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FISICA Aplicada a Aviao

FSICA - cap 2VELOCIDADE distncia percorrida por unidade de tempo. Km/h quilmetro por hora mph milha por hora (1,609 km/h) kt Knots ou n (1,852 km/h) Mecnica (cincia que estuda os movimentos) dividida fundamentalmente em duas partes: a Cinemtica e a Dinmica. A Cinemtica apenas descreve os movimentos, enquanto a Dinmica estuda as leis que explicam os movimentos.

Princpio de Arquimedes flutuao dos corposPrincpio de Arquimedes

o pelo objeto. Para a gua, com uma densidade de um grama por formato irregular e ento determinar sua dens

Todo corpo mergulhado num fluido em repouso sofre, por parte do fluido, uma fora vertical para cima, cuja intensidade igual ao peso do fluido deslocado pelo corpo.

A teoria cintica inicia-se com Bernoulli

Equao de Estado dos Gases IdeaisA combinao dos resultados de Boyle, Charles, Gay-Lussac e Avogadro resulta numa das mais belas equaes matemticas da fsico-qumica. Uma equao simples: de apenas 4 variveis, que parece reger o comportamento padro de todos os gases conhecidos. uma equao de estado, pois define um estado fsico-qumico da matria e seu resultado depende sempre somente dos estados inicial e final, e no se preocupa com o caminho utilizado para ir de um estado a outro.

uma das mais famosas equaes da cincia : pV = nRT

qualquer estado possvel para um gs, pois as variveis (p, V, n, T) so in

Lei de Boyle e lei de Charles e Gay-LussacLei de Boyle - A temperatura constante, o volume ocupado por umaquantidade fixa de um gs inversamente proporcional sua presso.

PV = k = constante

Lei de Charles e Gay-Lussac - A volume constante, a presso de umamassa fixa de um gs varia linearmente com a temperatura do gs em graus Celsius. A presso constante, o volume de uma massa fixa de um gs varia linearmente com a temperatura do gs em graus Celsius. Com a introduo da escala absoluta, as leis de Charles e Gay-Lussac foram assim enunciadas: A volume constante, a presso de uma massa fixa de gs diretamente proporcional temperatura absoluta do gs. A presso constante, o volume de uma massa fixa de gs diretamente proporcional temperatura absoluta do gs.

Elementos que compem a atmosferaA atmosfera uma fina camada que envolve alguns planetas, composta basicamente por gases e poeira, retidos pela ao da fora da gravidade.A atmosfera formada principalmente por molculas dos gases nitrognio (78%) e oxignio (21%). Muitos outros gases, como o gs carbnico e o vapor dgua, compem o 1% restante. A mistura de todos esses gases o que chamamos de ar. A atmosfera nada mais do que a regio ao redor da Terra ocupada pelas molculas que compem o ar. Na imagem, as camadas superiores da atmosfera aparecem como uma fina linha azul. Comparativamente, a atmosfera muito fina, pois tem cerca de 100 km enquanto planeta possui cerca de 6.400 km de raio.

A presso relativa define-se como a diferena entre a presso absoluta e a presso atmosfrica. Os aparelhos destinados a medir a presso relativa so o manmetro e tambm o piezmetro. A presso atmosfrica mede-se com um barmetro, inventado por Torricelli.A tabela apresenta os valores para as transformaes das unidades: Por exemplo: 1 atm = 1,013105 PaPascal Bria Bar milibarou hPa 1013,25 0,01 0,001 1000 1 1,333 98,06 981,0 mmHg 760,0 7,50110-3 7,50110-4 750,1 0,7501 1 73,56 735,8 mH2O 10,33 1,02010-4 1,02010-5 10,20 1,02010-2 1,36010-2 1 10,00 Atmosfera Pascal Bria Bar milibar mmHg mH2O kgf/cm Atmosfera 1 9,86910-6 9,86910-7 0,9869 9,86910-4 1,31610-3 9,67810-2 0,968 kgf/cm 1,033 1,01910-5 1,02010-2 1,020 10,20 13,60 0,100 1

1,01325105 1,01325106 1,01325 1 0,1 100000 100 133,3 9807 9,810104 10 1 1000000 1000 1333 9,807104 9,810105 10-5 10-6 1 0,001 1,33310-3 9,80710-2 0,9810

SISTEMAS DE MEDIDASSistema internacional de unidades Gigapascal (GPa), 109 Pa Megapascal (MPa), 106 Pa Quilopascal (kPa), 103 Pa Pascal (Pa), unidade derivada de presso do SI, equivalente a um newton por metro quadrado ortogonal fora. Sistema CGS de unidades Baria Sistema tcnico gravitatrio Quilograma fora por centmetro quadrado (kgf/cm2) Sistema tcnico de unidades Metro de coluna de gua (mc.a.), unidade de presso bsica deste sistema Centmetro columna de gua Milmetro columna de gua (mmc.a.) Sistema ingls

PressoPresso definida como a fora por unidade de rea. usualmente mais conveniente usar a presso ao invs da fora para descrever as influncias sobre o comportamento de um fluido. A unidade padro para presso o Pascal, que um Newton por metro quadrado.

Fora F Presso = rea A

Princpio de PascalA presso transmitida sem diminuir de valor num fluido esttico contido num recipiente fechado.

partes do fluido contido num recipiente fechado, tornando possvel

Presso atmosfricaA presso atmosfrica a fora por unidade de rea que aplicada perpendicularmente numa superfcie pelo gs circundante. determinada pela fora gravitacional planetria em combinao com a massa total de uma coluna de ar acima de um determinado local na superfcie. As unidades de presso atmosfrica so baseados pela atmosfera padro internacionalmente reconhecido (atm), que definido como 101,325 Pa (ou 1.013.250 dinas por cm).

A densidade (tambm massa volmica ou massa volumtrica ou massa especfica) de um corpo, define-se como o quociente entre a massa e o volume desse corpo[1][2] . Desta forma pode-se dizer que a densidade mede o grau de concentrao de massa em determinado volume. O smbolo para a densidade (a letra grega r) e a unidade SI para a densidade quilogramas por metro cbico (kg/m).

Densidade

Densidade definida como massa por u

Densidade

TemperaturaTemperatura um parmetro fsico (uma funo de estado) descritivo de um sistema que vulgarmente se associa s noes de frio e calor, bem como s transferncias de energia trmica, mas que se poderia definir, mais exatamente, sob um ponto de vista microscpico, como a medida da energia cintica associada ao movimento (vibrao) aleatrio das partculas que compem um dado sistema fsico.

Atmosfera e outras Misturas GasosasQuase que tudo o que respiramos o gs nitrognio praticamente 80% da atmosfera feita por este gs. Felizmente, os seres vivos se adaptaram a este gs e ele totalmente inerte e atxico ao nosso corpo. A atmosfera uma grande mistura gasosa. A composio desta mistura , devido a ao do campo gravitacional terreste, anisotrpica - isto , existem regies com composies distintas. vA baixas altitudes, na troposfera, os gases mais pesados so os mais abundantes: nitrognio, oxignio, gs carbnico, argnio e gua, entre outros. vNa medida em que se aumenta a altitude, o ar - alm de ficar mais rarefeito tambm passa a ser formado de gases mais leves, como o oxignio atmico, o hlio, o hidrognio, e outros.

A composio da atmofera foi exaustivamente estudada por John Dalton

Lei de Dalton das misturas de gases. De acordo com seu postulado,a presso total de uma mistura gasosa simplesmente a soma das presses parciais de cada um dos gases. Ento:

cada gs um vcuo para o outro gs

p(total) = p(A) + p(B) + ... p(N)

Camadas da Atmosfera

do nvel do cho, ou da gua, que chamamos de "nvel do mar", at, aproxima

tratosfera da atmosfera da Terra. A tropopausa caracterizada por pouca

r um ligeiro aumento de temperatura com o aumento de altitude e pela aus

izada por temperaturas que rapidamente diminuem medida que a a altitud

a a cerca de 70-80 km de altura e continua por centenas de quilmetros, a

cerca de 1280 km. A camada mais inferior da exosfera chamada de "nvel

ntre a mesosfera e o espao exterior. Na termosfera a temperatura aumenta

ATMOSFERA PADRO (ISA International Standard Atmosphere):Atmosfera hipottica idealizada por intermdio de mdias climatolgicas de vrias constantes fsicas a uma latitude de 45, entre as quais:

SUPERFCIES ISOBRICAS superfcies de presso paralelas ao nvel padro (1013,2 hPa) PRESSO Presso ao nvel mdio do mar diferente de 1013,2 hPa; Temperatura maior ou menor que a temperatura padro (15C ao nvel mdio do mar)

Temperatura no nvel mdio do mar = 15C Presso atmosfrica de 1013,2 hPa (29,92 pol. Hg ou 760 mm hg) ao nvel do mar Taxa de variao trmica na troposfera de cerca de 6,5 C por quilmetro ou aproximadamente 2C para cada 1000 ps. Tropopausa de 11 km (36.000 ps) com temperatura de 56,5C.

O que um GS?Os conceitos de que o estado fsico gasoso mais desorganizado, tem mais espao entre suas partculas e no tem forma definida fazem parte do senso comum.

um gs s tem forma se for confinado a um recipiente; neste caso, assume a forma de seu espao interno. Em outras palavras, o gs se difunde pelo meio at ocupar todo o volume do recipiente que o confina.

Grande diferena entre o estado gasoso e os demais estados fsicos a

compressibilidadeum gs pode ser comprimido, mediante a aplicao de uma presso, muito mais fcil e amplamente que um lquido.

a reduo de volume mediante a aplicao de presso sobre um lquido quase nula fato interessante sobre gases que, sob uma mesma presso e temperatura, gases diferentes possuem densidades diferentes

stante movimento desordenado r do que o tamanho de cada partcula paredes do recipiente que contm o gs. Estes choques so completamente aumenta com o aumento da temperatura

Comportamento dos GasesRobert Boyle define a propriedade elstica do ar

Usando um barmetro de mercrio, Boyle demonstrou que estamos imersos num mar de ar, que nos comprime com uma presso igual de uma coluna d'gua de 10 metros de altura. Ou seja, a presso atmosfrica.

Presso e temperatura de um gsPrincpio fundamental da lei de Boyle: Volume x Presso o volume de um gs inversamente proporcional sua presso

A Lei de Charles Volume x Temperatura o volume de um gs diretamente proporcional temperatura, desde que a presso do gs seja constante.

Lei de Avogadro Volume x nmero de partculas volumes iguais de gases, medidos na mesma presso e temperatura, contm o mesmo nmero de partculas

Temperaturaum aumento de temperatura provoca um aumento na velocidade mdia das partculas e, conseqentemente, um aumento na energia do gs.a energia de um gs proporcional a sua temperatura.

Pressoa presso fruto das colises das molculas do gs contra as paredes do recipiente

TRANSFERNCIA DE CALORH trs mecanismos conhecidos para transferncia de calor: radiao, conduo convecoA conduo ocorre dentro de uma substncia ou entre substncias que esto em contato fsico direto

a radiao consiste de ondas eletromagnticas viajando com a velocidade da luz. Como a radiao a nica que pode ocorrer no espao vazio, esta a principal forma pela qual o sistema Terra-Atmosfera recebe energia do Sol e libera energia para o espao.

Conveco o tipo de transmisso de energia trmica em que essa energia transmitida por massas fluidas que se deslocam de uma regio para outra em virtude da diferena de densidade dos fluidos existentes nessas regies.

ExperinciasQuando dois corpos so soltos de uma altura pequena (situao na qual a resistncia do ar pode ser desprezada) eles chegam ao solo ao mesmo tempo, independentemente de sua massa. No eixo x h um movimento retilneo uniforme e no eixo y um movimento retilneo uniformemente variado. O modelo foi construdo assim porque na direo x no h nenhuma fora resultante e no eixo y existe apenas a fora de atrao gravitacional

TERCEIRA LEI DE NEWTON PRINCPIO DA AO E REAOA toda fora de ao corresponde uma fora de reao de mesmo mdulo, mesma direo mas sentido contrrio.

Velocidade

g = 9.8 m/s/s, downward

Velocidade = d/t

O fluxo de ar sobre a superfcie no pode exceder a limites determinado em ensaios para cada tipo de uso

No caso especfico do aeroflio:

AceleraoAcelerao o aumento da velocidade por unidade de tempo

LEIS DO MOVIMENTO DE NEWTON 1 Lei do Movimento - InrciaAn object at rest will remain at rest unless acted on by an unbalanced force. An object in motion continues in motion with the same speed and in the same direction unless acted upon by an unbalanced force. This law is often called "the law of inertia"

PRIMEIRA LEI DE NEWTON A LEI DA INRCIA DE GALILEUA tendncia natural de um corpo que est em repouso continuar em repouso. Para alterar o seu estado de movimento, ou seja, para coloc-lo em movimento necessrio que uma fora resultante diferente de zero atue sobre ele. Desse modo, podemos concluir que a resultante das foras que atuam sobre um corpo em repouso sempre nula.

2 Lei do MovimentoAcceleration is produced when a force acts on a mass. The greater the mass (of the object being accelerated) the greater the amount of force needed (to accelerate the object).

F=MxA

SEGUNDA LEI DE NEWTON PRINCPIO FUNDAMENTAL DA DINMICA

3 Lei do MovimentoFor every action there is an equal and opposite re-action.

Momento = TorqueA force may be thought of as a push or pull in a specific direction. When a force is applied to an object, the resulting motion of the object depends on where the force is applied and how the object is confined. If the object is unconfined and the force is applied through the center of gravity, the object moves in pure translation, as described by Newton's laws of motion.

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FSICA - cap 2VELOCIDADE distncia percorrida por unidade de tempo. Km/h quilmetro por hora mph milha por hora (1,609 km/h) kt Knots ou n (1,852 km/h) Mecnica (cincia que estuda os movimentos) dividida fundamentalmente em duas partes: a Cinemtica e a Dinmica. A Cinemtica apenas descreve os movimentos, enquanto a Dinmica estuda as leis que explicam os movimentos.

POTNCIA trabalho produzido por unidade de tempo.

Potncia = Fora x Velocidade POWER )

-

Medida em HP ( HORSE

( um cavalo puxando um objeto com uma fora de 76 kgf , velocidade de 1 m / s ( metro por segundo )MASSA quantidade de matria contida em um corpo. kg quilograma lbs libra (0,4536 kg) FORA tudo aquilo que capaz de produzir ou modificar o movimento de um corpo. kgf quilograma-fora lbf libra-fora (0,4536 kgf) PESO - a fora da gravidade. O peso invarivel.54

ACELERAO variao de velocidade por unidade de tempo.

Acelerao = Fora / MassaNRCIA tendncia natural dos corpos permanecerem em repouso ou em movimento retilneo uniforme. DENSIDADE massa por unidade de volume. 0,72 kg/lt, cada litro tem a massa de 0,72 kg. VENTO RELATIVO vento que tem mesma direo,intensidade mas sentido contrrio ao deslocamento de um objeto. VELOCIDADE RELATIVA velocidade de um corpo em relao a um outro corpo.

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FLUDOS E ATMOSFERA cap 3FLUDO todo corpo que no possui forma fixa. Lquidos gua gasolina leo - etc Gases ar oxignio vapor d gua , etc vPropriedades do ar que afetam o vo: Temperatura medida por termmetros - C ( Celsius ) - F ( Fahrenheit Densidade a massa por unidade de volume do gs densidade varia inversamente com o volume Presso Lei dos Gases Cuidado com Gases confinados e no confinados PRESSO ATMOSFRICA presso exercida pelo ar sobre todas as coisas que esto dentro da atmosfera. a densidade a propriedade mais importante do ar, do ponto de vista aerodinmico a densidade diretamente proporcional PRESSO e inversamente proporcional TEMPERATURA ABSOLUTA.56

Efeitos da Mudana de Presso na Temperatura

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Efeitos da Mudana de Temperatura na Presso

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A densidade depende da altitude, na troposfera, apesar da reduo da temperatura, o efeito da presso predomina. A densidade depende da umidade o ar mido menos denso que o ar seco quanto maior a umidade menor a densidade do ar ISA International Standard Atmosphere PADRO

= ATMOSFERA

Para cada altitude , temos uma presso , uma temperatura , uma densidade Presso 1013 , 25 Hpa

= 29 , 92 Pol / Hg = 1 Pol / Hg a cada

Presso cai 1Hpa a cada 30 ps 1 . 000 ps de Altitude

Temperatura cai 2C para cada 1 . 000 ps at a tropopausa vO desempenho de uma aeronave depende diretamente das condies atmosfricas , como a variao de lugar a lugar de momento a momento criou - se a ISA : Calcular o desempenho de avies em diversas condies59

ATMOSFERA PADRO ISA (ICAO Standard Atmosphere) definida pela Organizao de Aviao Civil Internacional OACI ALTMETRO manmetro adaptado para mostrar ao piloto a altitude em que se encontra. barmetro que mede a presso atmosfrica ao invs de informar a presso, feita a converso para altitude, usando como base a variao da presso com a altitude na atmosfera padro. o altmetro normalmente tem 3 ponteiros.60

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TEOREMA DE BERNOULLI quanto maior a velocidade do escoamento, maior ser a presso dinmica e menor a presso esttica.

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GEOMETRIA DO AVIO

SUPERFCIES AERODINMICAS aquelas que produzem pequena resistncia ao avano, mas no produzem nenhuma fora til ao vo.

SPINNER

-

CARENAGEM DA RODA63

GEOMETRIA DO AVIO - cap 4

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AEROFLIOS aquelas que produzem foras teis ao vo.

HLICE

-

ASA

-

ESTABILIZADOR

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ELEMENTOS DE UMA ASA so considerados todos os itens componentes de uma asa.

Raiz da asa Bordo de fuga S= rea S=b. c

b

c

Bordo de ataque Corda da asa Ponta da asa66

CENTRO DE PRESSO - ponto de interseo das resultantes das foras de sustentao e resistncia ao avano.67

PERFIL o formato em corte do aeroflio. PERFIL SIMTRICO aquele que pode ser dividido por uma linha reta em duas metades iguais .

O aeroflio a esquerda comum para um avio de acrobacias e o aeroflio a direita comum para caas supersnicos . Observe que ambos so simtricos , tanto na parte superior quanto na inferior . Avies de acrobacias e jatos supersnicos obtm sua sustentao exclusivamente do ngulo de ataque da asa .Num perfil simtrico aumentando o angulo de ataque a Resultante Aerodinmica aumenta mas o Centro de Presso permanece no mesmo lugar . 68

PERFIL ASSIMTRICO aqueles que no podem ser divididos por uma linha reta em duas partes iguais.

Se o ngulo de ataque for aumentado, a resultante aerodinmica aumenta e o centro de presso avana.69

A fora de sustentao dos avies se deve existncia da diferena de presses, que Bernoulli to bem assinalou. De fato, como o trajeto que os filetes de ar devem percorrer na parte superior do perfil da asa bem maior que na parte inferior, estabelece-se uma diferena de velocidade nos filetes, de forma que, onde a velocidade maior, a presso menor. Essa diferena resulta numa fora ascensional. 70

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PERFIS SIMTRICOS

PERFIS SIMTRICOS E ASSIMTRICOS

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FUSELAGE The fuselage consists of three basic sections: the engine section, the cabin section, and the sheet-metal tail cone section. The landing gear bolts on to the assembled fuselage section.

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TAIL The tail is comprised of a single horizontal tail (stabilator) and a single vertical tail (rudder).

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SaabViggen_Canards

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VTOL: Decolagem ou Pouso Verticais STOL: Decolagem ou Pouso Curtos CTOL: Decolagem ou Pouso Convencionais Fuselagem Estrutura Tubular: Formada de tubos de ao soldados. Pode conter cabos de ao esticados para suportar o esforo de trao. recoberto por tela, com funo de revestimento, que no suporta os esforos aerodinmicos. Estrutura Monocoque: Formado por cavernas, que do o formato aerodinmico. Os esforos so suportados pelas cavernas e pelo revestimento, geralmente metlico, plstico reforado ou contraplacado de madeira. Estrutura Semi-Monocoque: Formado por cavernas, revestimentos e longarinas. Todos resistem aos esforos aerodinmicos. Os materiais so os mesmos da estrutura monocoque.

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Superfcies de Controle ou de Comando Partes mveis da asa e empenagem, geralmente localizadas nos bordos de fuga, e fixadas por dobradias, tem a funo de controlar o vo do avio. Superfcies Primrias: Aileron, Leme de Direo e Profundor. Superfcie Secundrias: Compensadores das superfcies primrias. Flapes ou Slats: So dispositivos hipersustentadores pois aumentam a sustentao das asas. teis nos pousos e decolagens, pois permitem realizar estas operaes com velocidades menores. Spoilers: Funo de impedir que a velocidade do avio aumente excessivamente durante as descidas. Tambm conhecidos como freios aerodinmicos. Alm desta funo podem tambm exercer a funo de auxlio ao aileron.80

Controles de Vo Mecanismo que movimenta as superfcies de controle do avio" Manche: Possui duas funes: 1) Funo de Cabrar (erguer o nariz do avio) ou Picar (baixar o nariz do avio) o avio. Estes movimentos so denominados de Arfagem. 2) Funo de Rolar ou Inclinar o avio. Estes movimentos so denominados de Rolamento, Inclinao ou Bancagem. Pedais: Funo de Guinar (desviar o nariz para a direita ou a esquerda) o avio. Trem de Pouso Conjunto de partes destinadas a apoiar o avio no solo, amortecer os impactos do pouso, frear o avio e controlar a 81 direo no taxiamento

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BANCAGE M INC. LATERAL

AILERONS

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AILERONS

Eixo longitudinal86

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GUINADA

LEME DE DIREO

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Leme de direo

Eixo transversal89

ARFAGE M OU TANGAG EM

LEME DE PROFUNDID ADE

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Leme de profundidade Profundor

EIXO LATERAL91

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DURING TAKEOFF AND LANDING THE AIRPLANE'S VELOCITY IS RELATIVELY LOW. To keep the lift high (to avoid objects on the ground!), airplane designers try to INCREASE THE WING AREA and change the airfoil shape by putting some moving parts on the wings' leading and trailing edges. THE PART ON THE LEADING EDGE IS CALLED A SLAT, while the PART ON THE TRAILING EDGE IS CALLED A FLAP. The flaps and slats move along metal tracks built into the wings. Moving the flaps aft (toward the tail) and the slats forward increases the wing area. Pivoting the leading edge of the slat and the trailing edge of the flap downward increases the effective camber of the airfoil, which increases the lift. In addition, the large aft-projected area of the flap increases the drag of the aircraft. This helps the airplane slow down for landing.95

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Primary Flight Controls Primary controls are connected to the pilots control column and rudder pedals. They are used to control the aircraft's attitude in space.

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Trim Tabs A trim tab is a small flap attached to the trailing edge of a larger control surface which is used to keep the larger control deflected.

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Controle

Controle a atitude tomada para fazer com que a aeronave siga a trajetria de vo desejada. Quando se diz que uma aeronave controlvel, significa que ela responde fcil e prontamente ao movimento dos controles.

Superfcies de Controle de Vo

v So aeroflios articulados ou mveis, projetados para modificar a atitude de uma aeronave durante o vo.

Superfcies divididas em trs grupos normalmente denominados:

Grupo Primrio Grupo Secundrio

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Grupo Primrio O grupo primrio inclui:

Ailerons Profundores Leme de Direo

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Grupo Secundrio O Grupo Secundrio inclui: Compensadores Comandveis. Compensadores Conjugados.

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Strakes Strakes are wing-like structures, found under the tail of some aircraft. In cruise the strakes do nothing (except cause drag.) But, as the angle of attack increases they produce lift, which has the effect of pitching the nose down. Consequently strakes can be quite effective at improving the stall recovery characteristics of an aircraft which displays otherwise inadequate elevator authority.

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Stall Strips Stall strips are small v-shaped pieces of metal attached to the leading edge of the wing. At high angles of attack the stall strip disrupts the boundary layer causing the affected portion of the wing to stall.

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Ground Effect As the aircraft descends close to the ground the vortex will be blocked. When the vortex is blocked the upwash ahead of the wing is elliminated. This causes a reduction in Induced Drag

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ELEMENTOS DE UM PERFIL principais elementos que compem um perfil:

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NGULO DE INCIDNCIA ngulo formado entre a corda e o eixo longitudinal do avio.

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Os ngulos que as asas encontram o fluxo de ar tambm afetam grandemente a sustentao gerada. Este ngulo conhecido como NGULO DE ATAQUE.

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NGULO DIEDRO Inclinao ascendente ou descendente das asas de um avio em relao ao EIXO LATERAL ou TRANSVERSAL. Seu propsito o de melhorar a estabilidade lateral da aeronave.

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ENFLECHAMENTO

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ESCOAMENTO cap 5movimento de um fludo gasoso ou lquido:

vLAMINAR ou LAMELAR vTURBOLENTO ou TURBILHONADO

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S IS T E M A P IT O T E S T T IC O

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PRESSO DINMICA presso produzida pelo impacto do vento.

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SISTEMA PITOT ESTTICO O SISTEMA PITOT - ESTTICO MEDE AS PRESSES ESTTICA (ATMOSFRICA)

TOTAL E

As tomadas de presso esttica podem ser localizadas nos lados da fuselagem do avio , no necessariamente no mesmo conjunto pitot . Os tubos de pitot normalmente so colocados : frente da asa Abaixo da asa frente do nariz do avio . Alguns avies possuem aquecimento do tubo de pitot . Normalmente existe uma tomada alternada de presso esttica , para o caso de uma obstruo da tomada principal ( como a presso interna do avio ligeiramente 131 inferior presso externa , esta tomada

OBSTRUES NO SISTEMA PITOT-ESTTICO Erros so causados por entupimento do tubo de Pitot, da tomada de presso esttica, ou de ambos. O entupimento pode ser causado por umidade (incluindo gelo), sujidade ou mesmo insetos. Se o Pitot ficar obstrudo , somente o velocmetro ser afetado Se a tomada esttica ficar obstruda , todos os trs instrumentos de presso ( velocmetro , altmetro e varimetro ) sero afetados . Se a tomada esttica reserva ficar dentro da cabine de um avio no pressurizado , a presso ser ligeiramente inferior presso atmosfrica local : o VELOCMETRO E ALTMETRO indicaro valores maiores que os reais , o mesmo acontecendo inicialmente com o VARIMETRO , porm este , aps algum tempo , voltar a indicar corretamente . Se o orifcio do tubo de Pitot ficar bloqueado , porm o dreno livre .132 o VELOCMETRO indicar reduo da velocidade para

Se o tubo de Pitot e o orifcio dreno estiverem bloqueados , o ar ficar retido no sistema mantendo a mesma presso total , independente da velocidade do avio . Se o avio estiver NIVELADO , a indicao de velocidade permanecer invarivel , mesmo que o avio ACELERE ou DESACELERE . Se o avio variar a ALTITUDE , o velocmetro indicar aumento de velocidade numa subida e reduo numa descida . Se o orifcio de presso esttica estiver bloqueado , e o tubo de Pitot desobstrudo , teremos as seguintes indicaes : ALTMETRO mostrar altitude constante , mesmo que o avio suba ou desa VARIMETRO indicar razo de subida nula mesmo que haja subida ou descida VELOCMETRO se avio subir , a velocidade indicada ser inferior real ; caso desa , ela 133 ser superior real .

VELOCIDADE INDICADA VI a velocidade lida no velocmetro VI (indicated airspeed IAS), obtida a partir da presso dinmica do ar.

PRESSO DINMICA = PRESSO ESTTICA PRESSO TOTALa velocidade que o piloto l no mostrador somente correta se o avio estiver voando na atmosfera padro , ao nvel do mar . VELOCIDADE AERODINMICA OU VERDADEIRA V a velocidade do avio em relao ao ar. velocidade muito importante , usada para frmulas matemticas de Teoria de Vo . somando - se vetorialmente com a velocidade do vento , obtm - se a velocidade do avio em relao ao solo . para obter a velocidade aerodinmica , necessrio conhecer a velocidade indicada , a altitude presso e a temperatura . ao nvel do mar , nas condies ISA , as VELOCIDADES INDICADA e a VERDADEIRA so iguais . as VA e VI independem dos ventos , desde que sejam invariveis ou se modifiquem lentamente .134

VELOCMETRO o velocmetro usado nos avies um manmetro com o mostrador modificado para indicar a velocidade do vento relativo.

PRESSO ESTTICA + PRESSO DINMICA

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Terminologia das Velocidades Vi Velocidade lida no velocmetro VI Velocidade indicada (Indicated air speed IAS): a leitura do velocmetro corrigidaVpara erros: VI = Vi + i Vi correodoerrodoinstrumento

V c

Velocidade Calibrada (calibrated air Speed CAS): obtida a partir da VI corrigida para erros de posio:

Vc = VI + V pEm relao ao nmero Mach

V p correodoerrodeposio

VE

igual a velocidade calibrada corrigida para a compressibilidade do escoamento adiabtico na altitude de vo.

Velocidade Equivalente (equivalent air speed EAS):

VE = Vc + Vc Vc correo de compressibilidade144

V

TAS): relacionada com VE pela frmula:

Velocidade Aerodinmica ou Verdadeira (true air Speed

No necessrio calcular pode ser utilizado o computador de vo.

V =

VE

0

Frmula para o clculo das velocidades do computador

Ao nvel do mar, em condies ISA:

Vc = VE = V VIVs

A Velocidade Verdadeira usada para o clculo das foras aerodinmicas e das velocidades em relao ao solo

Velocidade em Relao ao Solo (ground speed): obtida somando a velocidade verdadeira com a componente do vento. A velocidade em relao ao solo usada nos problemas de navegao e para calcular as distncias de decolagem, aterragem e frenagem no solo.145

Vs = V W W componente do vento

Velocidade Mnima Estol (Vs) Velocidade mnima em vo estvel , quando

avio ainda controlvel . Quanto menor for essa velocidade maiores sero as velocidades de decolagem e de aterragem e menores as pistas para a operao do avio. Quanto maior o coeficiente de sustentao (cl) menor a velocidade de estol. Para aumentar esse coeficiente e reduzir a velocidade so empregados dispositivos hipersustentadores: flaps e slats.

o

Vso Velocidade de estol na configurao de pouso-flapes e trem de pousobaixados.

Vs1 Velocidade de estol numa configurao desejada, que corresponde adiferentes casos particulares146

PRESTAO DE CONTAS

N EDITORA

QUANT . DESC . VAL . UNIT . 01 01 01

VAL . TOT . TRANSP . VA . COR . VAL . DESC . R$ 1.960,00 R$

PROPO . R$ 1,18 R$ 1,18 R$ 2,66

01 O Projetista - EA2 Editora Asa Ventura

R$ 98,00 R$ 20,50 R$ 18,20 R$ 27,00 R$ 31,00 R$ 20,00

98 , 00 21 , 68 19 , 38 25 , 65 29 , 45 22 , 66 216 , 83

R$ 1,35 R$ 1,55

02 CTA - Jorge Homa TVO - Jorge Homa 03 Editora GO AHEAD's Apostila Meteorologia (Darcy Banci)

R$ 410,00 R$ 47,30 R$ R$ 364,00 R$

01

5% 5%

R$ 540,00 R$ 620,00

R$ R$

Apostila R. T. A - Ariovaldo Machado 01 Cardoso 04 Apostila de Navegao - TITUS 01 ROSS

R$ 400,00 R$ 53,20 R$

TOTALIZAO

R$

147

AT AQUI148

149

150

151

VO PLANADO Vo Planado Voar sem a trao do motor, em trajetria descendente. ngulo de Planeio ngulo formado entre a trajetria de vo e a linha do horizonte. ngulo tanto menor quanto maior o CL e menor o 152 CD

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Superfcies de Controle ou de Comando Partes mveis da asa e empenagem, geralmente localizadas nos bordos de fuga, e fixadas por dobradias, tem a funo de controlar o vo do avio. Superfcies Primrias: Aileron, Leme de Direo e Profundor. Superfcie Secundrias: Compensadores das superfcies primrias. Flapes ou Slats: So dispositivos hipersustentadores pois aumentam a sustentao das asas. teis nos pousos e decolagens, pois permitem realizar estas operaes com velocidades menores. Spoilers: Funo de impedir que a velocidade do avio aumente excessivamente durante as descidas. Tambm conhecidos como freios aerodinmicos. Alm desta funo podem tambm exercer a funo de auxlio ao aileron.170

Controles de Vo Mecanismo que movimenta as superfcies de controle do avio" Manche: Possui duas funes: 1) Funo de Cabrar (erguer o nariz do avio) ou Picar (baixar o nariz do avio) o avio. Estes movimentos so denominados de Arfagem. 2) Funo de Rolar ou Inclinar o avio. Estes movimentos so denominados de Rolamento, Inclinao ou Bancagem. Pedais: Funo de Guinar (desviar o nariz para a direita ou a esquerda) o avio. Trem de Pouso Conjunto de partes destinadas a apoiar o avio no solo, amortecer os impactos do pouso, frear o avio e controlar a 171 direo no taxiamento

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Superfcies de Controle ou de Comando Partes mveis da asa e empenagem, geralmente localizadas nos bordos de fuga, e fixadas por dobradias, tem a funo de controlar o vo do avio. Superfcies Primrias: Aileron, Leme de Direo e Profundor. Superfcie Secundrias: Compensadores das superfcies primrias. Flapes ou Slats: So dispositivos hipersustentadores pois aumentam a sustentao das asas. teis nos pousos e decolagens, pois permitem realizar estas operaes com velocidades menores. Spoilers: Funo de impedir que a velocidade do avio aumente excessivamente durante as descidas. Tambm conhecidos como freios aerodinmicos. Alm desta funo podem tambm exercer a funo de auxlio ao aileron.178

FORAS AERODINMICAS cap 6Durante um vo normal, o ar escoa pela asa de um avio com maior velocidade no extradorso do que no intradorso, devido curvatura mais acentuada no extradorso. maior velocidade nos extradorso resulta em menor presso , criando na asa uma fora dirigida para cima e inclinada para trs . essa fora chama - se RESULTANTE AERODINMICA , a qual passa por um ponto chamado de CENTRO DE PRESSO CP . com o aumento do ngulo de ataque no perfil assimtrico o Centro de Presso avana para frente . com o aumento do ngulo de ataque no perfil simtrico o Centro de Presso permanece o mesmo . ngulo de ataque positivo , sustentao positiva em qualquer tipo de perfil . SIMTRICO ou ASSIMTRICO ngulo de ataque de sustentao nula sempre igual a:

zero nos perfis SIMTRICOS ASSIMTRICOS

e negativo nos perfis179

180

181

SUSTENTAOquando o ngulo de ataque positivo, a sustentao ser tambm positiva, qualquer que seja o tipo de perfil.

A sustentao positiva quando ela dirigida do intradorso para o extradorso .o ngulo de ataque nulo quando o vento relativo sopra na mesma direo da corda do aeroflio.

Nula no perfil simtrico e Positiva no perfil assimtricongulo de ataque no qual a asa no produz sustentao, chamado de ngulo de Ataque de Sustentao Nula.

Sempre igual a zero nos perfis simtricos e Negativo nos perfis assimtricosngulo de ataque menor que o ngulo de sustentao nula, a sustentao do aeroflio torna-se negativa.

Sustentao negativa usada em Acrobacia Area , Vo Invertido .182

183

quando o ngulo de ataque aumentado, a sustentao tambm aumenta, at um valor mximo, provocando o turbilhonamento no extradorso. quando o perfil atinge o NGULO DE ATAQUE CRTICO = NGULO DE ESTOL = NGULO DE SUSTENTAO MXIMA = NGULO DE PERDA haver a formao de um turbilhonamento e diminuindo bruscamente a sustentao e aumentando rapidamente o arrasto.

O que causa o stall a perda da aderncia do fluxo de ar na asa

184

185

O coeficiente de sustentao um nmero determinado experimentalmente , que depende do ngulo de ataque e do formado do aeroflio .

o coeficiente de sustentao maior quanto maiores forem:o ngulo de ataque a espessura do aeroflio a curvatura do aeroflio A sustentao proporcional a: A sustentao depende de: Coeficiente de sustentao Densidade do ar rea da asa Velocidade Coeficiente de sustentao Densidade do ar rea da asa Quadrado da velocidade

186

ARRASTO

uma fora indesejvel , porm inevitvel , que tende a frear o avio . Todos os objetos apresentam uma resistncia ao avano quando se deslocam atravs do ar . A resistncia ao avano produzida pela turbulncia que se forma atrs desses objetos ( reduo da presso atrs dos objetos . Uma superfcie aerodinmica tem pequena resistncia ao avano porque ela produz um turbilhonamento muito pequeno . Arrasto muito pequeno quando o ngulo de ataque pequeno , e muito grande quando o ngulo de ataque grande .

O coeficiente de arrasto um nmero determinado experimentalmente , que depende do ngulo de ataque e do formato do aeroflio .187

ARRASTO INDUZIDO um subproduto da sustentao , sempre que existir sustentao tambm existir arrasto induzido Nas baixas velocidades , quando as asas esto com grandes ngulos de ataque e grandes coeficientes de sustentao , a diferena de presso entre o intradorso e o extradorso muito grande , portanto , os vrtices nas pontas das asas so mais intensos Predomina nas baixas velocidades , diminuindo medida que a velocidade aumenta . Grande sustentao significa grande arrasto induzido .

188

MEIOS DE REDUZIR O ARRASTO INDUZIDO ALONGAMENTO razo entre a envergadura e a corda mdia geomtrica Tanques de ponta de asa tip tank servem para dificultar a formao do turbilhonamento ou vrtice induzido . ARRASTO PARASITA o arrasto de todas as partes do avio que no produzem sustentao . O arrasto parasita aumenta com o aumento da velocidade . O arrasto parasita proporcional ao quadrado da velocidade .

189

NGULO DE ATAQUE e NGULO DE ATITUDE NGULO DE ATAQUE formado pela CORDA VENTO RELATIVO

e o

190

NGULO DE ATITUDE formado pelo EIXO LONGITUDINAL ea LINHA DO HORIZONTE

NGULO DE ATITUDE POSITIVO

NGULO DE ATITUDE NEGATIVO

EIXO LO

NGITU DINAL DA AE RONA V

E

LINHA DO HORIZONTE

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196

DISPOSITIVOS HIPERSUSTENTADORES cap 7Dispositivos usados para permitir grandes redues de velocidade nas decolagens e pousos . Dispositivos usados para aumentar o coeficiente de sustentao da asa Objetivo de obter a sustentao necessria ao vo , numa velocidade menor .

F L A PFlap simples Flap ventral

Flap c/ fenda

197

SLOT - o dispositivo hipersustentador que aumenta o ngulo de ataque critico do aeroflio . O slot faz com que a asa possa atingir um ngulo de ataque mais elevado , gerando mais sustentao . --- O SLOT uma fenda fixa --SLAT - um outro tipo de dispositivo , muito semelhante ao SLOT s diferencia - se do SLOT porque ele fica recolhido quando em vo normal e abre a fenda quando necessrio --- O SLAT uma fenda que recolhida durante o vo ---

Cruzeir o

Pouso198

199

200

SLOT O slot (tambm denominado fenda ou ranhura) um dispositivo hiperstentador que aumenta o ngulo de ataque crtico do aeroflio. Devido a fenda diminui a tendncia do aeroflio de turbilhonar o ar que passa na parte superior da asa.

201

202

SLOT

GERA L FLAP

CUIDA DO

203

CHECKLIST DO CO-PILOTO1.NO TOQUE EM NADA 2.MANTER A BOCA FECHADA

204

205

PROFUNDOR

RUDDER

AILERONS

206

BANCAGE M INC. LATERAL

AILERONS

207

AILERONS

Eixo longitudinal208

209

GUINADA

LEME DE DIREO

210

Leme de direo

Eixo transversal211

ARFAGE M OU TANGAG EM

LEME DE PROFUNDID ADE

212

Leme de profundidade Profundor

EIXO LATERAL213

214

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217

219

220

GRUPOS MOTO-PROPULSORES cap 8 o conjunto dos componentes que fornece a trao necessria ao vo . Os tipos mais usados de grupos moto propulsores so : Turbojato Turbo - fan Turbolice Motor a pisto e Hlice A fora produzida pelo grupo moto - propulsor chamada de

TRAO

POTNCIA EFETIVA potncia medida no eixo da Hlice POTNCIA NOMINAL potncia efetiva mxima para a qual o motor foi projetado POTNCIA TIL potncia de trao desenvolvida pela HLICE sobre o avio.221

MAIS USADO

222

223

224

75%

225

226

Avano de Passo Terico Avano de Passo Efetivo Recuo

227

ACIONAMENTO DE FREIOS

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PASSO FIXO

PASSO AJUSTVEL

PASSO CONTROLVEL

229

Hlice de passo fixo aquela que foi fabricada com um determina passo, o qual no pode ser modificado. Essa hlice s funciona bem numa determinada RPM e velocidade de vo para as quais foi construda. PASSO FIXO A hlice feito de uma pea nica. Somente um passo, j vem determinado pelo fabricante e usualmente constitudo de duas ps e podem ser de madeira ou metal Hlice de passo ajustvel aquela cujo passo pode ser modificado no solo, com o uso de ferramentas apropriadas. Essa hlice s funciona bem na RPM e velocidade de vo para as quais foi ajustada.230

Hlice de passo controlvel aquela cujo passo pode ser modificado durante o vo. Essa hlice funciona bem em qualquer condio de vo. O passo pode ser modificado durante o vo atravs de: Comando manual O piloto o responsvel pelo controle correto do passo. Contrapesos O passo automaticamente ajustado por contrapesos que funcionam por ao centrfuga. Governador O passo controlado automaticamente por um sistema eltrico ou hidrulico denominado governador.231

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FORAS QUE AGEM EM UM AVIO EM VO

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Aerodynamicists model the shape effect by a lift coefficient which is normally determined through wind tunnel testing.

FORMA

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The amount of lift generated by an object depends on the size of the object.TAMAN HO

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The angle between the chord line and the flight direction is called the angle of attack and has a large effect on the lift generated by a wing.

266

Lift depends on the shape, size, inclination, and flow conditions of the air passing the object. For a three dimensional wing, there is an additional effect on lift, called downwash

267

The lift coefficient is a number that aerodynamicists use to model all of the complex dependencies of shape, inclination, and some flow conditions on lift.

268

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THE LIFT - 2 The last animation shows that the lift is zero when the effective angle of attack is zero

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Fowler maior aumento no coeficiente de sustenta

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NO FLUID, NO LIFTLift is a mechanical force. It is generated by the interaction and contact of a solid body with a fluid (liquid or gas). It is not generated by a force field, in the sense of a gravitational field,or an electromagnetic field, where one object can affect another object without being in physical contact. For lift to be generated, the solid body must be in contact with the fluid: no fluid, no lift.

NO MOTION, NO LIFTLift is generated by the difference in velocity between the solid object and the fluid. There must be motion between the object and the fluid: no motion, no lift. It makes no difference whether the object moves through a static fluid, or the fluid moves past a static solid object. Lift acts perpendicular to the motion.273

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The angle of incidence The angle of incidence is measured by the angle at 276 which the wing is attached to the fuselage.

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Ms temperatura, menos presin, ms altura suponen menos densidad. Menor densidad --> menor rendimiento. Menos temperatura, ms presin, menos altura implican mayor densidad. Mayor densidad --> mayor rendimiento.

282

Os ngulos que as asas encontram o fluxo de ar tambm afetam grandemente a sustentao gerada. Este ngulo conhecido como NGULO DE ATAQUE.

283

NGULO DE ATITUDE formado pelo EIXO LONGITUDINAL ea LINHA DO HORIZONTE

NGULO DE ATITUDE POSITIVO

NGULO DE ATITUDE NEGATIVO

EIXO LO

NGITU DINAL DA AE RONA V

E

LINHA DO HORIZONTE

284

The purpose of dihedral is to improve lateral stability. If a disturbance causes one wing to drop, the unbalanced force produces a sideslip in the direction of the downgoing wing. This will, in effect, cause a flow of air in the opposite direction to the slip. This flow of air will strike the lower wing at a greater angle of attack than it strikes the upper wing. The lower wing will thus receive more lift and the airplane will roll back into its proper position.

The dihedral angle is the angle that each wing makes with the horizontal.

DIHEDRAL

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ENFLECHAMENTO

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ngulo de Incidncia o ngulo formado entre a corda da asa e o eixo longitudinal da aeronave.

287

VO HORIZONTAL cap 9 No vo Horizontal em velocidade constante, a sustentao igual ao peso e a trao da Hlice igual ao arrasto.... L=W ---- T = D

Em vo em alta velocidade, o ngulo de ataque pequeno, de apenas alguns graus.....288

FORAS EQUILIBRADAS VO RETO E NIVELADO

289

RECONHECIMENTO DO ESTOL - STALL Um ESTOL uma condio na aerodinmica e aviao onde o ngulo entre as linhas das cordas das asas e o vento relativo, definido como ngulo de ataque, exceed o ngulo crtico de ataque. Este ngulo tipicamente entre 12 e 15 para muitos aroforlios subsonicos.

290

Stall Warning An artificial stall warning horn is set to activate 5 to 7 KIAS above the stall speed.

291

STICK SHAKER Este sistema basicamente um vibrador preso ao manche / volante que possui sua ativao baseado em uma aproximao para ESTOL, ngulo de ataque. Voc poder tambm perder a autoridade do aileron muito mais rapidamente assim que o ESTOL se pronunciar na parte externa da asa onde ficam localizados os AILERONS. Um STICK SHAKER um dispositivo mecnico conectados aos controle em muitos jatos executivos e de linhas areas e aeronaves militares para avisar aos pilotos que a aeronaves est prximo ao ESTOL. Em aeronaves maiores (especialmente em T-TAILED jatos onde o estol se torna quase impossvel de ser recuperado deep stall). Alguns sistemas podero incluir um STICK PUSHER para empurra o nariz para baixo, usando os controles da aeronave, isto reduz a atitude da aeronave e tambm a altitude aumentando a velocidade.292

293

Stability Stability is the ability of an airplane to return, of its own accord, to its original attitude in flight after it has been disturbed by some outside force, like wind gusts. Stability also refers to an airplane's response to the pilot's use of the controls. Static Stability Static stability refers to the aircraft's initial response when disturbed from a given angle of attack, slip or bank. Dynamic Stability Dynamic stability refers to the aircraft response over time when disturbed from a given angle of attack, slip or bank.294

Positive - tends to return to original condition

Neutral - remains at new condition - does not move further away or closer to original condition.

295

Negative (diverges away from original condition)

296

All aircraft will exhibit negative lateral static stability, unless the designer adds some combination of the design features listed below to combat the effect. Dihedral High Wings Swept Wings Dihedral Dihedral is the most common design feature used to increase the lateral stability.

297

Swept wings Swept wings are one of the most effective ways of increasing lateral stability. Dutch Roll Many swept wing aircraft suffer a dynamic instability problem known as Dutch Roll. due to the increased speed of the advancing wing and the increased lift due to the swept wing effect Dutch roll is much worse at high altitudes where the air is less dense.298

Lateral stability Lateral stability refers to stability around the longitudinal axis. It is sometimes called roll stability If the pilot deflects the ailerons then one wing will produce more lift than the other (because it now has more camber.) This causes a rolling moment. The aircraft will begin to roll and will continue to roll, faster and faster, as long as one wing produces more lift than the other.

299

R e d u cin g L a te ra l S ta b ility The Dutch Roll tendency described above is exacerbated when an aircraft has too much lateral stability. Generally pilots prefer to fly aircraft which exhibit neutral static lateral stability, or very slightly positive. As a result aircraft with both swept and high wings often are too stable. This can be "fixed" by incorporating anhedral (negative dihedral.)

300

Longitudinal stability Longitudinal stability refers to stability around the lateral axis. It is also called pitch stability. Lo n g i d i a l sta b i i d e p e n d s o n th e l ca ti n o f th e tu n l ty o o ce n te r o f g ra v ity ( c of g .) T h i i th e m o st i p o rta n t th i g to re a l ze a s a p i o t. s s m n i l

Static Directional Stability Static directional stability is a measure of the aircraft's resistance to slipping. The greater the static directional stability the quicker the aircraft will turn into a relative wind which is not aligned with the longitudinal axis.301

Stability may be (a)positive, meaning the airplane will develop forces or moments which tend to restore it to its original position; (b)neutral, meaning the restoring forces are absent and the airplane will neither return from its disturbed position, nor move further away; (c)negative, meaning it will develop forces or moments which tend to move it further away. Negative stability is, in other words, the condition of instability. Stability may be (a) longitudinal, pitching (b) lateral, rolling (c) directional, yawing302

R E V IV E N D O Nos aeroflios SIMTRICOS, ngulo correspondente ao coeficiente de sustentao nulo ZERO GRAU. Para perfis SIMTRICOS, o centro de presso, no se desloca, independente do ngulo de ataque. Para ngulos de ataque menores que o ngulo de sustentao nula, os coeficientes de sustentao so negativos. Todos os componentes do avio podem produzir sustentao, inclusive a fuselagem. Porm, a sustentao quase total obtida das partes projetadas para isto, ASA e ESTABILIZADOR HORIZONTAL / PROFUNDOR.303

Quando se aproximando do NGULO DE ESTOL, os filetes turbilhonados da asa atingem o estabilizador horizontal / profundor, produzindo uma vibrao caracterstica (BUFFET), chamado de vibrao pr-estol, ou, simplesmente o pr-stol. O estol ocorre sempre com o mesmo ngulo de ataque. maioria do avies 15 a 16.

O CLmax ocorre no ngulo de estolO avio estola em diferentes velocidade, mas sempre com o mesmo ngulo de estol / ngulo de ataque. O estol com potncia pode ser mais definido e acompanhado por uma queda de asa. Produo assimtrica de sustentao.304

O ESTOL DE RAIZ prefervel ao estol de ponta de asa. O estol de raiz avisa ao piloto por vibrao chamado de buffet, se houver um estol assimtrico o BRAO DE ALAVANCA entre a raiz da asa ser pequeno.

O estol de ponta de asa atinge o AILERON....ASAS RETANGULARES tm a tendncia de estolar na raiz, ASAS ENFLEXADASou com grande afilamento tendem a estolar de ponta de asa, ASAS ELPTICAS e as TRAPEZOIDAIS tendem a estolar ao mesmo tempo em toda a extenso da asa305

DISPOSITIVO DE ALERTA DE ESTOL a maioria dos avies dotada de dispositivos como: buzina, luz vermelha oscilante ou sirena para avisar da chegada do estol. O principal aviso de estol so: Vibrao, Reduo da velocidade, Perda de sensibilidade dos controles.

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Fuel 747-400 The 747-400 can carry more than 215,000 litres of fuel, making it possible to fly extremely long routes, such as Auckland to Los Angeles. A 747-400 that flies 3,500 statute miles (5,630 km) and carries 126,000 pounds (56,700 kg) of fuel will consume an average of five gallons (19 litres) per mile. The 747-400 carries 12,490 litres of fuel in the horizontal (tail) stabiliser, allowing it to fly an additional 640 km. The 747-400 is up to 13 percent more fuel efficient than its predecessor, the 747-300, depending on the engine.

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The drag coefficient is a number which aerodynamicists use to model all of the complex dependencies of drag on shape, inclination, and some flow conditions.

310

Drag is an aerodynamic force and therefore depends on the pressure variation of the air around the body as it moves through the air.

311

As a wing moves through the air, the airfoil is inclined to the flight direction at an angle. The angle between the chord line and the flight direction is called the angle of attack and has a large effect on the drag generated by the wing.

312

There are many factors which influence the amount of aerodynamic drag which a body generates. Drag depends on the shape, size, inclination, and flow conditions of the air passing the object. For a three dimensional wing, there is an additional component of drag, called induced drag

313

The drag coefficient is a number that aerodynamicists use to model all of the complex dependencies of shape, inclination, and flow conditions on aircraft drag.

314

O arrasto uma fora aerodinmica devido resistncia do ar, que se ope ao avano de um corpo. Essa fora depende de alguns fatores como: a forma do corpo, a sua rugosidade e o efeito induzido resultante da diferena de presso entre a parte inferior e superior da asa. Arrasto de atrito Arrasto de forma Arrasto induzido315

316

Arrasto de atrito Este tipo de arrasto est relacionado com as caractersticas da superfcie, sendo ela lisa ou spera. Quanto mais prximo da superfcie, o ar forma uma

camada limite

no qual se move de forma laminar se a superfcie for lisa; se a mesma for rugosa ou spera, ocorrer um fluxo de ar turbilhonado aumentando o arrasto.

317

Arrasto induzido O arrasto induzido est relacionado com diferena de presso entre a parte superior e inferior da asa. O ar que est no intradorso (parte inferior) tende a fluir para o extradorso (parte superior), originando um turbilhonamento na ponta da asa, com isto provocando uma resistncia ao avano do avio e diminuindo a sustentao.

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Benefits

Depending on the airplane, its cargo, the airline's routes and other factors, winglets have the potential to: Lower operating costs by reducing block fuel burn by 3.5 to 4.0 percent on missions greater than 1,000 nautical miles

Reduce engine maintenance costs Increase range up to 130 nautical miles Improve payload capability by up to 6,000 pounds (.5 to 3 metric tons) Improve takeoff performance and obstacle clearance Increase optimum cruise altitude capability Reduce community noise by .5 to .7 EPNdB (Effective Perceived Noise Level in Decibels) on takeoff and slight improvement on approach

322

A winglet is a device used to improve the efficiency of aircraft by lowering the lift-induced drag caused by wingtip vortices. The winglet is a vertical or angled extension at the tips of each wing Winglets work by increasing the effective aspect ratio of a wing without adding greatly to the structural stress and hence necessary weight of its structure - an extension of wing span would also permit lowering of induced drag, though it would cause parasitic drag and would require boosting the strength of the wing and hence its weight - there would come a point at which no overall useful saving would be made. A winglet helps to solve this by effectively increasing the aspect ratio without adding to the span. Some types of aircraft, especially airliners, have winglets, for example the Airbus A340, and the Boeing 747-400. Other designs such as the Boeing 777 omit them, because 323

Arrasto Todos objetos apresentam uma certa resistncia ao avano quando se deslocam atravs do ar. Uma superfcie aerodinmica tem pequena resistncia ao avano, pois produz um turbilhonamento muito pequeno. Porm o arrasto aumenta quando o ngulo de ataque aumenta. Existem dois tipos de arrasto: -Arrasto induzido O ar escapa do intradorso para o extradorso (onde a presso menor) pelas pontas das asas, este escape gera um fluido de ar em forma de espiral, criando um arrasto adicional.324

Solues para arrasto induzido Grande alongamento para asas de avies de grande rendimento Tip Tanks: tanques nas pontas das asas, estes dificultam a formao do fludo. Obs: este tipo de arrasto mais intenso em baixas velocidades, pois o ngulo de ataque maior nestas condies. - Arrasto Parasita o arrasto produzido por todas as partes do avio que no produzem foras teis ao vo.

325

ARRASTO a componente paralela ao vento relativo, no sentido oposto ao deslocamento, ou seja, no mesmo sentido do vento relativo. ARRASTO no associado com a produo de sustentao PARASITA ARRASTO associado com a produo de sustentao INDUZIDO ARRASTO PARASITA ATRITO - PRESSO (OU FORMA) - INTERFERNCIA ATRITO rea quanto maior a rea da asa o arrasto de atrito. Rugosidade aumenta o arrasto cabea de rebites gelo Velocidade e ngulo de ataque aumentam o atrito326

Micro Vortex Generators Micro Vortex Generators from Micro Aerodynamics, Inc. are available for a wide range of aircraft and can reduce stall speed, improve aileron response, improve cross wind control, and reduce landing and takeoff roll. The kits consist of vortex generators mounted on the wings, the horizontal stabilizer, and the vertical stabilizer. The generators are manufactured under FAA/PMA from 6063T6 aluminum and are curved to fit the contour of the wing.

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R E V I V E N D O Nos aeroflios SIMTRICOS, ngulo correspondente ao coeficiente de sustentao nulo ZERO GRAU. Para perfis SIMTRICOS, o centro de presso, no se desloca, independente do ngulo de ataque. Para ngulos de ataque menores que o ngulo de sustentao nula, os coeficientes de sustentao so negativos. Todos os componentes do avio podem produzir sustentao, inclusive a fuselagem. Porm, a sustentao quase total obtida das partes projetadas para isto, ASA e ESTABILIZADOR HORIZONTAL / PROFUNDOR.332

Quando se aproximando do NGULO DE ESTOL, os filetes turbilhonados da asa atingem o estabilizador horizontal / profundor, produzindo uma vibrao caracterstica (BUFFET), chamado de vibrao pr-estol, ou, simplesmente o pr-stol. O estol ocorre sempre com o mesmo ngulo de ataque. maioria do avies 15 a 16.

O CLmax ocorre no ngulo de estolO avio estola em diferentes velocidade, mas sempre com o mesmo ngulo de estol / ngulo de ataque. O estol com potncia pode ser mais definido e acompanhado por uma queda de asa. Produo assimtrica de sustentao.333

O ESTOL DE RAIZ prefervel ao estol de ponta de asa. O estol de raiz avisa ao piloto por vibrao chamado de buffet, se houver um estol assimtrico o BRAO DE ALAVANCA entre a raiz da asa ser pequeno.

O estol de ponta de asa atinge o AILERON....ASAS RETANGULARES tm a tendncia de estolar na raiz, ASAS ENFLEXADASou com grande afilamento tendem a estolar de ponta de asa, ASAS ELPTICAS e as TRAPEZOIDAIS tendem a estolar ao mesmo tempo em toda a extenso da asa334

DISPOSITIVO DE ALERTA DE ESTOL a maioria dos avies dotada de dispositivos como: buzina, luz vermelha oscilante ou sirena para avisar da chegada do estol. O principal aviso de estol so: Vibrao, Reduo da velocidade, Perda de sensibilidade dos controles.

335

336

A menor velocidade possvel em vo horizontal conseguida quando o avio voa com o ngulo de ATAQUE CRTICO. Neste ngulo o Coeficiente de Sustentao mximo. Velocmetro suficiente para o piloto manter o controle do first law of motion we know that From Newton's avio em condies normais. an object at rest will stay at rest, and an object in motion (constant velocity) will stay in motion unless acted on by an external force. If there is no net external force, the object will maintain a constant velocity.

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A potncia mxima que o grupo moto-propulsor consegue fornecer ao avio chama-se Potncia Mxima. Velocidade Mxima - maior velocidade possvel em vo horizontal. Velocidade de mximo alcance velocidade que permite voar a maior distncia possvel com dada quantidade de combustvel. Velocidade de mxima autonomia velocidade que permite voar o mximo tempo possvel com uma certa quantidade de combustvel. Velocidade mnima menor velocidade para a qual possvel voar com velocidade constante. O ngulo de ataque maior que o crtico, e A velocidade maior que a de estol.338

Velocidade de estol menor velocidade possvel em vo horizontal. O avio voa no ngulo de ataque crtico, e o coeficiente de sustentao mximo. Usando-se dispositivos hipersustentadores, a velocidade de estol torna-se menor. oO arrasto de um avio em vo horizontal no depende da altitude. oA velocidade do avio proporcional a raiz quadrada do peso W. oA velocidade de estol aumentar se o peso do avio for aumentado. oCarga Alar = Peso/rea339

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VELOCIDADE FINAL a velocidade mxima que o avio pode atingir num mergulho ou planeio vertical. Sustentao nula ngulo de ataque ser o ngulo de sustentao nula A velocidade aumentar rapidamente e estabilizarse- quando o arrasto tornar-se igual ao peso O piloto s dever permitir que isso acontea se no atingir antes a VELOCIDADE LIMITE Velocidade limite aquela que no pode ser ultrapassada sem que o avio sofra danos ou destruio da estrutura.341

RAZO DE DESCIDA Altura perdida por unidade de tempo = Varimetro / Climb oRazo de descida = R/S oMedida = m/s ou ft/min o INFLUNCIA DO PESO O peso do avio no influi na distncia e no ngulo de planeio, mas aumenta a sua velocidade e a razo de descida. INFLUNCIA DO VENTO Vento de cauda = AUMENTA a VS - DIMINUI o ngulo de planeio = empurra Vento de proa = tem efeito contrrio = segura342

VO PLANADO cap 10 Vo Planado Voar sem a trao do motor, em trajetria descendente. ngulo de Planeio ngulo formado entre a trajetria de vo e a linha do horizonte. ngulo tanto menor quanto maior o CL e menor o CD

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VO ASCENDENTE cap 11

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VO ASCENDENTE Num vo ascendente, o avio tem duas componentes de velocidade: VH- Velocidade Horizontal R/S Razo de Subida = ft/min ou m/s O ngulo entre a trajetria ascendente do avio e a linha do horizonte chama-se ngulo de Subida Velocidade de mxima razo de subida a velocidade na qual o avio ganha altura o mais rapidamente possvel. Velocidade de mximo ngulo de subida a velocidade na qual o avio sobe com o maior ngulo de subida. uma velocidade menor que a de mxima razo de subida351

medida que o avio ganha altura, a densidade do ar diminui. A razo de subida mxima diminui gradativamente, at tornar-se nula no Teto AbsolutoR/S 2000 FT/MIN R/S 1500 FT R/S 1000 FT

R/S 100 FT R/S 500 FT

R/S ZERO FT

No teto absoluto todas as velocidades exceto a velocidade de maior razo de subida que ser nula e, no aconselhvel nenhuma manobra por no dispor de potncia para recuperao No teto absoluto a razo de subida ser sempre zero, no teto prtico de servio, a razo de subida de 100 ps por minuto352

O maior ngulo de subida obtido atravs de: Baixo peso Baixa altitude Alta Potncia Disponvel Grande rea de Asa

A maior razo de subida obtida atravs de: Baixo peso Baixa Altitude Alta Potncia Disponvel Pequena rea da Asa

Aumentando a altitude, a potncia disponvel diminui e a potncia necessria aumenta. No teto absoluto s existe uma velocidade me que o avio pode voar. Velocidade Mxima, Velocidade de Mximo Alcance, Velocidade de Mxima Autonomia Velocidade Mnima Velocidade de Estol 353

COMANDOS DE VO cap 12

tangada

bancagem

Eixo transversal Arfagem / Tangagem Eixo Longitudinal Rolagem / Rolamento / Bancagem / Inclinao Lateral Eixo Vertical - Guinada354

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TRANSVERSA L

Arfagem tangagem

Cabrar

Picar356

Rolagem Rolamento Bancagem Inclinao Lateral

LONGITUDINA L

Esquerd a

Direita

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Guinada

VERTICAL

Esquerd a

Direita

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As superfcies de comando produzem as foras necessrias para controlar o avio. Atuam modificando o ngulo de ataque Compensadores oCompensao por deslocamento do eixo articulado oCompensao atravs de Salincia na superfcie de cmdo oCompensao atravs de compensador automtico Tabs ou Compensadores Pequenas superfcies colocadas nos BF das superfcies de controle, para: Tirar tendncias indesejveis de vo359

Compensar o avio em diferentes atitudes de vo Reduzir a fora necessria para movimentar os comandos Os tipos de compensadores mais utilizados so: a)Compensadores Fixos ajustados no solo b)Compensadores Comandveis ajustados pelo piloto c)Compensadores Automticos Ajustado com a superfcie de controle, sem ao direta do piloto.

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Efecto tuerca. El motor hace girar la hlice en un sentido, asi que segn la 3 Ley de Newton, la totalidad del avin intentar girar en el sentido opuesto (accin-reaccin). en condiciones de alta potencia mientras el avin est en el suelo (carrera de despegue), este efecto hace que la rueda izquierda soporte ms peso que la derecha, lo cual aporta ms friccin, ms resistencia y aumente la tendencia a guiar a la izquierda.

Debe tenerse en cuenta que el efecto tuerca no causa directamente la guiada. El efecto tuerca causa el intento de giro del avin y este causa la guiada. En el diseo del avin, esta guiada no deseada se neutraliza a veces dndole al ala izquierda un ngulo de incidencia ligeramente mayor y por tanto algo ms de sustentacin. 362

Estela de la hlice. Recibe este nombre la masa de aire desplazada hacia atrs por la hlice, cuyo tamao es el de un cilindro de aproximadamente el dimetro de la hlice. Esta estela recibe un movimiento rotatorio en la misma direccin del giro de la hlice. El resultado es que la estela incide solo sobre un lado de superficies del avin tal como el estabilizador vertical, avin guie a la izquierda.

363

Resistencia en los alerones Este efecto, al contrario que los otros no est provocado por la hlice. Sabemos como funcionan los alerones: un ala sube debido a que tiene ms sustentacin por el alern abajo mientras que la otra baja al tener menos sustentacin por el alern arriba.

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Empuje asimtricoEste efecto es apenas perceptible en aviones normales y se hace algo ms acusado cuando se vuela con grandes ngulos de ataque y con alta potencia. Al empuje asimtrico tambin se le denomina factor "P".

Precesin giroscpicaCuando a un objeto girando en el espacio se le aplica una fuerza,

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Evitando a Guinada Adversa: Leme de direo no sentido contrrio ao da guinada adversa Equipar o avio com ailerons diferenciais. vPara cima maior do que para baixo Equipar o avio com ailerons tipo Frise. vTm salincia dianteira que provoca maior arrasto quando se movem para cima. vRecordemos que guiada es el movimiento que realiza el avin en torno a su eje vertical. vPara contrarrestar su efecto y mantener el control direccional del avin el piloto acta sobre el timn de direccin por medio de los pedales.366

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Wing twist or washout The terms 'wing twist' and 'washout' refer to wings designed so that the outboard sections have a lower incidence, 34 or so, and thus lower aoa than the inboard sections in all flight conditions. One reason for wing twist is to reduce induced drag (see section ''), but the main reason is to improve the stall characteristics of the wing so that flow separation begins near the wing roots and moves out towards the wingtips. With twist, the sections near the wing root reach the stalling aoa first, thus allowing effective aileron control even as the stall progresses from inboard to outboard. This is usually achieved by building geometric twist into the structure by rotating the trailing edge, so providing a gradual decrease in aoa from root to tip. Washout reduces the total lift capability a little but this disadvantage is more than offset by the wing twist improving elliptical lift distribution and thus decreasing induced drag. Another form of washout aerodynamic twist might be attained by using an aerofoil with a higher stalling aoa in the outboard wing sections. Aircraft incorporating washout tend to not drop a wing during an unaccelerated stall. Instead, there is a tendency to just 'mush' down sedately then drop the nose and regain flying speed. The turbulent wake from airflow separation starting at the wing root buffets the tailplane, thus providing some warning of the oncoming stall before it is fully developed. Also, washout is usually applied, for aerodynamic balance, to the swept wings utilised in weight-shift ultralights. However, geometric washout can cause problems at excessive speed.369

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BankAngle 10 20 30 40 50 60 70 80 85 87

Acceleration 1.02G 1.06G 1.15G 1.31G 1.56G 2.00G 2.92G 5.76G 11.47G 19.11G373

VO EM CURVA cap 13 Categoras. Todos los aeroplanos estn diseados cumpliendo unos requerimientos de esfuerzo, en funcin del uso que se vaya a hacer del mismo. La clasificacin segn estos requisitos se denomina categoras. Para obtener su certificacin por las autoridades competentes, el esfuerzo estructural (factor de carga) debe ser conforme a los estndares prescritos.

Las categoras y el mximo factor de carga para cada una de ellas son las siguientes (segn la F.A.A): Normal : 3.8 G. Utility : 4.4 G. Acrobatic : 6.0 G.374

BSSOLA ELTRICA

DIRETOR DE VO

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GLISSADA

DERRAPAGEM378

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30 segundos en realizar un viraje de 90 el ratio de giro es de 3 por segundo (90/30"=3 p/seg.).

rdan 2 minutos; en este caso el ratio de giro es de 3 p/seg (360/12381

CARGAS DINMICAS cap 14 Cargas dinmicas so os esforos que um avio sofre durante o vo, devido a: Manobras Turbulncia, etc Cargas Dinmicas so classificadas em: Cargas Dinmicas Horizontais Cargas Dinmicas Verticais Fator de Carga Cargas Dinmicas verticais so medidas em um instrumento chamado: Acelermetro = Gesmetro vfator de carga n = L / W = Sustentao / Peso382

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85 11.47 G 87 19.11 G

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Speed Vs Vmc V1 Vr Vmu Vlof V2

Description

FAR 25 Requirement

stall speed in takeoff configuration minimum control speed with one engine inoperative (OEI) OEI decision speed = or > Vmc rotation speed 5% > Vmc minimum unstick speed = or > Vs for safe flight liftoff speed 10% > Vmu 5% > Vmu (OEI) takeoff climb speed at 20% > Vs 10% > Vmc

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Vr - velocidad de rotacin corresponde a aquella a la cual comienza a "despegarse" el avin de la superficie de soporte para llevarlo al aire. Vx - representa la velocidad de mejor ngulo de ascenso (proporciona mayor ganancia de altitud en la menor distancia horizontal posible). Vy - designa a la velocidad de mejor tasa de ascenso (proporciona la mayor ganancia de altitud en el menor tiempo posible).

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The load factor may be POSITIVE or NEGATIVE. POSITIVE LOAD FACTOR - During normal flight, the load factor is 1 G or greater than 1 G. Whenever the load factor is one or greater the load factor is defined as positive. NEGATIVE LOAD FACTOR - Under certain conditions, an abrupt deviation from the airplane's equilibrium can cause an inertial acceleration that in turn will cause the weight to become greater than the lift.. Both excessive deviation from positive and negative load factor limits must be avoided because of the possibility of exceeding the structural load limits of the airplane.

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Fator de Carga Limite ltimaNormal - +3,8G Utilidade -

/ -1,52G / -3G

+4,4G / -1,76G

Acrobacia - +6G

Carga Limite valor mximo de g que estrutura resiste.

Carga ltima 50% acima do fator de carga limite. Usado para evita

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ESTOL DE VELOCIDADEOcorre normalmente devido a puxadas bruscas durante as recuperaes. Cuidado com avies com cauda em T

DECOLAGEM E POUSO cap 15A decolagem a manobra que consiste em abandonar a superfcie que suporta o avio. inclui todos os atos desde a autorizao at alcanar a altitude de segurana 15m (50 ps) a decolagem opcional, porm o pouso obrigatrio O piloto deve manter o avio no solo at atingir de 120% a 130% da velocidade de ESTOL Baixa altitude Baixa temperatura Pista em declive Vento de proa Ar seco397

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TCNICAS DE POUSO1.Pouso em trs pontos 2.Pouso de pista O pouso em trs pontos utilizado pelos avies com trem de pouso convencional, toca-se simultaneamente com o trem principal e a bequilha. O pouso de pista consiste em tocar o solo com uma certa velocidade, sem deixar que ocorra o estol. Pode ser efetuado por avies com trem de pouso convencional ou triciclo. Maior risco de pilonagem e cavalo de pau devido ao C.G localizado atrs do trem principal. Baixa altitude Baixa temperatura Pista em aclive Vento de Proa Ar seco401

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ESTABILIDADE LONGITUDINAL cap 16ESTABILIDADE ESTTICA- tendncia inicial que um objeto mostra quando afastado do equilbrio. ESTABILIDADE DINMICA descreve o tempo requerido para um avio responder estabilidade esttica aps ser afastado da posio de equilbrio.

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ESTABILIDADE LATERAL cap 17A estabilidade lateral menos importante do que a estabilidade longitudinal porque os esforos laterais no avio so geralmente pequenos. o o

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a.DIEDRO quando o avio est com as asas lateralmente desequilibradas, ela glissa na direo da asa mais baixa. diedro positivo aumenta a estabilidade lateral diedro negativo diminui a estabilidade lateral diedro nulo, estaticamente indiferente

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b.ENFLEXAMENTO incidncia do vento lateral nas asas, produzindo mais sustentao de uma asa do que outra. Asa com enflexamento positivo tende a ser estvel Asa com enflexamento negativo tende a ser instvel

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c.EFEITO QUILHA vento lateral produzindo foras sobre as superfcies laterais do avio. Estvel quando a rea lateral acima do C.G maior do que a rea lateral abaixo do C.G. Instvel quando a rea lateral abaixo do C.G maior do que a rea acima do C.G.

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d.EFEITO FUSELAGEM o efeito fuselagem diminui a estabilidade lateral, pois ele prejudica o efeito de diedro. Nos avies de asa alta, a fuselagem age como se fosse um pndulo, aumentando a estabilidade lateral Nos avies de asa baixa, o peso da fuselagem tende a aumentar o desequilbrio lateral do avio, reduzindo a estabilidade

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e.DISTRIBUIO DE PESOS Nos avies de asa alta, a fuselagem agem como se fosse um pndulo, aumentando a estabilidade lateral. Nos avies de asa baixa, o peso da fuselagem tende a aumentar o desequilbrio lateral do avio, reduzindo a estabilidade. Um avio no deve ter estabilidade lateral exagerada, porque deixaria de obedecer adequadamente ao comando dos ailerons. Alguns avies de asa alta, a fuselagem atua como um poderoso pndulo estabilizador, efeito precisa ser parcialmente neutralizado atravs de DIEDRO NEGATIVO.

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ESTABILIDADE DINMICA LATERALUm avio estaticamente estvel (quanto ao equilbrio lateral) tende a voltar ao equilbrio sempre que for lateralmente inclinado. avio dinamicamente estvel avio dinamicamente indiferente avio dinamicamente instvel

ESTABILIDADE DIRECIONALA estabilidade direcional refere-se ao equilbrio de um avio em torno do seu eixo vertical. A estabilidade direcional menos importante do que a estabilidade longitudinal porque gera esforos pequenos sobre o avio. Basicamente existem dois fatores que influem na estabilidade direcional: ENFLEXAMENTO EFEITO DE QUILHA414

ENFLEXAMENTO ao sofrer um desvio para um dos lados, o avio derrapar, uma asa fica mais exposta ao vento relativo do que a outra, criando mais arrasto. Enflexamento positivo aumenta a estabilidade Enflexamento negativo diminui a estabilidade

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EFEITO DE QUILHA Provocado pela ao do vento relativo sobre as reas laterais do avio. quanto maior a rea lateral atrs do centro de gravidade, maior ser a estabilidade direcional do avio. oGRANDE REA LATERAL ATRS DO CENTRO DE GRAVIDADE aumenta a estabilidade oGRANDE REA LATERAL FRENTE DO CENTRO DE GRAVIDADE diminui a estabilidade416

PARAFUSOS cap 19TORQUE DO MOTOR quando o avio est prximo ao ngulo crtico, o torque tende a girar o avio no sentido contrrio ao da rotao da hlice.

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ASAS COM INCIDNCIAS DIFERENTES para compensar a influncia do torque do motor em vo de cruzeiro, o avio pode ter sido fabricado com incidncias diferentes nas asas. Prximo ao estol acentua ainda mais, porque uma asa com incidncia maior estola antes da outra, podendo provocar parafuso. USO DE AILERONS PRXIMO AO ESTOL no devemos usar os ailerons prximo ao ngulo crtico, pois o aileron que abaixa pode provocar o estol nessa asa, dando incio ao parafuso. CURVAS durante uma curva muito inclinada, o piloto deve tomar cuidado para no entrar em estol. Excesso de inclinao e pouca sustentao.418

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PARAFUSO CHATO giro em torno do eixo vertical, soluo deslocamento do C.G. O ar escola praticamente a 90 em relao ao eixo longitudinal do avio. A velocidade de descida do avio diminuda devido ao arrasto criado. O parafuso chato sempre acidental Aeronave com cauda pesada.... Chamado tambm de auto-rotao Aps a interrupo da rotao a velocidade aumenta, aps cessar o arrasto. A velocidade mesmo em parafuso normal moderada, porque uma das asas est estolada, provocando grande arrasto. Em caso de dvida a recuperao deve ser imediata, com a necessria suavidade.420

RECUPERAO DE PARAFUSORecuperao deve ser feita com flapes recolhidos Reduzir a manete. A potncia do motor tende a cabrar e aumentar a velocidade do avio Coloque os ailerons em neutro Aplicar pedal contrrio rotao do avio Quando a rotao comear a diminuir, neutralizar o profundor para sair do estol. No aplicar o profundor antes do leme de direo porque poderia aumentar a velocidade de rotao. Ao cessar a rotao, neutralizar o leme de direo

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FLUXO

REYNOLDS - Nmero adimensional que determina o regime de escoamento do fluido. NR = D Vm /

densidade do fluido D dimetro interno do tubo V m velocidade mdia de escoamento coeficiente de viscosidade

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FLUXO LAMINAR quando o fluido se move atravs de condutos uniformes (tubos retos com pouco atrito interno) a velocidades muito baixas, o movimento das partculas individuais formado por linhas paralelas s paredes do conduto. TURBULENTO quando o aumento do fluxo faz o movimento das partculas tornar-se mais aleatrio e irregular, caracterizado por vrtices locais e um grande aumento na resistncia ao escoamento. VISCOSIDADEaresistnciadomovimentofluidoao escoamento.Asforasdeatritodoprpriofluidoimpedemas diferentescamadasdeescorregarentresi. NOS LQUIDOS inversamenteproporcionaltemperaturaediretamente proporcionalpresso. NOS GASES -diretamenteproporcionaltemperaturaepresso.426

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Singularidade de Prandtl-Glauert

95 a 1,05) ao redor da aeronave. Se o ar estiver suficientemente mido, a queda de press comuns. rmao da onda de choque. Isso no quer dizer que a aeronave est supersnica, apenas428

Nmero de Mach a relao entre a velocidade

aerodinmica e a velocidade do som (a) no mesmo local. DEPENDE APENAS DA TEMPERATURA.

V M= a

Limites de VoOs limites de vo de qualquer avio podem ser definidos como os limites de velocidade altitude acelerao, dentro dos quais ele deve voar. Os fatores que determinam essas restries so: limites aerodinmicos de motores estruturais429

Mach Number Mach number is the ratio of TAS and the speed of sound. Therefore, if you at traveling at exactly the speed of sound your Mach number is 1.0. Mach .8 means you speed is 80% of the speed of sound, etc. The speed of sound changes with air temperature. It is 661.7 knots at 15 degrees Celsius but drops to 573.8 knots at -56 degrees (the typical stratosphere temperature.) As any object moves through the atmosphere is creates pressure waves. Along the mach line the millions of small pressure waves add up creating a very strong pressure wave, with highly compressed (dense) air, called a shockwave.

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A era da aviao supersnica comeou depois da II Guerra Mundial. O primeiro grande problema que os engenheiros aeronuticos encontraram conhecido popularmente como a barreira do som (ver Nmero de Mach). Outros problemas so o barulho e a alta temperatura que se produz devido frico do ar com as superfcies exteriores do aeroplano, conhecido como barreira do calor. Mach, Nmero de, em aerodinmica e mecnica de fluidos, quociente entre a velocidade de um objeto e a do som no dito fluido. Chama-se assim em homenagem ao fsico e filsofo austraco Ernst Mach.

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Temperatura Como o ram rise proporcional ao Mach, ele pode acarretar problemas de creep (estalos) nas estruturas dos avies supersnicos e hipersnicos. RAT ram air temperature: temperatura do ar de impacto Ex: O nariz do Concorde voando a Mach 2, altitude de 50.000ft, pode atingir 127C de temperatura, o que Quando a corresponde a um ram rise de 127-(-56,5) = 183,5C.temperatura ultrapassa esse limite o piloto deve reduzir a velocidade.

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Limites de VoO s l m i s d e v o d e q u a l u e r a vi o p o d e m se r d e fi i o s i te q n d co m o o s l m i s d e ve l ci a d e a l tu d e a ce l ra o , i te o d ti e d e n tro d o s q u a i e l d e ve vo a r. s e O s fa to re s q u e d e te rm i a m e ssa s re stri e s s o : n l m i s a e ro d i m i s i te n co d e m o to re s e stru tu ra i s

Velocidades MximasQ u a n to m a i r a ve l ci a d e a ci a d o M a ch cr co m a i o o d m ti s i te n sa s s o a s o n d a s d e ch o q u e e m a i r o d e sl ca m e n to n o o d o s fi e te s . l B u ffe rin g Vibrao provocada pelo deslocamento fi e te s ( p a re ci o co m a vi ra o d o p r -e sto l l d b ). dos

Buffering muito intenso : Pode ser uma limitao aerodinmica da velocidade mxima impedindo que o avio ultrapasse determinado nmero Mach, mesmo possuindo trao 435 suficiente para isso.

VO DE ALTA VELOCIDADE

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Aer oflios Super snicos

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Critical Mach Number As the air passes over a wing it accelerates. We already know that this is necessary in order for the wing to produce lift. If the airspeed (relative wind) is close to the speed of sound as it reaches the wing it may be accelerated to the speed of sound or beyond as it flows over the wing. This effect is shown in the diagram to the left. The aircraft Mach number at which the airflow first reaches the speed of sound is called the Critical Mach number.456

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" mach trim compensator c control sub-system which provides

Trimming Tail It is crucial for a jet airliner which may encounter transonic effects to have a stabilizer and elevator combination which will work effectively even if a shock wave has formed. Conventional stabilizers with a fixed horizontal stabilizer and a separate elevator promote the formation of shock waves because they form a highly cambered airfoil when the pilot moves the controls. Once the shock wave forms it disrupts the airflow over the elevators often pitch rendering them useless, or trim of an aircraft at least greatly degraded in effectiveness.459

During high speed flight, an aircraft is subject to certain changes in control and stability. One such change is the rearward movement of the wings centre of pressure causing a nose down pitching moment. This is commonly known as TUCK UNDER. At supersonic speed the use of trim tabs etc has little effect on the pitching movement of the aircraft. Mach trim can be achieved in two ways: one way is to effect the centre of gravity of the aircraft by using the fuel as the trimming medium. If the centre of gravity is to far forward giving a nose down pitching moment fuel can be transferred rearwards, thus restoring the aircraft to normal flight by raising the nose. This type of trim is normally carried out by flight crew, guided by intrumentation that indicates aircraft cg at all times. The more popular method of mach trimming is to use a mach trim system. From design studies, the point at which the pitch down conditions occur is known to the aircraft designers. Say for instance, it occurs in a certain aircraft at mach 0.85. By having sensors and drive motors coupled to the pitot statics system a signal will be generated to the mach trim system at mach 0.85. This then sends on signals to the automatic flight control system, which in turn will carry out small trim changes to the horizontal stabilisers or the all moving tailplane to counteract the tendancy to tuck under.460

5 m/sec, or 1225.5 km/h at sea level under standard conditions, and decreases with a 295.5 m/sec or 1063.2 km/h. a control mode in which a desired flight (flying) speed of an aircraft expressed system, an automatic control subsystem which provides pitch trim of an aircraft

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To be effective the vortex generator must be placed at the point where the shock wave will form. It will then help the boundary layer get through the high pressure caused by the shock wave and thus reduced the negative effects of the shock wave. Necessary design features:

1.Swept wings increase Mcr 2.Thin wings increase Mcr (delta wings are inherently thin but strong wing design.) 3.Minimum airfoil camber increases Mcr

Other design Features: 1.Vortex generators prevent drag and control loss due to airflow disruption over the ailerons. 2.Trimmable tail (or Stabilator) minimizes risk of shockwave formation on the tail. 3.Boosted controls, or fly by wire, provides control force required to overcome high forces.462

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The reason an aircraft would need a mach speed trim control in the first place relates to the behavior of its wing center of pressure as speed changes. The center of pressure (Cp) is the point on a wing where the lift force acts. In low subsonic flight, the center of pressure is usually pretty stable for a conventional airfoil shape and is located about one-quarter of the way back from the wing leading edge. But as speed increases, the center of pressure begins moving aft, particularly at transonic speeds starting at about Mach 0.7. As the Cp moves aft, the moment arm between it and the elevator decreases. This movement makes the elevator less effective in providing pitch control. The difference in location between the Cp and the center of gravity (located in front of the Cp) causes the aircraft nose to pitch down, so more elevator trim is required to keep the aircraft level. Boeing 757 wing airfoil section465

PESO E BALANCEAMENTO

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Effects of weight

verloaded airplane may not be able to leave the ground, or if it do perly loaded, the initial indication of poor performance usually ta

f an airplane in almost every respect. The most important perfor

Higher takeoff speed. Reduced maneuverability. Longer takeoff run. Higher stalling speed. Reduced rate and angle Higher approach and landing of climb. speed. Lower maximum altitude. Longer landing roll. Shorter range. Excessive weight on the nosewheel or t Reduced cruising speed.473

Why is Weight and Balance Important? Weight and balance is one of the most important factors affecting safety of flight. An overweight aircraft, or one whose center of gravity is outside the allowable limits, is inefficient and dangerous to fly. The responsibility for proper weight and balance control begins with the engineers and designers and extends to the pilot who operates and the Aviation Maintenance Technician (AMT) who maintains theaircraft. Weight and balance factors are critical to the safe operation of an aircraft. Weight and balance refer to the weight of an aircraft and the location of the centre of gravity. Aircraft are designed to operate within certain weight and balance limits.474

A finalidade principal do controle do peso e balanceamento das aeronaves, a segurana. Como finalidade secundria, podemos citar a maior eficincia durante o vo. Um carregamento inadequado reduz a eficincia da aeronave com respeito ao teto, manobrabilidade, razo de subida, velocidade, e consumo de combustvel; podendo ser motivo para interrupo de um vo, ou mesmo de seu cancelamento. Uma possvel perda de vida e destruio de equipamento de valor, pode ser o resultado de uma estrutura sobrecarregada ou de uma modificao sbita na carga, com a conseqente modificao nas caractersticas de vo.475

Balance, stability, and center of gravityBalancereferstothelocationofthecenter of gravity (CG)ofanairplane,andis importanttoairplanestabilityandsafetyinflight.Thecenterofgravityisa pointatwhichanairplanewouldbalanceifitweresuspendedatthatpoint. TheprimeconcernofairplanebalancingistheforeandaftlocationoftheCG alongthelongitudinalaxis.

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Terms and definitions Arm (moment arm) is the horizontal distance in inches from the reference datum line to the cen