.

Homero, Souza (1991) Fundamentos de Aeronáutica, Embraer, 287p, São José dos

Campos, 1991.

Joffily, K. Aerodinâmica do Helicóptero, Teoria de Vôo e Conhecimentos Técnicos.

(2000). Curitiba.

Menezes, Luiz Pradines de (2004), Fundamentos da Teoria de Voo, Edições

Inteligentes, São Paulo.

Raymer., D. P., Aircraft Design: A conceptual Approach, AIAA Educations Series,

1991.

Swatton, P.J., Principles of Fligth for Pilots, John Wiley and Sons, 2010

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130

Capítulo 05 – Comandos de Vôo

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131

5. Comandos de Vôo

5.1. Eixos de Rotação

Conforme visto anteriormente os três eixos de rotação de uma aeronave se

interceptam no CG da aeronave (Figura 4.1)

Figura 5.1 – Eixos de rotação da aeronave

Se houver assimetria de forças em torno de algum eixo, ou seja, o somatório de

momentos em um eixo não é nulo, surge uma aceleração angular que provoca o

movimento da aeronave em relação a esse eixo.

Relembrando-se que o eixo longitudinal ou eixo de rolagem é o que une o nariz da

aeronave ao ponto mais traseiro do cone de cauda. O eixo lateral ou de arfagem é o

que une as pontas da asa e o eixo vertical ou normal é o eixo perpendicular aos outros

dois.

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132

5.2. Aeronaves de Asa Fixa

Nas aeronaves de asa fixa as superfícies de controle são, normalmente, pequenas

seções do aerofólios articuladas no bordo de fuga da superfície de sustentação

principal. São posicionadas de maneira que sua distância em relação ao seu eixo de

atuação seja a maior possível para minimizar a quantidade de força que precisam

produzir para a geração do momento.

As principais superfícies de controle dos aviões são: o aileron, o profundor e o leme

direcional. Estas superfícies são conhecidas como primárias e são demonstradas na

Figura 5.2

Figura 5.2 – Superfícies de controle primárias

5.2.1. Controle sobre o eixo longitudinal

O aileron é a superfície que controla o movimento em torno do eixo longitudinal,

também conhecido como movimento de rolagem.

O aileron é normalmente posicionado no bordo de fuga e na região da asa mais

próxima às pontas.

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133

O acionamento dos ailerons é feito pela rotação do volante ou pelo deslocamento

lateral do mancha e provoca a deflexão assimétrica das superfícies.

Figura 5.3 – Manche (Embraer Ipanema)/volante (Boeing 787 Dreamliner)/side-stick (Airbus A320)

O movimento do volante para a direita, por exemplo, faz com que o aileron direito

seja defletido para cima e o esquerdo para baixo. A deflexão do aileron direito para

cima diminui a curvatura da asa, reduzindo a sustentação na asa direita. O contrário, a

deflexão para baixo da superfície esquerda aumenta a curvatura da asa aumentando a

sustentação nessa asa. A assimetria de sustentação nas duas asas provoca um

movimento de rolagem para a direita.

Figura 5.4 – Acionamento dos ailerons

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134

Essa assimetria na sustentação nas duas semi-asas tem como efeito colateral o

surgimento de uma força que tende a guinar a aeronave. O efeito de guinada adversa

acontece pela diferença de arrasto entre as duas semi-asas.

Uma vez que o aileron que foi defletido para baixo gera um aumento de

sustentação, um aumento de arrasto também ocorre na semi-asa que se eleva. Essa

assimetria de arrasto provoca um momento de guinada

Olhando da perspectiva do piloto a guinada ocorre no sentido contrário ao sentido

de rolagem.

Figura 5.5 – Guinada adversa

O fenômeno da guinada adversa é mais pronunciado em velocidades mais baixas.

Como em baixas velocidades a pressão aerodinâmica na superfície é menor, exigindo

uma maior deflexão do aileron para manobrar a aeronave a assimetria no arrasto

ocorre de maneira mais clara. O fenômeno é mais evidente em aeronaves de maior

envergadura.

Nessas situações a atuação do leme é necessária para coordenar a curva.

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135

Entre as soluções encontradas para diminuir o efeito da guinada adversa estão: a

utilização de ailerons diferencias, ailerons tipo frise, acoplamento entre ailerons e

leme.

O aileron diferencial é projetado de maneira que a deflexão do aileron que sobe é

maior que a deflexão do aileron que desce. Esta solução promove um aumento de

arrasto na asa descendente. Este aumento de arrasto acontece devido à maior área

frontal da superfície da asa em que o aileron e levantado. Esta solução diminui, mas

não elimina o efeito de guinada adversa.

Figura 5.6 – Ailerons diferenciais

Os ailerons do tipo frise são articulados no bordo de fuga da asa de maneira que o

deslocamento da articulação projeta o bordo de ataque do aileron defletido para cima

de forma a criar resistência no fluxo de ar. Este aumento no arrasto da asa

descendente ajuda a equalizar os momentos de guinada adversa.

Além de aumentar o arrasto na asa descendente a articulação deslocada do aileron

que desce forma um slot, forçando a passagem do fluxo pelo extradorso do aileron,

melhorando sua eficiência em altos ângulos de ataque.

Os ailerons tipo frise também podem ser projetados para operar diferencialmente.

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136

Assim como nos ailerons diferenciais, o efeito de guinada adversa é reduzido e não

eliminado e, portanto a aplicação coordenada do leme direcional ainda é necessária.

Figura 5.7 – Ailerons tipo frise

A solução encontrada para eliminar a ação do piloto na coordenação da curva foi

acoplar o comando do leme ao comando do aileron, de maneira que o deslocamento

do manche provoque também o deslocamento do leme. Esse acionamento do manche

também provoca o deslocamento dos pedais.

Figura 5.8 – Interconexão aileron/leme

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137

Os flaperons combinam tanto as funções de flaps quanto as dos ailerons. Além de

controlar. Além de controlar o ângulo de rolagem como os ailerons convencionais, os

flaperons podem ser defletidos simetricamente para aumentar a sustentação,

operando como flaps convencionais. Os controles são independentes para as funções

de flap e aileron.

Figura 5.9 – Flaperons (Kitfox Lite Ultralight)

5.2.2. Controle sobre o eixo transversal

O profundor controla o movimento de arfagem em torno do eixo lateral. Da

mesma maneira que os ailerons o comando do profundor é feito pelo manche ou pela

coluna do volante.

Ao passo que o comando dos ailerons é feito pelo movimento lateral do manche

ou do volante, o profundor é acionado pelo movimento longitudinal do mesmo

manche ou da coluna de direção.

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138

Figura 5.10 – Movimento do profundor

Ao puxar o manche, o bordo de fuga do profundor é defletido para cima. Nessa

posição, a curvatura da superfície do estabilizador é diminuída e por conseqüência a

sustentação dessa superfície também reduzida gerando um momento de nose-up

(cabragem) em torno do eixo transversal.

Movimentando o manche na posição oposta, a deflexão do profundor para baixo

aumenta a sustentação na superfície do estabilizador pelo aumento da curvatura da

superfície gerando um momento de picagem (nose-down).

O stabilator é uma superfície articulada em seu ponto central de forma que possa

ser defletida totalmente. Faz o papel tanto do estabilizador quanto o do profundor.

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139

Figura 5.11 – Stabilator (Northrop F-5 Tiger II)

Aviões de combate, normalmente os que têm asas de geometria variável, possuem

stabilators que podem mover a superfície da direita de maneira independente da

superfície esquerda, criando também um movimento de rolagem. Essas superfícies são

chamadas de tailerons.

Figura 5.12 – Taileron (Panavia Tornado)

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140

As aeronaves de asa em delta controlam o movimento em torno do eixo lateral

com a utilização de elevons. Os elevons ocupam toda a superfície do bordo de fuga das

asas dessas aeronaves e fazem a função tanto de profundores quanto as de ailerons.

Se os elevons são defletidos simetricamente a aeronave vai arfar, se a deflexão for

assimétrica a aeronave vai rolar.

Figura 5.13 - Elevons (Avro Vulcan)

5.2.3. Controle sobre o eixo vertical

O controle direcional em torno do eixo vertical é feito pelo leme direcional. O leme

direcional é uma pequena superfície articulada no bordo de fuga do estabilizador e é

comandado pelos pedais.

Para guinar à esquerda deve-se acionar o pedal esquerdo, defletindo o leme para a

esquerda. O aumento de curvatura cria sustentação para a direita fazendo a aeronave

guinar para o lado comandado.

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141

Figura 5.14 - Atuação do leme direcional

A configuração em V combina as superfícies de comando da cauda em dois

ruddervators para fazer tanto o controle de arfagem e guinada. Essas superfícies são

montadas de maneira que o volante controla as duas superfícies simultaneamente,

permitindo o controle de arfagem. O acionamento assimétrico dos ruddervators,

comandado pelos pedais, possibilita controle direcional.

Figura 5.15 - Cauda em V (Beechcraft Bonanza)

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142

5.2.4. Compensação de comandos

Os esforços aerodinâmicos nos comandos são devidos fundamentalmente à

pressão aerodinâmica nas superfícies de controle.

Como a força no comando é devida a pressão dinâmica, os esforços são

proporcionais ao quadrado da velocidade.

A compensação dos comandos tem como finalidade minimizar o esforço requerido

pelo piloto ou do sistema.

A redução nos esforços pode ser conseguida através dos seguintes procedimentos:

a) Saliência no bordo de ataque da superfície (horn): a compensação acontece

pela incidência do escoamento sobre o horn que cria uma força no sentido

do deslocamento desejado da superfície.

b) Deslocamento do eixo de articulação da superfície: o ponto de articulação da

superfície pode ser deslocado de maneira que seja criado uma força de

compensação pela incidência do escoamento no bordo de ataque da

superfície, da mesma forma que a utilização dos horns.

c) Emprego de compensadores: os compensadores são pequenas superfícies

que se localizam no bordo de fuga das superfícies de comando. Quando uma

superfície e defletida o compensador deflete no sentido contrário. A força

sobre o compensador reduz o esforço para mover a superfície

Os compensadores podem ser dos seguintes tipos:

a) Compensador automático: o compensador automático também é conhecido

como servo tab é acionado através de um mecanismo interno.

b) Compensador fixo : o compensador fixo é uma placa fixa colocada no bordo

de fuga da superfície. O compensador deve ser regulado em solo se uma

tendência de atitude é observada em vôo.

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143

c) Compensadores comandáveis: esse tipo de compensador (trim tab) é

comandado pelo piloto na cabine.

Figura 5.16 - Horn e trim tabs (Beechcraft Super 18)

Figura 5.17 - Acionamento do trim tab em vôo

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144

O acionamento do compensador é deito por uma roda no console da aeronave

como a que é mostrada na Figura 5.18.

Figura 5.18 - Roda de ajuste

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Referências

Homero, Souza (1991) Fundamentos de Aeronáutica, Embraer, 287p, São José dos

Campos, 1991.

Menezes, Luiz Pradines de (2004), Fundamentos da Teoria de Voo, Edições

Inteligentes, São Paulo.

Pilots Handbook of Aeronautical Knowledge. Federal Aviation Administration.

Swatton, P.J., Principles of Fligth for Pilots, John Wiley and Sons, 2010

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144

Capítulo 06 – Estabilidade, Peso e Balanceamento

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145

6. Estabilidade, Peso e Balanceamento

6.1. Estabilidade

A estabilidade é a tendência que um corpo tem de voltar para a condição de

equilíbrio após ser deslocado por meio de um distúrbio externo.

Para que um corpo esteja em equilíbrio é necessário que a soma de todas as forças

e momentos, em relação a qualquer ponto desse corpo, seja nula.

6.1.1. Estabilidade Estática

Se um corpo, após ser perturbado, tende a voltar para a condição de equilíbrio em

que se encontrava antes dessa perturbação, então é dito que este corpo possui

estabilidade estática positiva.

Se um corpo não possui a tendência de retornar ao ponto de equilíbrio inicial,

distanciando-se desta condição com facilidade é dito que este corpo está em condição

de estabilidade estática negativa.

Se o corpo permanece em equilíbrio em qualquer posição para onde é deslocado

então se diz que a condição é de equilíbrio indiferente tem estabilidade estática

neutra. A Figura 6.1 mostra exemplos de estabilidade estática.

Figura 6.1 – Exemplos de estabilidade estática

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146

6.1.2. Estabilidade Dinâmica

A estabilidade dinâmica diz respeito ao movimento que o corpo realiza ao longo do

tempo, tendendo ou não a retornar à condição de equilíbrio da qual foi afastado

devido a uma perturbação qualquer.

Um corpo estaticamente estável pode apresentar três tipos de comportamento

dinâmico: estável, instável ou indiferente.

Um corpo possui estabilidade dinâmica positiva se este corpo retorna à sua

condição inicial, após qualquer perturbação, realizando um movimento simples ou

realizando uma série de oscilações em torno da condição de equilíbrio com a

amplitude dessas oscilações diminuindo conforme o tempo.

Um corpo tem estabilidade dinâmica neutra se este se movimenta em torno da

condição de equilíbrio através de uma série de oscilações com amplitude constante no

tempo.

Um corpo possui estabilidade dinâmica negativa se a amplitude das oscilações em

relação a condição de equilíbrio aumenta com o tempo. A Figura 6.2 mostra exemplos

de estabilidade dinâmica

Figura 6.2 – Exemplos de estabilidade dinâmica

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147

6.2. Estabilidade Longitudinal

A estabilidade longitudinal diz respeito a tendência de uma aeronave permanecer

em condição de vôo nivelado, retilíneo, com ângulo de ataque e velocidade

constantes. Diz-se que nestas condições o vôo está equilibrado longitudinalmente.

A Figura 6.3 mostra as forças atuantes em um avião: peso sobre o centro de

gravidade; sustentação e arrasto sobre o centro de pressão (centro aerodinâmico);

força de tração sobre a linha de tração.

Figura 6.3 – Forças atuantes em um avião

Neste caso o centro aerodinâmico está localizado atrás do centro de gravidade. A

sustentação e a tração provocam momentos picadores, enquanto o arrasto produz um

momento cabrador. Pode-se perceber que esses momentos não se anulam, havendo

necessidade de se criar um momento adicional para equilibrá-los. Esse momento é

gerado pela presença de um estabilizador.

O estabilizador é uma pequena asa montada horizontalmente na cauda do avião e

que gera o momento necessário para o balanceamento da aeronave. A Figura 6.4

mostra a atuação do estabilizador horizontal na compensação do momento resultante

na aeronave.

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148

Figura 6.4 – Compensação de momento pelo estabilizador

Como existe uma relação entre velocidade e sustentação, quando a velocidade

aumenta, a sustentação da asa tende a aumentar, aumentando o ângulo de ataque da

aeronave. A presença desse momento cabrador deve ser anulada para manter a

trajetória da aeronave. O ângulo de ataque para o qual o equilíbrio é mantido, a uma

dada velocidade é chamado de ângulo de ataque de equilíbrio e corresponde a uma

velocidade determinada.

No projeto de uma aeronave um grande esforço é gasto no desenvolvimento do

grau de estabilidade desejado nos três eixos. Porém a estabilidade longitudinal é

considerada a que mais sofre os efeitos de certas variáveis em diferentes condições de

vôo.

Estabilidade longitudinal é a propriedade que a aeronave tem de permanecer

estável em relação ao eixo lateral, isto é, no movimento de arfagem do avião.

Uma aeronave instável longitudinalmente tem uma tendência de subir ou

mergulhar de maneira progressiva, podendo chegar a uma inclinação tão extrema que

pode provocar o stall da aeronave. O vôo em uma aeronave longitudinalmente instável

além de ser difícil, pode vir a ser extremamente perigoso.

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149

A estabilidade longitudinal de uma aeronave depende primordialmente de três

fatores:

a) Localização da asa em relação ao CG;

b) Localização do estabilizador em relação ao CG;

c) Área total do estabilizador.

Para obter estabilidade longitudinal, as relações de momento entre a asa e o

estabilizador deve ser tal que se a aeronave sofrer uma arfagem inadvertida, as forças

geradas nessas superfícies possa restaurar a atitude inicial da aeronave.

O centro de pressão (CP) da maioria dos aerofólios assimétricos têm a tendência de

mudar sua posição com a mudança do ângulo de ataque. O CP tende a se mover para

frente com o aumento do ângulo de ataque e mover-se para trás com a diminuição

desse ângulo. Esse comportamento que tende a gerar sustentação mais próxima ao

bordo de ataque gera uma característica de instabilidade. O CP também é conhecido

como CL (componente longitudinal, não confundir com CL , coeficiente de sustentação

da asa)

A Figura 6.5 mostra uma aeronave em vôo nivelado onde a linha CG-CP-T

representa o eixo longitudinal da aeronave desde o centro de gravidade até uma

posição “T” no estabilizador.

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150

Figura 6.5 – Forças atuantes na estabilidade longitudinal

A maioria das aeronaves é projetada de maneira que o CP fique localizado atrás do

CG. Esta consideração torna o nariz da aeronave “mais pesado” de maneira que seja

necessária uma força adicional, para baixo, no estabilizador horizontal de maneira que

o momento gerado anule o momento do peso do nariz. Essa força é conseguida pelo

posicionamento do estabilizador em um ângulo levemente relativo.

È como se a linha CG-CP-T fosse uma alavanca, com uma força ascendente no CL e

duas forças descendentes em CG e T criando momentos que se anulam. A Força em T é

menor, porém o braço de aplicação é maior.

Embora o estabilizador horizontal tenha capacidade de nivelar longitudinalmente a

aeronave por si só, quando a aeronave voa em vôo nivelado, há um desvio do fluxo nas

asas para baixo (downwash). O efeito desse desvio no extradorso do estabilizador

produz uma pressão para baixo que em determinada velocidade é suficiente para

nivelar o avião.

Quanto maior a velocidade de vôo maior o downwash e maior a força para baixo

no estabilizador (exceto para caudas em T). A Figura 6.6 mostra a influência da

velocidade da aeronave na carga aerodinâmica do estabilizador.

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151

Figura 6.6 – Influência da velocidade na carga do estabilizador

Em aeronaves com estabilizadores fixos, o fabricante posiciona a superfície em um

ângulo que forneça a melhor estabilidade durante o vôo em velocidade de cruzeiro e

potência de tração.

Se a velocidade da aeronave diminui, a velocidade do fluxo no extradorso da asa

também diminui e, portanto ocorre diminuição do downwash. A conseqüente redução

da força no estabilizador provoca um momento de nose-down. Conforme a atitude da

aeronave muda, o ângulo de ataque e o arrasto diminuem permitindo uma aceleração

do fluxo de ar. Esse aumento de velocidade provoca um aumento no downwash,

aumentando a força no estabilizador e retornando a aeronave para uma posição de

subida.

Conforme a atitude de subida continua, a velocidade do fluxo volta a diminuir

causando a diminuição do momento causado pelo estabilizador. O ciclo volta a se

repetir, porém como a aeronave é dinamicamente estável, a amplitude é menor a cada

ciclo e a aeronave volta a voar em nível.

Um efeito parecido acontece quando se diminui a potência no manete. O

downwash da asa é reduzido e a força em T não é suficiente para manter a cauda

abaixada e a aeronave entra em atitude nose-down. Esta característica e desejável pois

nessa atitude a aeronave está tentando ganhar velocidade e restabelecer o equilíbrio.

Potência ou tração também podem exercer um efeito desestabilizante, visto que

um aumento de tração pode fazer o nariz da aeronave levantar.

Este efeito pode ser compensado com localização da linha de tração acima do

centro de gravidade. Esta solução cria um momento nose-down com o aumento da

potência ou da tração. A Figura 6.7 mostra a influência da tração no downwash.

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152

Figura 6.7 – Influência da tração na carga do estabilizador

Conclusão: se o CG está à frente do CP e com uma força aerodinâmica no

estabilizador para baixo, a aeronave sempre vai voltar a uma atitude de segurança.

De outra maneira, se o CG está posicionado atrás do CP, o estabilizador deverá ter

ângulo de ataque positivo, de maneira a criar uma força de sustentação para cima

(positiva) para anular o momento nose-up da aeronave produzido pela asa.

Se o ângulo de ataque do avião é aumentado os ângulos da ataque da asa e do

estabilizador também aumentam e a sustentação do estabilizador tente a anular a

arfagem da aeronave.

Pode ocorrer de a força de sustentação da asa não ser proporcionalmente maior

que a variação da força gerada pela empenagem e a aeronave tornar-se instável.

6.3. Estabilidade Lateral

A estabilidade lateral (ou de rolagem) é a estabilidade da aeronave relativa ao eixo

longitudinal.

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153

Quando as semi-asas de uma aeronave em vôo horizontal, sofrem um desequilibrio

devido a uma perturbação qualquer, fazendo o avião inclinar em torno do eixo

longitudinal, o vetor sustentação gira criando duas componentes:

a) a componente horizontal tende a mover o avião lateralmente; e

b) a componente vertical tende a fazer a aeronave mover-se para baixo.

Nessa situação a aeronave tende a deslocar-se lateralmente e para baixo em um

movimento chamado de glissada. Nessa condição a aeronave pode apresentar um dos

três seguintes comportamentos:

a) retornar ao equilíbrio, nivelando a asa (estabilidade estática positiva);

b) continuar a glissar sem variar o desnível entre as semi-asas (estabilidade

estática neutra); e

c) desequilibrar-se, desnivelando cada vez mais a asa (estabilidade estática

negativa)

A maneira mais comum de produzir estabilidade lateral é construir as asas com um

ângulo de aproximadamente três graus em relação ao eixo longitudinal. As semi-asas

se encontram na junção com a fuselagem formando um V em um ângulo conhecido

como diedro. A quantidade de diedro é medida pelo ângulo entre uma semi-asa com o

eixo lateral. Se a inclinação é para cima, diz-se que a asa possui diedro positivo, se a

inclinação é para baixo diz-se que o diedro é negativo. A Figura 6.8 mostra uma

aeronave com asa em diedro positivo.

Figura 6.8 – Asa com diedro positivo

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154

Quando o avião está glissando para a esquerda, aparece um vento relativo a partir

da ponta esquerda da asa. Ao se decompor esse vento relativo nas direções paralela e

perpendicular ao plano da asa teremos o que está representado na Figura 6.9.

Figura 6.9 – Vento relativo na glissagem

Verificamos então que na semi-asa mais baixa a componente perpendicular tende

a aumentar a sustentação desse lado. Já na asa alta a componente perpendicular

tende a diminuir essa sustentação. Conseqüentemente aparece um momento

estabilizador que tende a retornar a aeronave para a posição nivelada. A Figura 6.10

mostra o momento estabilizador gerado pela asa em diedro.

Figura 6.10 – Momento estabilizador do diedro positivo

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155

Em uma asa com diedro negativo, a estabilidade lateral do avião diminui, pois o

vento lateral produz as componentes perpendiculares de maneira inversa, diminuindo

a sustentação da semi-asa que desce (Figura 6.11).

Figura 6.11 – Momento desestabilizador do diedro negativo

O enflechamento positivo da asa também contribui com a estabilidade lateral da

aeronave. Quando o avião está glissando, a semi-asa mais baixa recebe uma maior

velocidade normal em seu bordo de ataque e, portanto é q que gera mais sustentação.

A dissimetria de sustentação na asa enflechada positivamente produz um momento

estabilizador.

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156

Figura 6.12 – Efeito do enflechamento da asa na estabilidade lateral

Uma asa com enflechamento negativo tem o comportamento oposto,

desestabilizando lateralmente a aeronave.

Durante a glissagem do avião, tanto a fuselagem quanto o estabilizador vertical

recebem o vento lateral.

A pressão recebida pelo vento lateral, irá gerar dois momentos em relação ao eixo

longitudinal. Como a força que gera esses momentos é proporcional à área, se a área

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157

da fuselagem acima do eixo longitudinal somada com a área da deriva for maior que a

área da fuselagem na parte inferior desse eixo, o momento na parte superior será

maior que o da parte inferior e portanto deverá estabilizar a aeronave. A Figura 6.17

mostra esse efeito.

Figura 6.13 – Efeito da fuselagem e do estabilizador horizontal na estabilidade

lateral

Se a área da fuselagem abaixo do eixo longitudinal for maior, o momento

resultante é desestabilizador.

Outro fator que influi na estabilidade lateral é a posição da asa em relação à

fuselagem. Nas aeronaves de asa alta o CG está localizado abaixo da asa e portanto, a

fuselagem age como um pêndulo gerando um momento que tende a restituir a

aeronave à condição de equilíbrio.

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158

Nas aeronaves de asa baixa o CG está localizado acima da asa e em caso de

desnivelamento, aparece um momento que tende a desequilibrá-la ainda mais. A

Figura 6.14 mostra o efeito da posição da asa na estabilidade lateral.

Figura 6.14 – Efeito da posição da asa na estabilidade lateral

Outra característica estabilizadora em aeronaves de asa alta é que o vento lateral

que incide na fuselagem do lado da glissagem tende a estabilizar a aeronave

6.4. Estabilidade Direcional

A estabilidade direcional refere-se à tendência da aeronave manter-se em

equilíbrio em relação ao eixo vertical. Enquanto a estabilidade lateral trata da

estabilidade em casos de glissagem, a estabilidade direcional é relacionada à

derrapagem da aeronave.

A derrapagem é o vôo da aeronave em ângulo entre o eixo longitudinal e o vento

relativo como demonstrado na Figura 6.15.

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159

Figura 6.15 – ângulo de derrapagem

Quando o nariz da aeronave sofre um desvio lateral, três comportamentos

diferentes:

a) a aeronave tende a voltar à condição de vôo não derrapado (estabilidade

estática positiva);

b) a aeronave tende a permanecer em vôo com o ângulo de derrapagem para o

qual foi desviado (estabilidade estática neutra); e

c) a aeronave tende a aumentar o ângulo de derrapagem (estabilidade estática

negativa).

O principal elemento que promove a estabilidade direcional é o estabilizador

vertical (também conhecida como deriva).

Quando o nariz de uma aeronave sofre um desvio lateral, o ângulo de ataque do

estabilizador vertical aumenta, gerando uma força lateral que tende a zerar o ângulo

de derrapagem.

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160

Quanto maior for a deriva e mais distante do CG, maior será o seu efeito

estabilizante.

Além de produzir um efeito estabilizante lateralmente, o enflechamento positivo

da asa também gera um momento estabilizante direcionalmente.

Em função de uma perturbação que desloque o nariz da aeronave para a esquerda,

por exemplo, a asa esquerda move-se para trás, enquanto a direita move-se para

frente. Em consequência, a asa direita tem o vento relativo aumentado e, em

conseqüência, seu arrasto também aumentado. O aumento do arrasto contribui para

trazer o nariz de volta para a posição original de equilíbrio. Com a asa esquerda ocorre

o inverso. O aumento do arrasto na asa direita e a diminuição na asa esquerda

provocam um movimento de reação do eixo da fuselagem na direção de onde proveio

a perturbação. Esse efeito é mostrado na Figura 6.16.

Figura 6.16 – Efeito do enflechamento na estabilidade direcional

Numa derrapagem, a resultante aerodinâmica do vento relativo sobre a fuselagem

encontra-se à frente do CG. Isto faz com que a aeronave tenda a aumentar o seu

ângulo de derrapagem. Portanto a fuselagem tem um efeito desestabilizante

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161

direcionalmente. O efeito da fuselagem na estabilidade direcional é mostrado na

Figura 6.17

Figura 6.17 – Efeito da fuselagem na estabilidade direcional

6.5. Acoplamento direcional e lateral

6.5.1. Dutch Roll

Quando foi analisada a estabilidade direcional, foi dito que aeronaves com asa

enflechada tendem a aproar o vento relativo da perturbação. Dessa forma, a asa do

lado oposto da perturbação avança, ganhando velocidade.

Todavia, quando a asa do lado oposto da perturbação avança, em função de uma

perturbação lateral, ela tem não apenas seu arrasto aumentado, mas também sua

sustentação. De forma análoga, a asa que se move para trás tem sua sustentação

diminuída. Com isso, surge uma tendência ao giro de asa.

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162

Resumindo: o aumento do arrasto em uma das asas contribui para trazer o nariz de

volta para a posição original de equilíbrio. Já o aumento da sustentação implica em

uma tendência ao rolamento.

Essas duas tendências, agindo em conjunto, ou seja, acopladas, pode dar origem a

um movimento chamado de “dutch roll”. O efeito é demonstrado na Figura 6.18.

Figura 6.18 – Dutch Roll

O “dutch roll” é naturalmente amortecido na maioria das aeronaves, embora possa

ocorrer degradação do amortecimento em condições de mais alta velocidade e em

altitude.

Aeronaves com pouca estabilidade direcional são propensas ao “dutch roll”.

Aeronaves com asas enflechadas têm tendência ao “dutch roll” devido ao

acoplamento dos movimentos.

6.5.2. Divergência Espiral

A divergência espiral se caracteriza quando um avião que é muito estável

direcionalmente mas não lateralmente; por exemplo, um avião com grande “fin” mas

sem ângulo de diedro. Neste caso, quando o avião está sob um ângulo de rolagem e

sob um ângulo de derrapagem, a força lateral tende a girar o avião em direção ao

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163

vento relativo. A semi-asa externa vai mais rápido, gera mais sustentação, e o avião vai

rolar de modo a aumentar o ângulo de rolagem. Não existe estabilidade lateral que

contrabalance este rolamento. O ângulo de rolagem aumenta, e o avião continua a

girar em direção à derrapagem em uma espiral.

Figura 6.19 – Divergência espiral

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164

6.6. Peso e Balanceamento

6.7. Efeitos de Peso e Centro de Gravidade

6.7.1. Peso

A aeronave com excesso de peso não decola, não sobe nem voa tão bem quanto

uma aeronave carregada dentro dos limites. Conforme expresso no Manual, não é

possível levar tudo ao mesmo tempo. Se houver necessidade de transportar todos os

passageiros e suas bagagens, o piloto deve diminuir a quantidade de combustível nos

tanques, para a etapa de vôo prevista. Com isso, poderá haver necessidade de fazer

um ou mais pousos técnicos para reabastecimentos, dependendo da distância entre a

origem e o destino do vôo.

Normalmente, o peso máximo permitido para pouso é menor do que a capacidade

de carga da aeronave. Em outras palavras, mesmo decolando com o peso dentro do

limite máximo, a aeronave não pode regressar imediatamente para pousar, devendo

consumir parte do combustível, para não afetar sua estrutura. Em caso de emergência,

o piloto deve estar treinado para realizar o procedimento previsto.

Entre os problemas que podem ser causados pelo excesso de peso da aeronave

estão:

a) necessidade de uma maior velocidade de decolagem;

b) necessidade de uma pista maior para decolagem;

c) redução da razão de subida;

d) redução do ângulo de subida;

e) redução do teto de serviço;

f) redução da velocidade de cruzeiro;

g) redução da distância de cruzeiro;

h) redução de manobrabilidade;

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165

i) maior velocidade de pouso;

j) maior pista de pouso;

k) cargas excessivas na estrutura, principalmente no trem de pouso.

6.7.2. Centro de Gravidade Adiantado

Se o CG da aeronave está excessivamente adiantado, aparecem esforços excessivos

no estabilizador durante a corrida de decolagem. Para tirar a aeronave do chão, o

piloto deve rotacionar a aeronave em torno do trem de pouso principal. Essa ação é

realizada pela geração de uma força para baixo gerada nessa superfície.

Se o CG estiver muito deslocado para a dianteira, o momento que deve ser

exercido por essa força deve ser maior, o que significa que essa força deve ser

incrementada. Essa necessidade de aumento nessa força vai causar uma degradação

no desempenho de decolagem do avião.

Deve ser lembrado que, durante a decolagem, a distância entre o CG, a

empenagem horizontal e o trem de pouso principal impõe algumas dificuldades para o

controle quando a aeronave decola.

Se o trem principal tem suas pernas recuadas ou se o CG estiver muito adiantado, o

piloto vai ter que exercer uma força muito grande no manche para gerar o momento

de cabragem necessário para o levantamento do nariz da aeronave. Quando a

aeronave se descola da pista, o momento que tende a girar a aeronave é aplicado no

CG e não mais no trem principal (já que não há mais a reação da pista. Assim o piloto

pode ser obrigado a aliviar a pressão do manche ou até mesmo comandar o

abaixamento do nariz. Essa situação exige um controle acurado da atitude da aeronave

e pode conduzir a situações de perigo.

A posição dianteira do CG pode ser limitada por requisitos de decolagem. Se a pista

exigir maiores deflexões de flap, a geração extra de sustentação cria um momento que

deve ser compensado por um maior esforço do estabilizador.

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166

Conforme já visto, existe uma força estabilizante na empenagem horizontal que

depende do ângulo de downwash do fluxo da asa. Quanto maior o ângulo de

downwash, maior será essa força no estabilizador.

Conforme a aeronave aproxima-se do solo para o pouso, essa proximidade afeta o

ângulo do escoamento que atinge a empenagem. Dessa maneira, a força que incide na

empenagem é menor e portanto o piloto deve atuar puxando o manche. Se o CG

estiver muito à frente, pode ser que não seja possível a cabragem da aeronave. Essa

situação crítica pode provocar o toque do trem de nariz antes do toque do trem

principal provocando um acidente.

Figura 6.20 – Centro de gravidade adiantado

6.7.3. Centro de Gravidade Recuado

A posição muito recuada do CG reduz a estabilidade longitudinal da aeronave.

Nessa situação os movimentos de fugóide podem não ser totalmente amortecido e

caso o carregamento seja excessivo, a estabilidade estática longitudinal pode se tornar

negativa.

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167

Figura 6.21 – Centro de gravidade recuado

6.8. Tipos de Peso

EEW - Equipped Empty Weight (Peso Vazio Equipado) - Peso da aeronave

incluindo todos os equipamentos imprescindíveis para vôo: motores, fuselagem,

instrumentação, sistemas e equipamentos que fazem parte da configuração típica da

aeronave. Estão incluídos o oxigênio, agentes de extinção de incêndio e fluidos

contidos nos amortecedores.

BEW - Basic Empty Weight (Peso Básico Vazio) – É o EEW somado dos pesos do

óleo do motor, fluído hidráulico e combustível não-utilizável.

OBW - Operational Basic Weight (Peso Básico Operacional) – É o BEW somado dos

pesos de todos os itens necessários para a operação da aeronave:

a) Tripulantes;

b) Bagagens dos tripulantes;

c) Manuais operacionais e acessórios de navegação;

d) Equipamentos de galley e alimentos;

e) Líquidos utilizados nos lavatórios.

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168

AZFW - Actual Zero Fuel Weight (Peso Real Zero Combustível) – É o OBW somado

da carga paga da aeronave:

a) Passageiros;

b) Bagagem dos passageiros;

c) Carga transportada.

MZFW - Maximum Zero Fuel Weight (Peso Máximo Zero Combustível) – É o peso

máximo que a aeronave pode atingir antes que seja abastecida de combustível. É

dimensionado considerando-se os esforços estruturais de aeronave. Considerando a

Figura 6.22 podemos observar que a aeronave da esquerda encontra se com o MZFW

e a da direita está com seus tanques vazios

Figura 6.22 – Esforços na aeronave devido ao carregamento de combustível

Quando a aeronave encontra-se com os tanques cheios, o momento de flexão que

tende a levantar as asas da aeronave é determinado pela diferença entre a

sustentação e o peso da asa (incluindo o peso do combustível), multiplicado pelas

distâncias dessa força em relação à raiz.

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169

Nessa situação, o peso do combustível tende a balancear a sustentação,

contribuindo para a diminuição do momento fletor nesse semi-asa

Se os tanques de asa estão vazios, o momento fletor atinge seu valor máximo,

mesmo que a diminuição do peso total da aeronave induza a uma diminuição da

sustentação, pois não força que gere momento no sentido contrário.

Portanto o MZFW é determinado pela resistência da semi-asa de resistir a esse

momento fletor na sua raiz.

Maximum Payload (Máxima Carga Paga Permissível) – É a quantidade máxima de

carga que pode ser colocada a bordo de uma aeronave. É a diferença entre MFZW e o

OEW.

MRW - Maximum Ramp Weight (Máximo Peso de Rampa) – É o peso máximo que

uma aeronave pode ter ao efetuar taxiamento. Geralmente é ligeiramente superior ao

peso máximo estrutural de decolagem, o que significa que o peso máximo de rampa

permite levar uma quantidade de combustível adicional, que será consumida até a

cabeceira da pista, durante taxis longos e esperas prolongadas. A decolagem com

peso igual ou superior ao MRW é uma violação dos regulamentos aeronáuticos.

MTOW - Maximum Take Off Weight (Peso Máximo de Decolagem) – É o peso

máximo de decolagem. Representa o limite de peso para o qual a aeronave será capaz

de efetuar uma decolagem segura, mesmo no caso de uma falha de motor em

aeronaves multimotoras. Com esse peso a aeronave deverá ser capaz de evitar

quaisquer obstáculos no eixo da pista, mantendo um gradiente de subida mínimo,

conforme definido pelos regulamentos aeronáuticos aplicáveis.

IMW - Inflight Minimum Weight (Peso Mínimo em Vôo) – Ao efetuar o

dimensionamento de suportes para equipamentos da aeronave, o engenheiro

considera que a aeronave será submetida a um fator de carga máximo. Se a aeronave

estiver muito leve, esse fator de carga máximo irá impor uma aceleração muito forte à

estrutura da aeronave, gerando risco de rompimento desses suportes. Portanto é

definido um peso mínimo de vôo para algumas aeronave.

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170

ATW ou TOW - Actual Take Off Weight (Peso Real de Decolagem) – É o peso real

da aeronave na decolagem, deve ser igual ou menor ao MTOW.

MLW - Maximum Landing Weight (Peso Máximo de Pouso) – O peso máximo de

pouso é o limite para o qual a aeronave pode efetuar um pouso seguro. É limitado por

considerações sobre a resistência estrutural do avião aos esforços durante o toque na

pista e capacidade de efetuar uma arremetida com um motor inoperante.

6.9. Cálculo do Peso

O peso vazio do avião deve ser determinado para que a carga máxima que pode

ser embarcada possa ser determinada. A periodicidade para que a pesagem da

aeronave seja feita é determinada pelas autoridades aeronáuticas. A periodicidade de

pesagem é mostrada na Tabela 6-1.

Tabela 6-1 - Periodicidade de pesagem

Tipo de

Aeronave Categoria de

Homologação Categoria de

Operação Prazo de

Pesagem(*)

Convencional/Turbo-hélice

RBHA 23(FAR23) Aviões categoria

normal Conforme RBHA 91 Indeterminado

Jato Puro/Turbofan

(monomotor)

RBHA 23(FAR23)

Aviões categoria normal

Conforme RBHA 91 Indeterminado

Convencional/Turbo-

hélice/ Jato Puro/TurboFan

RBHA 23(FAR23)

Aviões categoria transporte regional

Conforme RBHA 91 5 anos

Jato Puro/TurboFan (multimotor)

RBHA 23(FAR23) Aviões categoria

Normal Conforme RBHA 91 5 anos

Convencional/Turbo-hélice

RBHA 25(FAR25) Aviões categoria

transporte

Conforme RBHA 91 5 anos

Jato Puro/TurboFan

RBHA 25(FAR25) Aviões categoria

transporte

Conforme RBHA 91 5 anos

Convencional/Turbo-Eixo

RBHA 27(FAR27) Aeronaves de asas rotativas categoria

normal

Conforme RBHA 91 Indeterminado

Convencional/Turbo-Eixo

RBHA 29(FAR29) Aeronaves de asas rotativas categoria

transporte

Conforme RBHA 91 5 anos

Todas Todas Conforme RBHA 135

3 anos ou 5 anos

conforme especificações

operativas

Todas Todas Conforme RBHA 121 A cada 5 anos ou

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171

Tipo de

Aeronave Categoria de

Homologação Categoria de

Operação Prazo de

Pesagem(*) conforme

especificações

operativas

(*) Com exceções dos seguintes casos :

(1) Aeronaves cujos manuais aprovados definem intervalos de tempo entre pesagens

consecutivas devem ser repesadas de acordo com tais manuais.

(2) sempre que houver dúvidas quanto à exatidão de seu peso e balanceamento.

(3) após ter sido submetida a serviços de manutenção, modificações e reparos que

possam ter alterado seu peso, incluindo pintura geral, grandes reparos, grandes

modificações, mudanças de configuração, etc.

OBS.: As datas das cartas de correções de fichas de pesagem e balanceamento não

devem ser consideradas quanto à revalidação de uma pesagem.

Em caso de uma grande modificação na aeronave, como a instalação de

equipamentos, troca de interior e até mesmo a pintura da aeronave, uma nova

pesagem deve ser efetuada.

A pesagem deve ser feita por uma empresa homologada pela autoridade,

cumprindo os métodos definidos nos manuais de manutenção. De uma forma geral é

feito da seguinte forma:

a) Esvaziamento dos tanques de combustível;

b) Abastecimento do tanque de óleo;

c) Recolher flaps;

d) Ajustar os assentos na posição vertical;

e) Posicionamento das superfícies de controle na posição neutra.

A pesagem do avião deve ser realizada dentro do hangar, de maneira que a ação

de ventos sobre a superfície seja eliminada.

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172

A medição é feita com o posicionamento da aeronave nos macacos. A aeronave

deverá estar nivelada, pois se a aeronave estiver com atitude de nariz elevado, a

tendência do peso é de se concentrar nas pernas do trem de pouso principal. A Figura

6.23 mostra a aeronave Phenom 100 posicionada para determinação do peso. A Figura

6.24 mostra um helicóptero posicionado para pesagem.

Figura 6.23 – Avião Phenom 100

Figura 6.24 – Pesagem de Helicóptero

Eventualmente a aeronave pode ser pesada pela colocação de balança

diretamente no pneu da aeronave (Figura 6.25)

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173

Figura 6.25 – Balança no pneu

6.10. Cálculo do Centro de Gravidade

O CG da aeronave é calculado pela razão entre a soma dos momentos que estão

atuando nos trens da aeronave pelo peso total do avião.

O primeiro passo é definir o ponto de referência, também conhecido como datum,

pra que o somatório dos momentos seja feito.

No caso da aeronave EMB-711 Corisco representada na Figura 6.1, o datum fica a

1,991 m do bordo de ataque da raiz da asa.

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174

Figura 6.26 – Avião EMB 711 Corisco

A componente do peso nas pernas do trem de pouso são representadas por PN

(Peso na Perna do Nariz), PE e PD (Perna Esquerda e Perna direita do trem principal). A

distância (braço) entre o plano de referência e o trem de nariz é representada por l e

distância entre o datum e o trem principal é representada por B. Então os momentos

gerados nesses pontos são:

Momento gerado pela força no trem de nariz M1=PN.l 6.1

Momento gerado pela força no trem principal esquerdo M2=PE.B 6.2

Momento gerado pela força no trem principal direito M3=PD.B 6.3

Como o peso da aeronave é a soma das três forças e encontra-se concentrado no

CG então o somatório dos momentos na aeronave é dado por:

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175

MT = M1 + M2 + M3 = PT . CG 6.4

E o a posição do CG é determinada por

CG = (PN.l + PE.B + PD.B)/PT 6.5

6.11. Envelope do Centro de Gravidade

O centro de gravidade será modificado pela adição de cargas ao avião.

Quando forem instalados equipamentos definitivos, estes deverão constar das

anotações do manual da aeronave, com a respectiva modificação do C.G. referente ao

peso vazio básico acima calculado.

A partir destes dados, o piloto carrega a aeronave calculando os pesos e os

momentos desse carregamento específico, verificando se o C.G. resultante está dentro

do envelope aprovado.

O envelope do centro de gravidade é o gráfico que delimita o posicionamento do

CG na aeronave.

O envelope do CG pode ser dividido em sete regiões, conforme mostra a Figura

6.27:

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176

Figura 6.27 – Envelope do CG

Região 1: o limite dianteiro nessa região é devido a cargas no trem de pouso

dianteiro e ao desempenho na decolagem. Em algumas aeronaves o limite dianteiro

nessa região pode ser mais restrito dependendo do flap selecionado.

Região 2 : limite representado pelo peso máximo estrutural de decolagem

(MTOW).

Região 3: limite ditado por considerações de estabilidade da aeronave.

Região 4: em algumas aeronaves, o limite traseiro em condições de pouco peso,

pode sofrer uma restrição devido a aplicação de tração em regime de decolagem.

Supondo os motores abaixo do CG, a aeronave tende a levantar o nariz, diminuindo a

efetividade do trem dianteiro.

Região 5: limite devido a cargas no trem dianteiro e efetividade da empenagem

horizontal.

Região 6: limite devido ao peso máximo sem combustível (MZFW), devido a cargas

imposta na raiz da asa.

Região 7: limite imposto pelas cargas impostas à estrutura da aeronave devido ao

peso máximo de pouso (MLW).

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177

Referências

Andrade, D. Fundamentos da Engenharia Aeronáutica. Notas de aula.

Homero, Souza (1991) Fundamentos de Aeronáutica, Embraer, 287p, São José dos

Campos, 1991.

Menezes, Luiz Pradines de (2004), Fundamentos da Teoria de Voo, Edições

Inteligentes, São Paulo.

Pilots Handbook of Aeronautical Knowledge. Federal Aviation Administration.

Raymer., D. P., Aircraft Design: A conceptual Approach, AIAA Educations Series,

1991.

Swatton, P.J., Principles of Fligth for Pilots, John Wiley and Sons, 2010

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178

Capítulo 07 – Aeronaves de Asa Rotativa

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179

7. Asas Rotativas

Assim como as aeronaves de asa fixa, os helicópteros também têm sua sustentação

gerada pelo efeito do fluxo de ar em uma superfície aerodinâmica.

Enquanto os aviões precisam de velocidade à frente para gerar sustentação nas

asas, o vento relativo nos helicópteros é criado pela rotação das pás. Essa

característica permite aos helicópteros levantarem vôo sem se deslocarem. A rotação

das pás é tão importante para os helicópteros quanto a velocidade é para os aviões.

Para o estudo da aerodinâmica das pás de um helicóptero, o primeiro passo é

definir os parâmetros geométricos desse tipo de asa.

Assim como as asas fixas as pás possuem envergadura e corda. Embora a corda da

pá tenha a mesma definição da corda da asa fixa (distância entre bordo de fuga e

bordo de ataque), a envergadura da pá não é definida como a distância entre as

pontas das pás, mas a distância entre a raiz e a ponta de uma pá. A Figura 7.1 ilustra

essa definição.

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180

Figura 7.1 – Parâmetros geométricos da pá

A razão entre a envergadura e a corda média da pá define o alongamento e assim

como nas asas fixas quanto maior o valor do alongamento, maior será a sustentação e

menor será o arrasto.

O produto entre a corda média e a envergadura é a área da pá.

A pá é dividida em seções, chamadas de estações que vão da raiz à sua ponta,

como é mostrado na Figura 7.2.

Figura 7.2 – Estações da pá

Devido ao giro do rotor, a velocidade tangencial nas estações da pá é variável. A

variação da velocidade ao longo da envergadura provoca um aumento da sustentação

na pá no sentido da raiz, onde a velocidade tangencial é aproximadamente 10 mph,

para a ponta, onde pode chega a aproximadamente 500 mph. Da mesma maneira que

a asa de um avião o efeito de ponta gera vórtices e provoca diminuição de sustentação

nessa região

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181

A torção da pá ao longo da sua envergadura é uma solução utilizada para distribuir

a diferença na sustentação nas estações da pá. A variação do ângulo de incidência

provoca o deslocamento do centro de pressão (local da resultante aerodinâmica) para

aproximadamente 70% da envergadura da asa. A Figura 7.3 mostra a variação do

ângulo de incidência ao longo da envergadura.

Figura 7.3 – Torção da pá

Outra solução semelhante às asas fixas é a variação da corda ao longo da

envergadura. O afilamento ou a distribuição trapezoidal da corda ajudam a distribuir a

sustentação no sentido da envergadura e diminui a formação de vórtices. A Figura 7.4

mostra uma pá trapezoidal.

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182

Figura 7.4 – Pá trapezoidal

O plano imaginário traçado pela trajetória média das pontas das pás é chamado de

plano de rotação e é sempre perpendicular ao eixo de rotação.

7.1. Vôo em Potência

Em vôo de potência (pairado, vertical, à frente, lateral e a ré) a sustentação total e

a tração são perpendiculares ao disco das pás.

7.1.1. Vôo Pairado

Considerando-se que a aeronave esteja em uma condição em que não haja vento

relativo, durante o vôo pairado o helicóptero mantém uma posição constante sobre

um ponto selecionado, normalmente a poucos metros do solo.

Em vôo pairado, a sustentação e a tração produzidos pelo rotor são paralelas entre

si e aos vetores de peso e arrasto, porém com sentido oposto a essas forças.

Enquanto paira a quantidade de tração do rotor principal pode ser alterada para

que seja mantida a altitude desejada da aeronave.

Esta alteração de tração é conseguida pela mudança no ângulo de ataque das pás

do rotor principal e pela variação de potência, e neste caso a tração age na mesma

direção vertical da sustentação (Figura 7.5).

O peso total que deve ser suportado é o peso total da aeronave somado ao peso

da tripulação e da carga paga.

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183

Se a quantidade de tração é maior que o peso real do helicóptero a aeronave

ganha altitude. O contrário acontece se a tração for menor que esse peso.

Figura 7.5 – Vôo pairado

O arrasto de um vôo pairado é praticamente composto pelo arrasto induzido pela

geração de sustentação nas pás. Porém há uma pequena quantidade de arrasto de

perfil conforme as pás rotacionam pelo ar. A partir desse ponto, o termo "arrasto"

representa o arrasto total (induzido e de perfil).

Uma consequência importante desta geração de tração é o aparecimento de um

torque. Conforme a Terceira Lei de Newton, quando o motor gira o rotor principal no

sentido anti-horário, a fuselagem do helicóptero tende a girar no sentido horário.

A quantidade de torque gerada é diretamente proporcional à potência do motor

utilizada para girar o rotor principal. Então quando a potência muda, o torque muda

também.

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184

Um rotor de cauda para compensar o torque que gira a fuselagem, controlado

pelos pedais antitorque, é utilizado na maioria das aeronaves.

A quantidade de tração no rotor de cauda é variada para que o torque seja

compensado com a variação da potência.

Como o motor fornece maior potência, o rotor de cauda deve fornecer maior

tração.

7.1.2. Tendência a Translação (Drift)

Durante o vôo pairado um helicóptero de rotor simples tende a se movimentar na

mesma direção da tração do rotor anti-torque. Esta tendência de escorregamento é

chamada de translação. Essa tendência ao movimento é demonstrada na Figura 7.6.

Figura 7.6 – Tendência de translação

Para compensar essa tendência, podem ser usadas uma ou mais das seguintes

soluções:

1) A transmissão principal é montada de maneira que o plano do disco esteja

levemente inclinado, gerando sustentação lateral oposta à sustentação

produzida pelo rotor de cauda;

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185

2) O ajuste do controle cíclico é feito de maneira que o disco do rotor esteja

levemente inclinado, gerando sustentação lateral no sentido oposto á

sustentação do rotor de cauda;

3) O controle de ângulo de ataque é projetado de maneira que o disco do

rotor esteja levemente inclinado, gerando sustentação lateral no sentido

oposto á sustentação do rotor de cauda.

Compensar a translação em uma aeronave cujo rotor gira no sentido anti-horário

faz com que o esqui esquerdo tenda a abaixar.

7.1.3. Efeito Pendular

A fuselagem do helicóptero, com um único rotor, é sustentada por um único

ponto, possui uma massa considerável, é livre para oscilar tanto longitudinalmente

quanto lateralmente como um pendulo. A Figura 7.7 mostra o efeito pendular em um

helicóptero

Figura 7.7 – Efeito pendular

Este efeito pendular pode ser exagerado por um excesso no comando, portanto os

comandos devem sempre ser realizados de maneira suave.

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186

7.2. Vôo Vertical

O vôo pairado é na verdade um elemento do vôo vertical. Aumentando o ângulo

de ataque das pás do rotor, e mantendo-se a rotação constante, haverá geração de

tração e sustentação na vertical e o helicóptero ira subir (Figura 7.8).

O contrário acontece quando o ângulo de ataque é diminuído. Em condição sem

vento se a soma da tração com a sustentação for menor que o peso e o arrasto ad

fuselagem a aeronave desce.

Figura 7.8 – Vôo vertical - subida

7.3. Vôo a Frente

Durante o vôo à frente, o disco é inclinado de maneira que a sustentação total crie

uma resultante para frente. Essa resultante é decomposta em duas componentes.

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187

Uma componente vertical (sustentação) e uma componente horizontal que traciona o

helicóptero na direção de vôo.

Nessa condição de vôo, aparece um arrasto de fuselagem causado pelo movimento

do helicóptero à frente. A Figura 7.9 mostra as forças atuantes na aeronave em vôo a

frente.

Figura 7.9 – Vôo à frente

Em vôo à frente, nivelado e com velocidade constante, a tração é igual ao arrasto

e a sustentação é igual ao peso.

Se a sustentação excede o peso a aeronave sobe e se o peso é menor que a

sustentação a aeronave vai descer.

Se a tração excede o arrasto, a velocidade aumenta. Caso contrário a velocidade

diminui.

Conforme o helicóptero voa a frente, a aeronave tende a perder altitude, pois uma

quantidade de sustentação é transformada em tração.

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188

No entanto, como o helicóptero começa a acelerar, o rotor se torna mais eficiente

devido a um aumento do fluxo de ar. O resultado é um aumento de potência para

além daquela requerida para que a aeronave paire. Uma aceleração contínua irá

causar um aumento contínuo do fluxo de ar provocando um acréscimo contínuo nessa

potência.

7.3.1. Sustentação de Translação

A sustentação de translação ocorre se houver um fluxo de ar horizontal sobre o

rotor. Este acréscimo de fluxo se torna mais perceptível quando a velocidade do ar

está aproximadamente entre 16 a 24 knots.

Conforme o helicóptero acelera nessa velocidade, o disco do rotor se move para

fora dos seus vórtices em uma região em que o ar é relativamente não perturbado.

Figura 7.10 – Sustentação translacional

Quando um helicóptero de rotor simples voa em sustentação translacional, o fluxo

de ar que passa pelo rotor principal e sobre o rotor de cauda se torna menos

turbulento e, portanto mais eficiente aerodinamicamente (Figura 7.10).

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189

Como a eficiência do rotor de cauda melhora, mais sustentação é produzida na

cauda produzindo uma guinada para a esquerda (se o rotor principal gira no sentido

anti-horário.

Nessa condição é necessário que o pedal direito seja acionado para corrigir a

tendência de guinada na decolagem

Ainda nessa condição, a ação combinada da dissimetria de sustentação com o fluxo

transversal provoca uma cabragem e uma rolagem para a direita, se nenhuma

correção for feita pelo comando cíclico.

O efeito de sustentação translacional acontece também se a aeronave estiver

“pairando” e a velocidade do vento for aproximadamente de 16 a 24 knots.

7.3.2. Fluxo Induzido

Conforme as pás do rotor giram, elas geram um vento relativo rotacional. Este

fluxo acontece de forma paralela ao plano de rotação e perpendicular ao bordo de

ataque da pá.

Este vento rotacional relativo é usado para gerar sustentação. Conforme o rotor

gera sustentação, o ar acelerado sobre o perfil é projetado para baixo.

Uma grande quantidade de ar se movimenta verticalmente, de cima para baixo,

através do disco.

Este fluxo induzido, downwash, pode alterar significativamente a eficiência do

rotor.

A combinação do vento rotacional relativo com o fluxo de ar induzido cria um

vento relativo resultante.

Com o aumento do fluxo induzido, o vento relativo se torna menos horizontal,

diminuindo o ângulo de ataque.

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190

Figura 7.11 – Fluxo induzido

7.4. Vôo Lateral

Assim como no vôo a frente, no vôo lateral o plano de giro do rotor é inclinado

para que a aeronave possa movimentar-se lateralmente. Nessa condição a

sustentação está posicionada no eixo vertical assim como o peso, porém a tração e o

arrasto de fuselagem estão na direção do eixo horizontal.

Figura 7.12 – Vôo lateral

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7.5. Vôo a Ré

Assim como no vôo a frente e no vôo lateral, quando a aeronave voa para trás o

plano de giro do rotor é inclinado para que a aeronave possa movimentar-se nessa

direção. Nessa condição a sustentação está posicionada no eixo vertical assim como o

peso, porém a tração e o arrasto de fuselagem estão na direção do eixo horizontal.

Figura 7.13 – Vôo a ré

7.6. Efeito Cone

O enflechamento excessivo das pás é provocado pela composição entre a força

centrífuga e pela força de sustentação. Esse efeito diminui a área efetiva do disco, o

que diminui a sustentação total da aeronave.

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O efeito cone é agravado em atitudes de cabragem, curvas ou manobras bruscas,

peso excessivo, ventos ascendentes e principalmente pela baixa rotação.

Como a força centrífuga é proporcional à rotação, a diminuição de RPM induz a um

maior desequilíbrio entre a força de sustentação e a centrífuga aumentando o ângulo

do cone.

Porém um aumento excessivo da rotação pode gerar a ruptura das pás por excesso

de força centrífuga, além de antecipar os efeitos de compressibilidade do fluxo de ar.

A ruptura das pás também pode ser causada por um ângulo de cone excessivo. A

Figura 7.14 esquematiza o efeito cone.

Figura 7.14 – Efeito cone

7.7. Efeito Solo

O efeito solo é uma manifestação da terceira lei de Newton. O fluxo ar induzido

pela rotação das pás do rotor principal gera uma pressão na parte inferior da

aeronave. A reação à força gerada por esse fluxo no solo gera uma sustentação extra.

Os principais fatores para a geração de efeito solo são a direção e a quantidade de ar

deslocado. O ângulo de ataque tem maior contribuição no efeito solo do que a rotação

no efeito solo. O efeito solo acontece com a aeronave em vôo pairado a uma altura

máxima de metade do diâmetro do rotor.

E conhecido internacionalmente pelas siglas:

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193

IGE (In Ground Efect) = Dentro do Efeito de Solo

OGE (Out Ground Efect) = Fora do Efeito de Solo

O fluxo de ar em efeito solo é mostrado na Figura 7.15.

Figura 7.15 – Efeito solo

7.8. Dissimetria de sustentação

A dissimetria de sustentação foi o maior problema a ser enfrentado para o

desenvolvimento dos helicópteros. Embora a estabilidade possa ser atingida

teoricamente em vôo pairado, quando em vôo de translação a sustentação passa a ser

assimétrica no disco de rotação.

Além da variação de sustentação ao longo da envergadura devido à variação da

velocidade tangencial da pá conforme já foi discutido, um segundo efeito de

desigualdade de velocidades acontece no disco.

Ao se movimentar, o helicóptero cria uma componente de velocidade paralela ao

vento relativo, sendo que esta componente se soma à velocidade tangencial na pá que

avança e é subtraída desta velocidade tangencial na pá que recua.

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194

Essa desigualdade na velocidade relativa do fluxo que atinge as pás provoca uma

dissimetria de sustentação entre a metade do disco que avança e a metade do disco

que recua, criando uma tendência de rolamento da aeronave.

A solução encontrada para corrigir essa dissimetria é a variação do ângulo de

ataque (pitch) das pás durante o ciclo de giro, diminuindo o ângulo de incidência na pá

que avança e aumentando na pá que recua. Esta mudança de passo cíclica e

conseguida pelo uso da Unidade Misturadora (Swash Plate).

Figura 7.16 – Dissimetria de sustentação

A dissimetria de sustentação também pode ser compensada pelo movimento de

batimento vertical (flapping) e avanço-recuo (lead-lag).

Para entendermos os movimentos de batimento é necessário aprendermos sobre

os tipos de rotores empregados em helicópteros.

Os rotores são os mecanismos que permitem a compensação e equalização das

forças aerodinâmicas que atuam nas pás.

Os rotores possuem três eixos de movimento, em torno dos quais reagem à

dinâmica de vôo. Todos os rotores têm movimentos nos três eixos, porém nem todos

possuem articulações para todos esses movimentos.

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195

O rotor rígido possui apenas articulação para mudança de ângulo de pá. as pás são

fixadas rigidamente ao cubo e esse rigidamente ligado ao mastro. Essa configuração

facilita sua construção e manutenção.

Sem as articulações para batimento e avanço-recuo, as pás devem ser fabricadas

de maneira que sejam flexíveis e resistentes o suficiente para absorver esses

movimentos. O rotor rígido é mostrado na Figura 7.17.

Figura 7.17 – Rotor rígido (MBB Bo-105)

O rotor semi-rígido é construído de maneira que duas pás formam um só conjunto

fixado ao seu cubo. Possui um uma articulação para movimento de batimento das pás.

Cada pá possui sua articulação para mudança de passo porém a articulação de avanço-

recuo é inexistente. A Figura 7.18 mostra um rotor semi-rígido.

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196

Figura 7.18 – Rotor semi-rígido (Bell UH-1)

O rotor articulado possui articulações para cada um dos movimentos.

Normalmente construídos para utilização de três ou mais pás. O movimento de

avanço-recuo é absorvido pelos amortecedores (dampers). Um esquema de rotor

articulado é mostrado na Figura 7.19,

Figura 7.19 – Rotor articulado

Nos rotores semi-rígidos, o aumento da velocidade aerodinâmica na pá avançada

faz com que ela se eleve (batimento para cima), diminuindo assim seu ângulo de

ataque e sua área útil. Portanto a sustentação na pá avançada é diminuída pelo

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flapping. Como as pás são articuladas como uma gangorra, a elevação da pá avançada

provoca o abaixamento da pá recuada (batimento para baixo), aumentado a área útil e

o ângulo de ataque e por consequência a sustentação. Este movimento faz com que as

forças de sustentação nas pás avançada e recuada se equalizem. Esse movimento é

mostrado na Figura 7.20.

Figura 7.20 – Batimento em um rotor semi-rígido

Nos rotores articulados o aumento da velocidade também faz com que a pá

avançada execute o batimento para cima, diminuindo a área útil e o ângulo de ataque,

porém a asa recuada permanece no mesmo ângulo, sem realizar batimento e

mantendo sua sustentação original. Esse movimento é mostrado na Figura 7.21.

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Figura 7.21 – Batimento em um rotor articulado

Quando a pá realiza o batimento para cima, a distância do centro de massa desta

pá em relação ao eixo de rotação diminui.

Pelo princípio de conservação do momento angular, o produto entre rotação e raio

deve permanecer constante. Como a rotação da rotor é constante e o raio de giro

diminui, a velocidade angular da pá deve aumentar. O contrário deve acontecer na pá

com batimento para baixo.

Essa mudança na velocidade da pá no plano de rotação provoca um movimento

alternativo de avanço-recuo em torno do eixo de fixação da pá.

Essa tendência de aceleração-desaceleração da pá é conhecida como Efeito de

Coriolis e é demonstrada na Figura 7.22.

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Figura 7.22 – Avanço-recuo da pá

7.9. Auto-rotação

O fenômeno da auto-rotação é o mais interessante efeito aerodinâmico

encontrado nas aeronaves de asa rotativa. Esse efeito possibilita um pouso em

segurança da aeronave em caso de falha do motor.

A auto-rotação é a capacidade que as pás possuem de continuar girando no

mesmo sentido e com a mesma velocidade em caso de falha de potência, desde que

estejam em um passo mínimo.

Nos vôos com potência o ar flui através do rotor no sentido de cima para baixo.

Nos vôos em auto-rotação o fluxo se inverte, sendo que o ar passa a fluir de baixo para

cima formando um grande ângulo de ataque.

Durante um vôo o rotor roda graças á potência do motor. Em casso de falha do

motor para ou quando o piloto desengata o rotor, há outra força que pode ser usada

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para manter o regime de rotação das pás e o helicóptero voa perfeitamente

controlado até pousar.

Essa força é gerada regulando o controlo de passo (o coletivo) de forma a

conseguir uma descida controlada. O fluxo de ar que passa através do rotor durante a

descida da aeronave fornece a energia para manter as pás em rotação.

Dessa maneira o piloto vai “trocando” altitude por velocidade de forma a nunca

deixar baixar a rotação do rotor de forma a manter um momento de inércia o mais

elevado possível.

O helicóptero tem uma reserva de energia potencial acumulada, em função da

altitude a que estiver. Enquanto vai descendo vai convertendo essa energia potencial

em energia cinética e acumula-a no sistema rotor. O piloto usa essa energia cinética

para controlar a descida e a velocidade horizontal até á aterragem.

Considerando-se que a auto-rotação acontece verticalmente as forças que fazem

com que as pás rodem são similares, seja qual for a sua posição em relação ao plano

de rotação.

Durante uma auto-rotação vertical o rotor está dividido nas três zonas mostradas

na Figura 7.23:

Figura 7.23 – Disco em auto-rotação

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A zona de tensão, também chamada de zona de hélice, fica na zona mais próxima

às pontas das pás. A resultante aerodinâmica total (ou resultante) nesta zona fica atrás

do eixo de rotação. Esta inclinação provoca um efeito de arrasto que tende a reduzir a

rotação do sistema.

A zona de auto-rotação situa-se na região central do disco. A resultante

aerodinâmica nesta área é ligeiramente inclinada para a frente, em relação ao eixo de

rotação. Esta inclinação fornece energia que tende a acelerar a rotação das pás.

A zona de perda, ou zona de stall, cobre a região central do disco rotor. Aí a pá

funciona com o ângulo de ataque tão elevado que essa zona está em stall o que

provoca drag que tende a retardar a rotação.

Figura 7.24 – Comportamento aerodinâmico na envergadura da pá

Os vetores de força são diferentes em cada zona porque o vento aparente

rotacional é mais lento perto do centro do rotor e aumenta continuamente de

velocidade até ás pontas das pás.

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Na zona de tensão a resultante aerodinâmica resultante fica atrás do eixo de

rotação e embora produza alguma sustentação, opõe-se continuamente á rotação e

tende a retardar o rotor. A dimensão desta zona varia com o passo e com a razão de

descida.

Entre a zona tensão e a de auto-rotação encontra-se um ponto de equilíbrio, onde

a resultante aerodinâmica está alinhada com o eixo de rotação. A sustentação e o

arrasto gerados não produzem aceleração ou desaceleração da pá.

A zona de auto-rotação produz as forças necessárias para rodar as pás durante a

auto-rotação. A resultante aerodinâmica nesta zona é inclinada para a frente do eixo

do rotor e desenvolve uma força de aceleração contínua.

Consegue-se um regime de rotação constante ajustando o comando de controle de

passo de forma a que as forças de aceleração da pá na zona de auto-rotação

compensem as forças de retardo das outras zonas.

7.10. Comandos de Vôo

Há uma série de semelhanças entre os comandos de vôo , porém os comandos dos

helicópteros dependem da rotação das pás e não da velocidade da aeronave.

Nos aviões, a tração (grupo motopropulsor), sustentação (asa) e os comandos de

vôo são provenientes de três sistemas diferentes. Nos helicópteros há uma integração

entre esses três sistemas, pois tanto a sustentação quanto a propulsão (motor e rotor)

estão intimamente ligados e os comandos de vôo atuam através desses dois sistemas.

A equivalência entre os sistemas e mostrada na Tabela 7-1.

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Tabela 7-1 - Equivalência entre os comandos de vôo

Comando Equivalência

Cíclico Equivalente ao profundor e aos ailerons de

um avião. Responsável pelos movimentos de

rolagem e arfagem.

Coletivo Não existe equivalência entre o comando

coletivo e algum comando do avião. A maior

semelhança é com o comando de mudança

de passo de hélice. Pedais Equivalentes ao leme de direção do avião.

Manete Equivalente ao manete do avião. Diferencia-

se pela forma.

A Figura 7.25 mostra a atuação dos comandos de vôo do helicóptero.

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Figura 7.25 - Comandos de vôo do helicóptero

O comando cíclico tem esse nome porque muda os passos das pás em

determinados setores de suas trajetórias, mudança esse que é repetida a cada ciclo

(volta completa) das pás do rotor principal.

O comando cíclico é equivalente ao manche do avião pois controla a atitude do

rotor em relação aos eixos longitudinal e transversal.

Os movimentos do comando cíclico inclinam o disco de rotação do rotor principal,

inclinando consequentemente a direção da força de sustentação (que é sempre

perpendicular ao disco), fazendo surgir uma componente horizontal, a tração, que faz

com que o helicóptero se desloque no sentido de inclinação do rotor.

O cíclico controla os movimentos de arfagem e rolamento pela atuação no

swashplate que comanda as pás do rotor principal. A Figura 7.26 mostra o swashplate

no rotor principal

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Figura 7.26 - Swashplate

Em virtude do efeito giroscópico, os comandos de mudança de passo devem ser

antecipados 90° da posição em que se deseja. A Figura 7.27 mostra a defasagem na

atuação do coletivo para vôo a frente.

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Figura 7.27 - Defasagem no acionamento do comando cíclico

Os pedais anti-torque controlam os passos das pás do rotor de cauda, aumentando

ou diminuindo a tração deste rotor para compensar o efeito de torque nas diversas

situações de vôo.

Na posição neutra, as pás do rotor de cauda têm ângulo de ataque positivo.

Ao girar o rotor principal, o motor tende a girar a fuselagem do helicóptero no

sentido contrário, conforme a terceira lei de Newton. Como a variação da potência

aplicada e as mudanças de velocidade modificam o torque na fuselagem, a atuação

dos pedais para equalizar esse torque é necessária.

A proa dos helicópteros é controlada da mesma maneira que nos aviões.

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A atuação dos pedais varia também com a velocidade do helicóptero, pois com o

aumento da velocidade da aeronave, a fuselagem tende a se alinhar com o vento

relativo, inclusive com a atuação da deriva.

O comando coletivo é acionado pela mão esquerda do piloto e tem esse nome

porque altera coletivamente o ângulo das pás do rotor principal.

Quando a alavanca do comando coletivo é puxada, o ângulo de incidência de todas

as pás é aumentado por igual, gerando um aumento de sustentação no rotor. Com o

aumento do ângulo de ataque, além do aumento de sustentação e gerado um

aumento de arrasto, sendo necessária um aumento de potência para manter

constante a rotação do rotor. O contrário acontece quando a alavanca do comando

coletivo é baixada.

O manete tem a mesma função de aceleração do manete do avião, porém difere-

se na forma. Enquanto nos aviões o manete é uma alavanca no console do cockpit,nos

helicópteros o manete é um punho posicionado na extremidade do comando coletivo.

A Figura 7.28 mostra os comandos no cockpit

Figura 7.28 - Comandos no cockpit

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Referências

Batista, U.S.N., Teoria de Vôo de Helicóptero. Ed EAPAC, 1992.

Chediac, D.A.P., Helicóptero: Teoria de Vôo e Conhecimentos Técnicos. Ed. EAPAC,

1989.

Joffily, K. Aerodinâmica do Helicóptero, Teoria de Vôo e Conhecimentos Técnicos.

(2000). Curitiba.

Federal Aviation Administration, Rotorcraft Flying Handbook, 2000