Teoria de Vôo 2013 ap

Transcrição

Teoria de Vôo
Prof. Ramón Eduardo Pereira Silva
Especialização em Engenharia Aeronáutica
2013
Objetivo
- Fortalecer a cultura aeronáutica
- Familiarização aeronáutica
- Introdução aos conceitos básicos das quatro forças que
regem a teoria do vôo.
- Familiarização aos comandos e movimentos de vôo
Ementa
História do vôo.
Introdução às aeronaves: conceitos, fuselagem, asa, cauda e motores.
Aerodinâmica básica: aerofólios, Bernoulli, forças aerodinâmicas, asa,
dispositivos hipersustentadores.
Comandos de vôo: controle sobre os eixos longitudinal, transversal e
vertical.
Estabilidade, peso e balanceamento: estabilidade estática, estabilidade
dinâmica, estabilidade longitudinal, lateral e direcional, efeitos de peso e centro
de gravidade.
Asas rotativas: vôo em potência, vôo vertical, vôo a frente, vôo a ré,
efeito cone, efeito solo, dissimetria de sustentação, auto-rotação e comandos
de vôo.
Avaliação
- Atividades Individuais.
- Trabalho em grupos de dois alunos.
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.
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.
Federal Aviation Administration, Rotorcraft Flying Handbook, 2000
Lacava, P.T., PRP-20 Propulsão Aeronáutica, ITA, notas de aula.
Joffily, K. Aerodinâmica do Helicóptero, Teoria de Vôo e Conhecimentos Técnicos.
(2000). Curitiba.
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
Teoria de Vôo
01 - História do Vôo
Prof. M.Sc. Ramón Eduardo Pereira Silva
2013
01 – História do Vôo
Primórdios
Dédalo e Ícaro – A fuga
Prof. Ramon Silva - 2013
7
Primórdios

Pipas na China
Há relatos da utilização de pipas na China para
observação militar no ano de 500 A.C.
8
Primórdios

Pipas na China
Marco Polo (1254 – 1324) relatou em sua viagem à China em
1282 ter visto pipas tripuladadas
9
Primórdios

Leonardo da Vinci – Um Visionário
Da Vinci (1442-1519), sem dúvida, foi o mais
criativo dos estudiosos do século XV
10
Primórdios

Dez anos após iniciar seus estudos sobre as
asas dos pássaros, Leonardo projetou seus
primeiros ornitópteros: aparelhos de asas
móveis movidos por energia humana
11
Primórdios

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”
12
Balões

Francesco de Lana e o Princípio de Arquimedes
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. 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.
13
Balões

Bartolomeu de Gusmão – O Padre Voador
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.
14
Balões

Irmãos Montgolfier – Balões de Ar Quente
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.
15
Balões

Jacques Charles – Balões de Hidrogênio
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 mostra o balão de Charles sobrevoando Paris. O balão a hidrogênio
atingiu 3000 ft
16
Aerodinâmica, Controle e Propulsão

Sir George Cayley – O Pioneiro
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
17

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 máquina 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.
18

Cayley conseguiu realizar alguns vôos controlados com modelos de
planadores providos de superfícies móveis na cauda dos aparelhos.
Em 1853 projetou e construiu um planador em tamanho natural capaz de
sustentar o peso de um homem
19

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-bySawdon, Inglaterra.
Cayley é considerado atualmente o fundador da ciência física de aerodinâmica.
20

Willian Samuel Henson
Willian Samuel Henson (1812-1888) continuou o trabalho de Cayley ao
perceber que o principal entrave ao vôo mecânico era a falta de um
mecanismo leve e potente. Henson 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 o vôo não foi bem sucedido.
21

John Stringfellow
Henson associou-se ao seu amigo John Stringfellow (1799- 1883) 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.
22
Dirigíveis
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
23
Dirigíveis

Henri Guiffard
O engenheiro francês Henri Guiffard, (1825 – 1882) 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 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.
24
Dirigíveis

Henri Guiffard
O engenheiro francês Henri Guiffard, (1825 – 1882) 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 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.
25
Dirigíveis

Alphonse Pénaud
Embora o dirigível de Guiffard tivesse iniciado o controle direcional, o
controle e a estabilidade ainda eram desconhecidos. Por volta de 1871,
Alphonse Pénaud (1850 – 1880)começou a desenvolver estudos sobre
estabilidade e controle, chegando a criar modelos propelidos a elástico.
26
Planadores

Otto e Gustav Lilienthal
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. Chegaram a realizar mais de
2000 vôos bem sucedidos com esses planadores, com distância percorrida de
até 396 m.
27
Potência

Otto e Gustav Lilienthal
Ao chegar ao que achavam que fosse o limite no estudo de planadores,
decidiram então se dedicar ao estudo de motores.
Um modelo à gasolina foi desenvolvido na França por Jean J. Lenoir (1922 –
1900), construtor belga de motores, 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.
28
Potência

Hiram Maxim
Ainda por volta desta época alguns estudiosos tentaram construir máquinas
voadoras utilizando motores a vapor. Em 1893 o inglês Hiram Maxim (18401916) 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.
29
Potência

Samuel Langley
Em 1896, o americano Samuel Langley, (1834 – 1906) construiu em
experimentou com sucesso um aeromodelo que voou uma distância de 800 m
em um minuto e meio.
30
Potência

Samuel Langley
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.
31
Potência

Clement Adler
Vários aeroplanos movidos por motores a vapor foram construídos por
Clement Ader (1841 – 1925) . Embora ainda existam algumas dúvidas sobre
o fato, afirma-se que Ader conseguiu voar 70 m tripulando o Avion III, 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
32
Vôo

Alberto Santos=Dumont
Ainda no final do século XIX, o brasileiro Alberto Santos Dumont (18731932) 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.
33
Vôo

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.
34
Vôo

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
35
Vôo

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 mostra o 14-Bis fazendo seu vôo oficial sobre o Campo de
Bagatelle em 1906.
36
Vôo

Orville e Wilbur Wright
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.
37
Vôo

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.
38
Vôo

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.
39
Vôo

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.
40
História

Manfred Von Richtoffen
Em 21 de Abril de 1918, o Barão Vermelho (1892 – 1918) foi abatido em
território francês.
Richthofen foi conhecido como der rote Kampfflieger (guerreiro-voador
vermelho) pelos alemães, Petit Rouge (pequeno vermelho) e Le Diable
Rouge (diabo vermelho) pelos franceses, e Red Knight (Cavaleiro Vermelho)
e Red Baron (Barão Vermelho) pelos ingleses.
Mesmo sendo abatido em território aliado, foi enterrado com honras
militares.
41
História

Charles Lindbergh
Em maio de 1927, Charles Augustus Lindbergh (1902 -1974), realizou o
primeiro vôo transatlântico em 33h39min.
Pilotando o “Spirit of St Louis” Lindberg voou as 3600 milhas que separam o
Campo Roosevelt em New York até o campo de Le Bourget nas proximidades
de Paris.
42
História

Amelia Earhart
A primeira mulher a realizar vôo solo sobre o atlântico foi Amelia Earhart
(1897 – 1937). Amelia voou com uma aeronave Lockheed Vega do porto
Grace em Newfoundland para a Irlanda em aproximadamente 15 horas.
43
História

Charles Yeager
Em 14 de outubro de 1947, Chuck Yeager (1923 - ) quebrou a barreira do
som com a aeronave experimental Bell X-1,(Glamorous Glennis) propelida
por motor foguete.
Yeager atingiu a velocidade de 1,06 Mach (700 mph) em uma altitude de 43000
ft, sobre o deserto de Mojave na Califórnia.
44
História

Sputnik
O primeiro satélite artificial foi lançado pela extinta União Soviética em 4 de
outubro de 1957.
O Sputnik I tinha o tamanho aproximado de uma bola de basquete pesava 183
libras (83 kg) e levava aproximadamente 98 minutos para concluir uma órbita
na terra.
45
História

Laika
O primeiro ser vivo a orbitar a terra foi a cadela Laika a bordo do Sputnik II,
lançado do Cosmódromo de Baikonur em 3 de novembro de 1957.
46
História

Gordo
O primeiro animal americano a fazer um vôo sub-orbital foi o macaco Gordo,
a bordo da Jupiter AM-13.
47
História

Yuri Alexei Gagarin
Yuri Gagarin (1934 – 1968) foi o primeiro homem a atingir o espaço.
Pilotando a espaçonave Vostok I, Gagarin orbitou a terra e aterrissou 108
minutos depois.
48
História

Neil Armstrong
Neil Armstrong (1930 – 2012) foi o primeiro homem a pisar na Lua em 21
de julho de 1969
49
Teoria de Vôo
02 – Introdução às Aeronaves
2013
Aviões
51
02 – Introdução
Principais Dimensões

Comprimento, Altura e Envergadura
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.
52
02 – Introdução
Principais Dimensões

Comprimento, Altura e Envergadura
Principais dimensões do avião (EMBRAER KC 390)
53
02 – Introdução
Principais Partes

Asa Fixa
Empenagens
Grupo
motopropulsor
fuselagem
Trem de pouso
asa
Partes principais do avião (EMBRAER CBA-123)
54
Fuselagem
55
02 – Introdução
Fuselagem - Funções
• 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.
•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.
56
02 – Introdução
Fuselagem

Asa Fixa
Fuselagem (Airbus A300 – 608ST Beluga)
57
02 – Introdução
Fuselagem – Classificação

Estrutura Tubular
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 nãotrabalhante”.
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.
58
02 – Introdução
Fuselagem - Tipos

Estrutura Tubular
59
02 – Introdução
Fuselagem - Classificação

Estrutura Monocoque
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.
60
02 – Introdução

Estrutura Monocoque
Avião com estrutura monocoque (Sukhoi Su-29)
61
02 – Introdução

Estrutura Semi-Monocoque
A estrutura semi-monocoque é semelhante à monocoque
porém a presença de longarinas aumenta sua resistência.
62
02 – Introdução

Estrutura Semi - Monocoque
Avião com estrutura semi-monocoque (North American Mustang P-51)
63
Trem de Pouso
64
02 – Introdução
Trem de Pouso - Funções
O trem de pouso tem a função de sustentar a aeronave em
solo e possibilitar a locomoção desta na pista.
(a)
Trem de pouso: (a) Antonov 225
(b)
(b) Airbus A380
65
02 – Introdução
Trem de Pouso - Classificação

Convencional
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
Avião com trem de pouso convencional (De Havilland DHC-3T)
66
02 – Introdução

Triciclo
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
Figura 2.12 – Avião com trem de pouso triciclo (EMB 314 - ALX)
67
02 – Introdução

Biciclo
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.
Avião com trem de pouso biciclo (McDonnell Douglas
Harrier
Prof. –
Ramon
Silva AV8)
- 2013
68
02 – Introdução

Flutuadores
Para pouso na água podem ser utilizados flutuadores ao invés de
rodas
Avião com flutuadores (Cessna C182 Seaplane)
69
02 – Introdução

Esquis
Para pouso e decolagem na neve os trens são adaptados com
esquis
Avião com esquis (Bellanca Citagria 7GCBC)
70
02 – Introdução

Anfíbios
Aeronaves anfíbias podem pousar e decolar tanto na água
quanto em solo
Avião anfíbio (Beriev - Albatross A42 Mermaid)
71
02 – Introdução

Fixo
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 amortecedores 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.
72
02 – Introdução

Fixo
Avião com trem de pouso fixo (Embraer Ipanema)
73
02 – Introdução

Móveis
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
Retrátil e Escamoteável
74
02 – Introdução

Retrátil
O trem de pouso retrátil recolhe as pernas na estrutura do
avião, porem permite que as rodas, ou parte delas estejam
visíveis.
Avião com trem de pouso retrátil (Embraer Phenom 300)
75
02 – Introdução
Trem de Pouso - Tipos

Escamoteável
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
Avião com trem de pouso escamoteável (Embraer
EMB
120Prof.
Ramon
SilvaBrasília)
- 2013
76
Asa
77
02 – Introdução
Asa - Funções
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.
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.
Enquanto nos aviões a asa é considerada fixa, nos helicópteros as pás são
consideradas asas rotativas.
78
02 – Introdução
Asa - Estrutura
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.
79
02 – Introdução
Asa – Classificação
As asas fixas podem ser classificadas conforme a sua posição em relação
à fuselagem da aeronave como asa baixa, asa média e asa alta.
80
02 – Introdução

Quanto à posição – Asa Baixa
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.
Avião asa baixa cantilever (Embraer Phenom 300)
81
02 – Introdução

Quanto à posição – Asa Média
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.
Avião asa média (Lockheed P-2H Neptune)
82
02 – Introdução

Quanto à posição– Asa Alta
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.
Avião asa alta (Antonov 225 - Mryia)
83
02 – Introdução

Quanto à posição – Asa pára-sol
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.
Avião asa pára-sol (Consolidated PBY Catalina)
84
02 – Introdução

Quanto ao engastamento – 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.
Avião asa cantilever (Socata TB30)
85
02 – Introdução

Quanto à posição e engastamento – Semi-Cantilever
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 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.
Avião asa semi-cantilever (Cessna 182 Skylane)
86
02 – Introdução

Asa de Gaivota
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.
Avião asa gaivota (North American B-25 Mitchell Barbie III)
87
02 – Introdução

Asa de Gaivota Invertida
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.
Avião asa gaivota invertida (Vought F4U Corsair)
88
02 – Introdução

Quanto ao número de asas – Biplano
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.
89
02 – Introdução

Quanto ao número de asas – Biplano
Avião asa biplana (Christen Eagle)
90
02 – Introdução

Biplano – Stagger e Decalagem
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.
91
02 – Introdução

Quanto ao número de asas – Triplano
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.
Fokker Dr.I
Sopwith Camel
92
02 – Introdução

Quanto ao formato das asas – Asa Elíptica
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.
Avião asa elíptica (Supermarine Spitfire)
93
02 – Introdução

Quanto ao formato das asas – Asa Retangular
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.
Avião asa retangular (Fairchild AU23A Peacemaker)
94
02 – Introdução

Quanto ao formato das asas – Asa Trapezoidal
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.
Avião asa trapezoidal (Embraer EMB 312 – Tucano)
95
02 – Introdução

Quanto ao formato das asas – Asa Enflechada
A utilização de enflechamento nas asas é reduzir os efeitos de
compressibilidade em altas velocidades subsônica.
Enflechamento positivo (Mikoyan-Gurevich MiG-15)
Enflechamento negativo (Grumman X-29)
96
02 – Introdução

Quanto ao formato das asas – Asa Enflechada
Enflechamento variável (Grumman F-14 Tomcat)
97
02 – Introdução

Quanto ao formato das asas – Asa Delta
Avro Vulcan
Dassault Rafale
98
02 – Introdução

Quanto ao formato das asas – Asa em Diedro
O ângulo de diedro é implementado para ajustar a estabilidade laterodirecional da aeronave.
Diedro positivo (North American P51 Mustang)
Diedro negativo (McDonnell Douglas – Harrier AV8)
99
Empenagens
100
02 – Introdução
Empenagens - Funções
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.
101
02 – Introdução
Empenagens - Configurações
•
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.
Lockheed C-130 Hercules
102
02 – Introdução
•
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
Configuração com Canard de controle (VariEze)
103
02 – Introdução
•
Na configuração de três asas um carnard de sustentação é adicionado
para gerar auxiliar a asa principal, porém mantendo-se a cauda
tradicional.
Configuração Três Asas (Piaggio Avanti P180)
104
02 – Introdução
•
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.
Configuração Tandem (Scaled Composites Proteus)
105
02 – Introdução
•
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.
Configuração Asa Voadora (Northrop-Crumman B2 Spirit)
106
02 – Introdução
Empenagens - Tipos
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.
Cauda Convencional (AirBus A340)
107
02 – Introdução
Empenagens - Tipos
Cauda em T.
Também largamente utilizada e 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.
108
02 – Introdução
Empenagens - Tipos
Cauda em T
Cauda em T (Embraer Legacy 650)
109
02 – Introdução
Empenagens - Tipos
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.
110
02 – Introdução
Empenagens - Tipos
Cauda Cruciforme.
Cauda Cruciforme (Grumman P16 Tracker)
111
02 – Introdução
Empenagens - Tipos
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.
112
02 – Introdução
Empenagens - Tipos
Cauda em V
Cauda em V (Aérospatiale Fouga Magister)
113
02 – Introdução
Empenagens - Tipos
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.
114
02 – Introdução
Empenagens - Tipos
Cauda em V invertido
Cauda em V invertido (NASA Predator)
115
02 – Introdução
Empenagens - Tipos
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 possui controle de
arfagem .
Este arranjo evita a complexidade dos Ruddervators enquanto reduzem
o arrasto induzido em relação à Convencional.
116
02 – Introdução
Empenagens - Tipos
Cauda em Y
Cauda em Y (NASA Ikhana)
Cauda em Y Invertido (McDonell Douglas F-4 Phantom)
O Y Invertidos tem a finalidade de tirar a superfície horizontal do
rastro das asas em altos ângulos de ataque.
117
02 – Introdução
Empenagens - Tipos
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.
118
02 – Introdução
Empenagens - Tipos
Cauda em H
Cauda em H (Fairchild A10 Thunderbolt)
119
02 – Introdução
Empenagens - Tipos
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 da redução de área se mostram mais efetivas;
120
02 – Introdução
Empenagens - Tipos
Cauda Dupla
Cauda Dupla (Grumman F-14 TomCat)
121
02 – Introdução
Empenagens - Tipos
Cauda Tripla.
Usada para diminuir o peso da cauda e para permitir que certos aviões
caibam em hangares menores.
Cauda Tripla (Lockheed Constellation)
122
02 – Introdução
Empenagens - Tipos
Cauda bifurcada
formada por duas lanças unidas pela empenagem horizontal.
Configuração Cauda Bifurcada (Lockheed P38- Lightning)
123
02 – Introdução
Empenagens - Tipos
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.
Cauda em Anel (Miller JM-2)
124
Helicópteros
125
02 – Introdução
Principais Partes

Asa Rotativa
cauda
rotor principal
rotor de
cauda
empenagens
Trem de pouso
fuselagem
Partes principais do helicóptero (Bell UH-1H)
126
Fuselagem
127
02 – Introdução
Fuselagem

Asa Rotativa
Fuselagem (Chinook HC3)
128
Trem de Pouso
129
02 – Introdução
Trem de Pouso - Tipos

Helicópteros
Da mesma maneira que os aviões, os helicópteros possuem
trem de pouso que pode ser do tipo triciclo ou esqui.
Trem de pouso triciclo (Agusta Westland AW139)
Trem de pouso de esqui (Helibras AS350 B2 Esquilo)
130
Rotores Principais
131
02 – Introdução
Rotores Principais - Funções
Os rotores principais dos helicópteros têm as seguintes funções:
•Sustentação
•Propulsão
•Comandos de vôo
132
02 – Introdução
Rotor Principal – Classificação

Rotor Simples
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.
133
02 – Introdução
O rotor simples ou convencional
Helicóptero com rotor convencional (Robinson R66)
134
02 – Introdução

Rotor lateral
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.
135
02 – Introdução
Rotor lateral
Helicóptero com rotores laterais (Kaman HH43-Huskie)
136
02 – Introdução

Rotor contra-rotativo
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.
137
02 – Introdução
O rotor contra-rotativo
Helicóptero com rotor contra-rotativo (Kamov KA50)
138
02 – Introdução

Rotor em Tandem
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.
139
02 – Introdução
O rotor em Tandem
Helicóptero com rotores em tandem (Boeing CH-46 Sea Knight)
140
02 – Introdução

Rotor a jato
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.
141
02 – Introdução
Rotor a jato
Helicóptero com jatos na ponta do rotor (McDonnell XH-20)
142
02 – Introdução

Tiltrotor
O Tiltrotor Osprey V22 é uma configuração projetada para combinar
as funcionalidades de um helicóptero e de um avião turbopropelido.
Tiltrotor (Osprey V22)
143
Rotores de Cauda
144
02 – Introdução
Rotor de Cauda – Classificação

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.
Cauda Convencional (Bell 204)
145
02 – Introdução

Fenestron
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.
Cauda Fenestron (Eurocopter HH-65 Dolphin)
146
02 – Introdução

NOTAR
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.
Cauda NOTAR (MD250)
147
Motores
148
02 – Introdução
Motores - Tipos
Motor a Pistão
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 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.
149
02 – Introdução
Motores - Tipos
Motor a Pistão em V e Radial
Motor a Pistão em V (Bell P39 – Airacobra)
Motor radial Vough F4U Corsair.
150
02 – Introdução
Motores - Tipos
Motor Turbojato
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 máquina.
A energia disponível nos gases de exaustão é então convertida em
energia cinética do jato.
151
02 – Introdução
Motores - Tipos
Motor Turbojato
Turbojato (Aerospatiale BAC Concorde)
Turbojato Snecma Olympus 593
152
02 – Introdução
Motores - Tipos
Motor Turbofan
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.
153
02 – Introdução
Motores - Tipos
Motor Turbofan
Turbofan (Embraer Lineage 1000)
Turbofan GE CF34
154
02 – Introdução
Motores - Tipos
Motor Turbo-hélice
Os motores turbohélice são utilizados em aeronaves de pequeno porte
e, comparados aos turbojatos, possuem melhor eficiência de propulsão
em velocidades 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.
155
02 – Introdução
Motores - Tipos
Motor Turbofan
Turbo-hélice (Pilatus PC6)
Turbo-hélice P&W PT-6
156
02 – Introdução
Motores - Tipos
Motor Ramjet
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.
157
02 – Introdução
Motores - Tipos
Motor Ramjet
Ramjet (Lockheed SR 71 - Blackbird)
Ramjet P&W J58
158
02 – Introdução
Motores - Tipos
Prop-fan
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 carenado. Também são
conhecidos como motores de ultra-high by-pass.
Pretende-se que tenham desempenho de turbofan com consumo de
turbo-hélice
159
02 – Introdução
Motores - Tipos
Motor Propfan
Prop-fan (Antonov AN-70)
160
02 – Introdução
Motores - Classificação
Monomotores
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,
Os monomotores que utilizam motores a reação são geralmente
aeronaves de combate e possuem seus motores localizados na parte
traseira da aeronave.
161
02 – Introdução
Motores - Tipos
Monomotores
Monomotor a pistão (Cessna 162 Skycatcher)
Monomotor a jato (Dassult Mirage III)
162
02 – Introdução
Bimotores
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.
163
02 – Introdução
Bimotores
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.
164
02 – Introdução
Motores - Tipos
Bimotores
Bimotor turbofan (EMBRAER AEW&C)
Bimotor a Turbo-hélice (EMBRAER 120)
165
02 – Introdução
Trimotores
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.
Turbojato trimotor (McDonnell Douglas MD-11)
166
02 – Introdução
Quadrimotores
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.
167
02 – Introdução
Motores - Tipos
Quadrimotores
Turbofan quadrimotor (Boeing 747)
168
02 – Introdução
Multimotores
O bombardeiro B-52 Stratofortress possui quatro pares de motores
Pratt & Whitney e pertence à categoria de aviões multimotores.
Aeronave com oito motores
turbojato. (Boeing B-52 Stratofortress)
169
Referências
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.
170
Teoria de Vôo
03 – Aerodinâmica de Aerofólio
2013
03 – Aerodinâmica
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.
172
Introdução
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.
173
Aerofólios - Definição
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.
174
Aerofólios - Definição
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.
175
Aerofólios - Caracterização
176
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.
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.
177
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.
178
179
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.
180
A família de quatro dígitos, a primeira, e formada por quatro dígitos
definidos matematicamente da seguinte forma:
•o primeiro dígito define a curvatura máxima percentual do aerofólio;
•o segundo define a localização da curvatura máxima em décimos de
corda;
•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.
181
Posteriormente foi acrescentado mais um dígito, criando assim a família
de cinco dígitos. A adição deste dígito permite definir a máxima
sustentação do perfil:
•multiplicando-se o primeiro dígito por 1,5 tem-se o valor do máximo
coeficiente de sustentação (Cl) em décimos de corda;
•a metade dos dois números seguintes dá a localização da curvatura
máxima centésimos de corda e;
•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.
182
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 últimos definem a máxima espessura.
183
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.
Pela nomenclatura NACA esse tipo de perfil é iniciado por 00 (ex.
NACA 0012).
184
Aerofólios – Princípio de Bernoulli
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.
185
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.
186
Então admitindo as considerações iniciais pode-se concluir que:
187
Aerofólios – Experimento de Venturi
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.
188
Aerofólios – Experimento de Venturi
189
Aerofólios – Geração das Forças
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 verificamos que as linhas de fluxo se aproximam no
extradorso.
A aproximação das linhas de fluxo significa aumento de velocidade.
O aumento da velocidade provoca o aumento da pressão dinâmica e,
portanto a diminuição da pressão estática conforme o teorema de
Bernoulli.
190
O aumento da velocidade provoca o aumento da pressão dinâmica e,
portanto a diminuição da pressão estática conforme o teorema de
Bernoulli.
191
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
192
Esse comportamento ocorre em menor intensidade no intradorso do
aerofólio e gera um campo de pressão estática no aerofólio conforme é
demonstrado na Figura
193
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.
194
Embora o diferencial de pressão explicado por Bernoulli e Venturi seja
responsável 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.
195
Aerofólios – 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).
196
Aerofólios – Forças Aerodinâmicas
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)
arrasto (D – Drag)
197
Aerofólios – 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.
198
A sustentação depende de vários fatores físicos:
Quanto maior a velocidade, maior é a capacidade de sustentação
gerada por um aerofólio;
Quanto maior a densidade do meio de escoamento maior é a
capacidade de gerar sustentação do aerofólio.
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;
Quanto maior o ângulo de ataque maior é a sustentação gerada pelo
aerofólio.
199
Entre as características de formato do aerofólio que influenciam na
geração de sustentação podemos listar:
Espessura do aerofólio: quanto maior a espessura do aerofólio maior a
capacidade de gerar sustentação.
Curvatura do aerofólio: quanto maior a curvatura do aerofólio maior a
sua capacidade de gerar sustentação;
200
Aerofólios
–
Equação
da
Sustentação
Sabe-se que a força é o produto da pressão pela superfície, portanto a
equação da sustentação pode ser definida por:
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.
201
Aerofólios – 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).
202
Aerofólios – Arrasto
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.
203
Aerofólios – Camada Limite
A definição de arrasto de atrito torna necessária a explicação sobre a
camada limite aerodinâmica.
Observando-se a figura podemos ver uma placa fina e lisa colocada
imersa em um escoamento.
204
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.
205
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 tornase turbulenta.
206
Aerofólios – Resultante Aerodinâmica
A figura mostra o comportamento das linhas de corrente com a
variação do ângulo de ataque do aerofólio.
207
Ao analisarmos a figura 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 aerodinâmica.
208
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 é que o centro de pressão desloca-se
em direção ao bordo de ataque.
209
Aerofólios – Stall
Se continuarmos a aumentar o ângulo de ataque como é demonstrado
na figura 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.
210
Aerofólios – Stall
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 no
perfil.
211
Aerofólios – 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.
212
Aerofólios – Curva Cl x α
A figura 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)
213
Aerofólios – 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.
214
Aerofólios – Arqueamento
A influência da espessura relativa no coeficiente de sustentação ocorre
de maneira direta.
Quanto maior a espessura relativa, maior será o coeficiente de
sustentação .
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.
215
Referências
Anderson Jr, J.D., Fundamentals of Aerodynamics , (1991), Mc Graw Hill International
Editions, Second Edition.
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.
216
Teoria de Vôo
04 – Aerodinâmica Asa
2013
04 – Aerodinâmica de Asa
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.
218
Asa - Caracterização
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"
219
220
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.
221
222
Distribuição da Sustentação
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.
223
Efeito de Ponta de Asa
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 mostra a distribuição real de sustentação, já considerado o efeito
de ponta de asa.
224
Efeito de Ponta de Asa
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 mostra a diferença entre os coeficientes de sustentação de um
perfil bidimensional e da asa que possua uma seção transversal igual a
este perfil.
225
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.
226
A combinação entre esses movimentos cria um fluxo helicoidal
nas pontas da asa conhecidos como vórtices de ponta de asa
227
228
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.
229
Redução do Arrasto Induzido
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.
230
Alongamento - Definição
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.
Geometricamente, um grande alongamento diz que a asa é longa e
estreita enquanto que um alongamento baixo demonstra uma asa curta e
larga.
231
Alongamento - Definição
Piper Cherokee (AR = 5,6)
BAC Concorde (AR=1,8)
Glaser-Diks DG 808 (AR=27,2)
Bombardier Dash 8 Q 400 (AR=12,8)
232
Efeito do 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.
233
Diminuição da Espessura do Perfil
A diminuição da espessura da asa no sentido da raiz em direção à ponta
da asa como é mostrado na figura, 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.
234
Afilamento
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, conhecida por afilamento. A figura mostra
o afilamento das asas de uma aeronave Yaklovev YAK 52G.
235
Endplates e TipTanks
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.
Bombardier C 415
Embraer EMB-111 Bandeirulha
236
Winglets
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
237
Winglets
Airbus A320
238
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
239
Stall de Asa
Na asa retangular a sustentação é maior na raiz do que na ponta,
portanto o stall ocorre primeiro na região próxima à 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.
240
Stall de Asa
241
Stall de Asa - Controle
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.
Para que a sustentação seja melhor distribuída de maneira a melhorar as
condições de stall, duas soluções de torção de asa são apresentadas:
geométrica e aerodinâmica.
242
Torção Geométrica
Na torção geométrica, ocorre uma torção propriamente dita da asa.
Uma asa com perfil constante ao longo da envergadura pode ser torcida
como mostra a figura.
O decréscimo do ângulo de incidência na direção da ponta é chamado de
washout, o aumento desse ângulo é chamado de washin.
243
Torção Aerodinâmica
Na torção aerodinâmica, o uso de diferentes perfis ao longo da
envergadura provoca o controle da condição de stall
244
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.
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
245
Stall Profundo
246
Referências
1991.
Curitiba.
Paulo.
247
Teoria de Vôo
05 – Dispositivos Hipersustentadoras
2013
05 – Dispositivos Hipersustentadores
Introdução
Carga Alar
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.
249
Introdução
Carga Alar
Os efeitos indesejáveis de um alto valor e carga alar são:
1. maiores velocidades de decolagem e pouso;
2. maior corrida e distância de decolagem;
3. maior distância de corrida de pouso;
4. maior velocidade de stall;
5. menor coeficiente de sustentação máxima;
6. menor sensibilidade à turbulência.
250
Introdução
Carga Alar
O valor da carga alar pode ser determinado a partir da equação de
sustentação total
251
Introdução
Carga Alar
Pela equação, 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.
252
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
253
Slots
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.
254
Slats
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
255
Slats
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
O acionamento dos slats também pode ser comandado pelo piloto, por
meio de sistema elétrico ou hidráulico.
256
Slats
A figura mostra que o acionamento dos slats aumenta o ângulo de stall
de 16° para 26° e o CLmax de 1,35 para 2,25.
257
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.
258
Slats
O segundo efeito do acionamento dos slats é o aumento na curvatura do
aerofólio original, principalmente a grandes ângulos de ataque.
A figura mostra um aumento no ângulo de stall de 14° para 24° devido
ao maior diferencial de pressão provocada pelo acionamento dos slats.
259
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
260
Flaps de Bordo de Ataque - Krueger
O flap tipo Krueger é um pequeno flap articulado no bordo de ataque
da asa.
Pode ser do tipo plano ou do tipo de curvatura variável
261
Flaps 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.
262
263
Flap Plano
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.
264
Flap Plano
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%.
265
Flap Ventral
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.
266
Flap Slotted
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.
267
Flap Slotted
A solução encontrada para a utilização de flaps de bordo de fuga foi a
introdução de uma fenda na região da articulação desse flap,
aumentando o CLmax em até 65%. O ângulo de stall cai para
aproximadamente 14°.
268
Flap Double-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°
269
Flap Triple-Slotted
Esse tipo de flap ainda pode ser estendido para a configuração tripleslotted
270
Fowler Flap
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.
271
Fowler Flap
272
Uma comparação entre o comportamento do coeficiente de
sustentação e do ângulo de stall é mostrada na figura.
273
Referências
1991.
Curitiba.
Paulo.
274
Teoria de Vôo
06 – Comandos de Vôo
2013
Introdução
Eixos de Rotação
Conforme visto anteriormente os três eixos de rotação de uma
aeronave se interceptam no CG da aeronave
276
Introdução
Eixos de Rotação
Relembrando-se que o eixo longitudinal ou eixo de rolagem é o que
está na direção do nariz da aeronave e do cone de cauda.
O eixo lateral ou de arfagem é o eixo paralelo ao plano das asas e
perpendicular ao eixo longitudinal
O eixo vertical ou normal é o eixo perpendicular aos outros dois.
277
Introdução
Eixos de Rotação
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.
278
Introdução
Superfícies de Controle
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.
279
Controle de Rolagem
Aileron
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.
280
Controle de Rolagem
Aileron
O acionamento dos ailerons é feito pela rotação do volante ou pelo
deslocamento lateral do manche e provoca a deflexão assimétrica das
superfícies.
Manche (Embraer Ipanema)
volante (Boeing 787 Dreamliner)
side-stick (Airbus A320)
281
Controle de Rolagem
Aileron
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.
282
Controle de Rolagem
Aileron
283
Guinada Adversa
Aileron
Essa assimetria na sustentação entre as 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
284
Guinada Adversa
Aileron
Olhando da perspectiva do piloto a guinada ocorre no sentido contrário
ao sentido de rolagem.
285
Guinada Adversa
Aileron
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.
286
Guinada Adversa
Aileron
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.
287
Guinada Adversa
Ailerons Diferenciais
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 é levantado.
Esta solução diminui, mas não elimina o efeito de guinada adversa.
288
Guinada Adversa
Ailerons Tipo Frise
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.
289
Guinada Adversa
Ailerons Tipo Frise
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.
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.
290
Guinada Adversa
Acoplamento entre comandos
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.
291
Guinada Adversa
Flaperons
Os flaperons combinam tanto as funções de flaps quanto as dos ailerons.
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.
Flaperons (Kitfox Lite Ultralight)
292
Controle de Arfagem
Profundor
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.
293
Controle de Arfagem
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.
294
Controle de Arfagem
Profundor
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).
295
Controle de Arfagem
Stabilator
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.
Stabilator (Northrop F-5 Tiger II)
296
Controle de Arfagem
Tailerons
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.
Taileron (Panavia Tornado)
297
Controle de Arfagem
Elevons
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.
Elevons (Avro Vulcan)
298
Controle de Guinada
Leme
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.
299
Controle de Guinada
Rudervator
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.
Cauda em V (Beechcraft Bonanza)
300
Redutores de Esforço
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.
301
Horn
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.
302
Deslocamento da Articulação
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.
303
Compensadores
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
304
Compensadores
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.
Compensador automático: o compensador automático também é
conhecido como servo tab é acionado através de um mecanismo interno.
Compensadores comandáveis: esse tipo de compensador (trim tab) é
comandado pelo piloto na cabine.
305
Outras Superfícies
Spoilers
Grandes jatos, às vezes, utilizam painéis articulados que se elevam da
parte superior da asa, para destruir a sustentação naquela área e, dessa
forma, aumentar a razão de descida.
Os spoilers podem também ter função diferenciada que, juntamente com
os ailerons, aumenta o controle lateral a baixas velocidades.
306
Outras Superfícies
Speed Brakes
As aeronaves de alto desempenho precisam, às vezes, reduzir sua
velocidade bruscamente enquanto pousam.
Dispositivos (painéis) operados hidraulicamente, montados na fuselagem
ou na parte superior da asa, podem ser defletidos contra a corrente de
ar, para criar uma quantidade excessiva de arrasto reduzindo, assim, a
velocidade da aeronave.
307
Outras Superfícies
Fences
Fences são superfícies verticais (pequenas lâminas) dispostas do bordo de
ataque ao bordo de fuga.
Servem paro direcionar o fluxo de ar sobre a asa no sentido da corda,
provendo suficiente fluxo sobre os controlesi nstalados no bordo de fuga.
Não são propriamente hipersustentadores, mas ajudam a evitar perda de
sustentação provocada pelo escoamento transversal do ar na parte
superior da asa.
MiG 15
308
309
Referências
1991.
Paulo.
310
Teoria de Vôo
07 – Estabilidade
2013
07 – Estabilidade
Introdução
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.
312
07 – Estabilidade
Introdução
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.
313
07 – Estabilidade
Introdução
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.
314
07 – Estabilidade
Introdução
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.
315
07 – Estabilidade
Introdução
316
07 – Estabilidade
Introdução
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.
317
07 – Estabilidade
Introdução
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.
318
07 – Estabilidade
Introdução
319
07 – Estabilidade
Estabilidade Longitudinal
Definição
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 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
320
07 – Estabilidade
Forças Atuantes no Eixo Longitudinal
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.
321
07 – Estabilidade
Estabilizador Horizontal
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 mostra a atuação do estabilizador horizontal na compensação do
momento resultante na aeronave.
322
07 – Estabilidade
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.
323
07 – Estabilidade
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.
324
07 – Estabilidade
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.
325
07 – Estabilidade
A estabilidade longitudinal de uma aeronave depende primordialmente de
três fatores:
1. Localização da asa em relação ao CG;
2. Localização do estabilizador em relação ao CG;
3. 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.
326
07 – Estabilidade
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)
327
07 – Estabilidade
A figura 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.
328
07 – Estabilidade
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.
329
07 – Estabilidade
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.
330
07 – Estabilidade
Downwash
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.
331
07 – Estabilidade
Downwash
Quanto maior a velocidade de vôo maior o downwash e maior a força
para baixo no estabilizador (exceto para caudas em T). A figura mostra a
influência da velocidade da aeronave na carga aerodinâmica 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.
332
07 – Estabilidade
Downwash
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.
333
07 – Estabilidade
Downwash
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.
334
07 – Estabilidade
Downwash
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.
335
07 – Estabilidade
Potência
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.
336
07 – Estabilidade
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.
337
07 – Estabilidade
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.
338
07 – Estabilidade
Estabilidade Lateral
Definição
A estabilidade lateral (ou de rolagem) é a estabilidade da aeronave
relativa ao eixo longitudinal.
339
07 – Estabilidade
Definição
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:
1. a componente horizontal tende a mover o avião lateralmente; e
2. a componente vertical tende a fazer a aeronave mover-se para baixo.
340
07 – Estabilidade
Glissada
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:
1. a componente horizontal tende a mover o avião lateralmente; e
2. 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
341
07 – Estabilidade
Glissada
Nessa condição a aeronave pode apresentar um dos três seguintes
comportamentos:
1. retornar ao equilíbrio, nivelando a asa (estabilidade estática positiva);
2. continuar a glissar sem variar o desnível entre as semi-asas
(estabilidade estática neutra); e
3. desequilibrar-se, desnivelando cada vez mais a asa (estabilidade
estática negativa)
342
07 – Estabilidade
Diedro
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.
343
07 – Estabilidade
Diedro
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 ou anédrico.
344
07 – Estabilidade
Diedro
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.
345
07 – Estabilidade
Diedro Positivo
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.
346
07 – Estabilidade
Diedro Negativo
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
347
07 – Estabilidade
Enflechamento
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, gera mais
sustentação.
A dissimetria de sustentação na asa enflechada positivamente produz um
momento estabilizador.
348
07 – Estabilidade
Enflechamento
349
07 – Estabilidade
Enflechamento
Uma asa com enflechamento negativo tem o comportamento
oposto, desestabilizando lateralmente a aeronave.
350
07 – Estabilidade
Fuselagem e Deriva
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.
351
07 – Estabilidade
Fuselagem e Deriva
Como a força que gera esses momentos é proporcional à área, se a área
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.
352
07 – Estabilidade
Fuselagem e Deriva
Se a área da fuselagem abaixo do eixo longitudinal for maior, o momento
resultante é desestabilizador.
353
07 – Estabilidade
Posição da Asa
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.
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
354
07 – Estabilidade
Posição da Asa
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.
355
07 – Estabilidade
Estabilidade Vertical
Definição
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.
356
07 – Estabilidade
Derrapagem
A derrapagem é o vôo da aeronave em ângulo entre o eixo longitudinal e
o vento relativo
357
07 – Estabilidade
Derrapagem
Quando o nariz da aeronave sofre um desvio lateral, três
comportamentos diferentes:
1. a aeronave tende a voltar à condição de vôo não derrapado
(estabilidade estática positiva);
2. a aeronave tende a permanecer em vôo com o ângulo de derrapagem
para o qual foi desviado (estabilidade estática neutra); e
3. a aeronave tende a aumentar o ângulo de derrapagem (estabilidade
estática negativa).
358
07 – Estabilidade
Estabilizador Vertical
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.
Quanto maior for a deriva e mais distante do CG, maior será o seu
efeito estabilizante.
359
07 – Estabilidade
Enflechamento
Além de produzir um efeito estabilizante lateralmente, o enflechamento
positivo da asa também gera um momento estabilizante direcionalmente.
360
07 – Estabilidade
Enflechamento
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
361
07 – Estabilidade
Enflechamento
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.
362
07 – Estabilidade
Fuselagem
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 direcionalmente. O
efeito da fuselagem na estabilidade direcional
363


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.

Raymer., D. P., Aircraft Design: A conceptual Approach, AIAA Educations
Series, 1991.


364
Referências
1991.
Paulo.
365
Teoria de Vôo
08 – Peso e Balanceamento
2013
Problemas
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.
367
Problemas
Peso
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.
368
Problemas
Peso
Entre os problemas que podem ser causados pelo excesso de peso da
aeronave estão:
1. necessidade de uma maior velocidade de decolagem;
2. necessidade de uma pista maior para decolagem;
3. redução da razão de subida;
4. redução do ângulo de subida;
5. redução do teto de serviço;
6. redução da velocidade de cruzeiro;
7. redução da distância de cruzeiro;
8. redução de manobrabilidade;
9. maior velocidade de pouso;
10. maior pista de pouso;
11. cargas excessivas na estrutura, principalmente no trem de pouso.
369
Problemas
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.
370
Problemas
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.
371
Problemas
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.
372
Problemas
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.
373
Problemas
374
Problemas
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.
375
Peso
Tipos de Peso - EEW
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.
376
Peso
Tipos de Peso - BEW
BEW - Basic Empty Weight (Peso Básico Vazio) – É o EEW
somado dos pesos do óleo do motor, fluído hidráulico e combustível
não-utilizável.
377
Peso
Tipos de Peso - OBW
OBW - Operational Basic Weight (Peso Básico Operacional) – É
o BEW somado dos pesos de todos os itens necessários para a operação
da aeronave:
1.
2.
3.
4.
5.
Tripulantes;
Bagagens dos tripulantes;
Manuais operacionais e acessórios de navegação;
Equipamentos de galley e alimentos;
Líquidos utilizados nos lavatórios.
378
Peso
Tipos de Peso - AZFW
AZFW - Actual Zero Fuel Weight (Peso Real Zero Combustível)
– É o OBW somado da carga paga da aeronave:
1. Passageiros;
2. Bagagem dos passageiros;
3. Carga transportada.
379
Peso
Tipos de Peso - MZFW
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.
380
Peso
Podemos observar que a aeronave da esquerda encontra se com o
MZFW e a da direita está com seus tanques vazios.
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.
381
Peso
Nessa situação, o peso do combustível tende a balancear a sustentação,
contribuindo para a diminuição do momento fletor nessa 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.
382
Peso
Tipos de Peso – Maximum Payload
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.
383
Peso
Tipos de Peso – MRW
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.
384
Peso
Tipos de Peso – MTOW
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.
385
Peso
Tipos de Peso – IMW
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.
386
Peso
Tipos de Peso – TOW
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.
387
Peso
Tipos de Peso – TOW
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.
388
Peso
Determinação 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.
Exceções
(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.
389
Peso
Tipo de
Aeronave
Convencional/Turbohélice
Jato Puro/Turbofan
(monomotor)
Convencional/Turbohélice/ Jato
Puro/TurboFan
Jato Puro/TurboFan
(multimotor)
Convencional/Turbohélice
Jato Puro/TurboFan
Convencional/TurboEixo
Convencional/TurboEixo
Categoria de
Homologação
RBHA 23(FAR23)
Aviões categoria
normal
RBHA 23(FAR23)
Aviões categoria
normal
RBHA 23(FAR23)
Aviões categoria
transporte regional
RBHA 23(FAR23)
Aviões categoria
Normal
RBHA 25(FAR25)
Aviões categoria
transporte
RBHA 25(FAR25)
Aviões categoria
transporte
RBHA 27(FAR27)
Aeronaves de asas
rotativas categoria
normal
RBHA 29(FAR29)
Aeronaves de asas
rotativas categoria
transporte
Categoria de
Operação
Prazo de
Pesagem(*)
Conforme RBHA 91
Indeterminado
Conforme RBHA 91
Indeterminado
Conforme RBHA 91
5 anos
Conforme RBHA 91
5 anos
Conforme RBHA 91
5 anos
Conforme RBHA 91
5 anos
Conforme RBHA 91
Indeterminado
Conforme RBHA 91
5 anos
Todas
Todas
Conforme RBHA 135
Todas
Todas
Conforme RBHA 121
3 anos ou 5 anos
conforme
especificações
operativas
A cada 5 anos ou
conforme
especificações
operativas
390
Peso
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:
1.
2.
3.
4.
5.
Esvaziamento dos tanques de combustível;
Abastecimento do tanque de óleo;
Recolher flaps;
Ajustar os assentos na posição vertical;
Posicionamento das superfícies de controle na posição neutra.
391
Peso
A pesagem do avião deve ser realizada dentro do hangar, de maneira que
a ação de ventos sobre a superfície seja eliminada.
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
392
Centro de Gravidade
Determinação do CG
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.
393
Centro de Gravidade
No caso da aeronave EMB-711 Corisco representada na figura, o datum
fica a 1,991 m do bordo de ataque da raiz da asa.
394
Centro de Gravidade
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.
395
Centro de Gravidade
Então os momentos gerados nesses pontos são:
Momento gerado pela força no trem de nariz
M1=PN.l
Momento gerado pela força no trem principal esquerdo
M2=PE.B
Momento gerado pela força no trem principal direito
M3=PD.B
396
Centro de Gravidade
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:
MT = M1 + M2 + M3 = PT . CG
E a posição do CG é determinada por
CG = (PN.l + PE.B + PD.B)/PT
397
Centro de Gravidade
Envelope do CG
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.
398
Centro de Gravidade
Envelope do CG
O envelope do CG pode ser dividido em sete regiões:
399
Centro de Gravidade
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.
400
Centro de Gravidade
Envelope do CG
Região 2 : limite representado pelo peso máximo estrutural de
decolagem (MTOW).
401
Centro de Gravidade
Envelope do CG
Região 3: limite ditado por considerações de estabilidade da aeronave.
402
Centro de Gravidade
Envelope do CG
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.
403
Centro de Gravidade
Envelope do CG
Região 5: limite devido a cargas no trem dianteiro e efetividade da
empenagem horizontal.
404
Centro de Gravidade
Envelope do CG
Região 6: limite devido ao peso máximo sem combustível (MZFW),
devido a cargas imposta na raiz da asa.
405
Centro de Gravidade
Envelope do CG
Região 7: limite imposto pelas cargas impostas à estrutura da aeronave
devido ao peso máximo de pouso (MLW).
406
Referências
1991.
Paulo.
407
Teoria de Vôo
09 – Desenvolvimento Tecnológico
Asa Rotativa
2013
09 – Asas Rotativas - História
Leonardo da Vinci
Conforme visto anteriormente a primeira ideia de um helicóptero foi
imaginada por Leonardo da Vinci no século XV.
Da Vinci imaginou que o movimento rotacional de um fuso poderia
penetrar o ar, gerando sustentação.
O “Helicóptero” projetado por da Vinci seria movido por força humana.
409
George Cayley
Nos séculos VVIII e XI, Sir George Cayley, construiu alguns modelos
constituídos por uma série de rotores que funcionavam pela ação de
elásticos em um sistema de molas e engrenagens semelhantes a uma
máquina de relógio.
Um desses modelos chegou a subir cerca de trinta metros.
410
George Cayley
Um dos aparelhos de Cayley foi equipado com um motor a vapor que
acionava um complexo sistema de rotores além de girar ás hélices de
propulsão.
411
Horace Phillips
Em 1842, Horace Phillips, na Inglaterra construiu um modelo de
helicóptero de aproximadamente 9 kg (20 lb).
Não chegou a voar.
412
Henry Bright
Em 1859, Henry Bright, foi o primeiro inventor a registrar uma
máquina voadora parecida com um helicóptero na Inglaterra.
413
Enrico Forlanini
Em 1878, Enrico Forlanini, um professor italiano de Engenharia Civil,
construiu um modelo pesando 7,7 lb (3, 5 kg), movido a vapor que
chegou a permanecer no ar por 20 s a uma altura de 13 m
414
Thomas Edison
Em 1880, Thomas Edison, construiu modelos experimentais e um
banco de testes para rotores acionados por um motor elétrico.
Seus testes demonstraram a inviabilidade do invento devido ao elevado
peso do motor e da fonte de energia.
Suas experiências foram abandonadas por causa das explosões ocorridas
nos laboratórios.
415
Santos Dumont
O aparelho nº 12 de Santos Dumont utilizava um motor Levavasseur
de 24 hp e pesava 77 lb (35 kg). Possuía dois rotores de 6m.
O nº 12 tinha 13 m de comprimento e 17 m de altura e os rotores eram
construídos com bambú e seda japonesa.
Não chegou a voar devido a relação peso/potência muito alta.
416
Igor Sikorsky
Em 1907 , Igor Ivanovich Sikorsky, comprou um motor Anzani de 25
hp e concentrou seus esforços em um modelo coaxial, obtendo
resultados relativamente satisfatórios para a época.
Em 1909 construiu seu primeiro aparelho, porém o peso era muito alto
em relação à potência disponível.
417
Louis e Jacques Bréguet
Em 1907, Louis e Jacques Bréguet construiram um helicóptero com 4
rotores biplanos , utilizando um motor Antoinette de aproximadamente
45 hp.
O aparelho, chamado de Giroplane, tinha difícil controle e voava
desordenadamente.
Acidentou-se em 19 de setembro de 1908.
418
Louis e Jacques Bréguet
Em 1909 com a ajuda do Prof. Richet construíram o helicóptero nº 2,
utilizando um motor Renault de 55 hp.
O Helioplane voou em abril de 1909, apresentando bons resultados para
a época, porém ainda não apresentava potência suficiente.
Foi destruído por um temporal.
419
Paul Cornu
Em 1907, Paul Cornu, construiu uma máquina que era capaz de carregar
um piloto.
O aparelho consistia de uma longarina com um eixo e um rotor em cada
lado.
A potência era suprida por um motor Antoinette de 24 hp, acionando os
rotores em direções opostas através de correias.
Os rotores possuíam duas pás, porém não conseguiram gerar
sustentação suficiente .
A aeronave subiu a uma altura de 30 cm e permaneceu em vôo por 30 s.
420
Paul Cornu
Paul Cornu é reconhecido como o construtor da primeira máquina
voadora a decolar verticalmente.
421
Emile e Henry Berliner
De 1908 a 1929, Emile e Paul Berliner, EUA, trabalharam ativamente
no desenvolvimento do helicóptero.
Em 1909 construiram um aparelho com dois motores e dois rotores que
chagava a levar um piloto.
422
Emile e Henry Berliner
Construíram um aparelho com rotores lado a lado sobre asas.
Os rotores eram rígidos e de madeira.
O controle foi conseguido pela inclinação dos rotores coma inclinação da
fuselagem.
O aparelho chegou a demonstrar uma possibilidade limitada no vôo
pairado e em vôo a frente.
423
George de Bothezat
Em 1921, George de Bothezat, engenheiro russo naturalizado
americano, construiu o maior helicóptero da época.
O aparelho possuía quatro rotores , um em cada ponta de duas
longarinas perpendiculares entre si.
O aparelho pesava 3550 lb (1587 kg) e carregava três pessoas.
O motor de 180 hp era localizado na intersecção das longarinas.
Cada rotor tinha seis pás que giravam muito lentamente.
424
George de Bothezat
O controle foi conseguido pela variação do ângulo de ataque das pás.
Em 18 de dezembro de 1922 o aparelho subiu 1,83 m permanecendo em
vôo por 1min e 42 s.
425
Juan de La Cierva
Em 1920, Juan de La Cierva, Espanha, marcou uma fase histórica no
desenvolvimento dos aparelhos de asas rotativas que não deve ser
desconsiderada no desenvolvimento dos helicópteros. O
desenvolvimento dos auto-giros.
Embora o auto-giro não tenha as propriedades do helicóptero, ele
envolve basicamente os mesmos problemas de rotor deste.
426
Juan de La Cierva
Cierva interessou-se pelo desenvolvimento de uma máquina voadora que
pousasse e decolasse em baixas velocidades.
Para Cierva, a grande limitação dos aviões daquela época era o stall.
Para eliminar as características de stall dos aviões, imaginou um tipo
diferente de superfície de sustentação.
Através de estudos em túnel aerodinâmico, observou que o disco do
rotor inclinava-se ligeiramente para trás na proporção direta do vento
produzido contra o sentido de deslocamento do rotor.
Observou ainda que quanto maior o ângulo de ataque das pás, maior
ainda era o efeito de inclinação desse rotor.
Em termos gerais as descobertas de Cierva permitiram a seguinte
solução adotada nos helicópteros: diminuição do ângulo de ataque da pá
que avança e aumento na pá que recua.
427
Raul Pescara
Em 1919, Raul Pateras de Pescara, Espanha, construiu um
helicóptero com rotores biplanos e coaxiais.
Cada rotor tinha dez asas biplanas montadas rigidamente no eixo.
428
Raul Pescara
Pescara empregou uma roda livre e ângulos negativos nas pás dos rotores
para vôo em descida com o motor desligado.
O controle foi conseguido pela torção das asas periodicamente em sua
rotação.
Em maio de 1921Pescara conseguiu sair do solo.
Em 1922 Pescara transferiu-se para a França, onde conseguiu subir 1,5 m
com um motor de 250 hp, comando de passo cíclico e dispositivo de
auto-rotação.
429
Albert Gillis von Baumhauer
De 1924 a 1929, von Baumhauer, cientista holandês, construiu o
primeiro helicóptero de rotor simples, com um rotor vertical na cauda
para controlar o torque.
A fuselagem consistia essencialmente de uma estrutura tubular com um
motor de 160 hp instalado em uma das extremidades e um de 80 hp
instalado para girar uma hélice convencional.
430
Albert Gillis von Baumhauer
O rotor principal tina duas pás de 7,5 m com possibilidade de 10° de
variação angular.
As pás tinha liberdade de batimento.
O motor que acionava o rotor de cauda não era sincronizado com o
rotor principal, causando grande dificuldade no controle direcional.
O aparelho realizou alguns vôos com peso em torno de 2000 lb (900 kg),
porém nunca subiu mais do que dois pés do chão (cerca de 60 cm).
O projeto foi abandonado após um acidente que causou a destruição
total do aparelho em 1929.
431
Corradino D´Ascânio
Em 1930, D’Ascanio, Itália, construiu um helicóptero coaxial que
conseguiu sucesso e foi o aparelho de melhores condições técnicas do
período.
O Helicóptero tinha dois rotores de duas pás cada, superpostas e contrarotativos.
432
Corradino D´Ascânio
As pás eram pivotadas na raiz e livres para batimento e mudança de
passo.
O controle foi conseguido pelos compensadores auxiliares montados nas
pás que eram defletidos periodicamente por um mecanismo de cabos e
polias.
Os compensadores modificavam ciclicamente o ângulo de ataque das pás.
Para subida e descida os compensadores moviam-se igualmente,
aumentando ou diminuindo o ângulo de ataque de todas as pás.
O aparelho chegou a atingir 1000 m de altura em cinco minutos (razão
de subida de 200 m/min), permanecer nessa posição por nove minutos e
descer a 18 m onde permaneceu em vôo nivelado.
433
Blecker
Em 1930, Blecker, USA, melhorou as dificuldades até então existentes
pelo torque com a colocação de uma hélice propulsora instalada na
cauda em sentido vertical e a 90 com o eixo longitudinal do helicópetro.
A potência foi fornecida por um complicadíssimo sistema de engrenagens
acionadas por eixos ligados ao motor instalado no centro do aparelho.
A aeronave foi controlada por superfícies auxiliares ligadas a cada pá e o
comando acionava também uma superfície instalada na cauda.
O aparelho era muito instável e o projeto foi abandonado pela
dificuldade de se manter o controle da aeronave.
434
René Bréguet
De 1930, a 1936, René Bréguet, França , construiu um aparelho com
dois rotores coaxiais de 18 m de diâmetro.
Cada rotor tinha duas pás que eram montadas com batimento e atraso
controlados com a mudança de passo.
O controle direcional foi conseguido com o equilíbrio do torque entre
os rotores girando em sentido contrário.
Dessa maneira conseguia controlar a proa da aeronave.
As hastes de ligação dos comandos do rotor foram instaladas de tal
maneira que, quando a pá estivesse em batimento para cima o ângluo de
ataque seria diminuído.
435
Heinrich Focke
Em 1937, Heinrich Focke, Alemanha , construiu com sucesso uma
máquina usando dois rotores lado a lado com rotações em sentidos
opostos.
Para prover estabilidade, os rotores eram inclinados levemente para trás.
O aparelho possuía uma hélice fixa de propulsão.
436
Heinrich Focke
O controle longitudinal era conseguido pela inclinação dos rotores.
O controle direcional foi conseguido com a inclinação assimétrica dos
rotores.
Essa inclinação assimétrica também possibilitava controle lateral.
Havia também a presença de um profundor e um leme direcional
437
Heinrich Focke
Esse helicóptero era monoplace e pesava 2200 lb (1000 kg).
Permaneceu em vôo durante uma hora e vinte minutos a 3700 m.
Percorreu 143 milhas (230 km) a uma velocidade de 75 mph (120 km/h)
438
Antoine Flettner
Em 1935, Antoine Flettner, Alemanha , construiu um aparelho
equipado com um rotor principal simples e dois rotores anti-torque.
Os rotores anti-torque foram montados verticalmente de maneira que a
tração gerada fosse inversa nos dois rotores.
A variação do ângulo de ataque compensava o torque.
439
Antoine Flettner
Em 1937, Flettner construiu um aparelho com os rotores lado a lado,
modelo que ficou conhecido como “sincrótero”.
Os mastros dos rotores formavam um ângulo de 24° com o plano
longitudinal.
Cada rotor tinha duas pás e girava em sentido oposto ao outro.
440
Antoine Flettner
O aparelho subiu com duas pessoas e voou a uma velocidade acima de
90 milhas por hora (145 km/h).
Flettner construiu aproximadamente 22 máquinas no período de cinco
anos.
A Kellet Aircraft Company adaptou a configuração original para três
rotores (Kellet X R-8 e Kellet X R-10).
441
Igor Sikorsky
Naturalizado americano, Sikorsky, ingressou na indústria aeronáutica
americana.
Em 1923 fundou a Companhia de Engenharia Aeonáutica.
Em 1929 voltou a estudar o Helicóptero e em 1931 projetou um
aparelho.
Em 14 de setembro de 1939 realizou seu primeiro vôo oficial com o
aparelho VS-300
442
Igor Sikorsky
O aparelho tinha um rotor principal e três rotores auxiliares instalados
na cauda (um vertical e dois horizontais)
443
Igor Sikorsky
Em 6 de maio de 1941 Sikorsky bateu o recorde de Focke, de permanência
no ar, voando uma hora, trinta e dois minutos e vinte e seis segundos.
O VS-300 passou por muitas modificações a partir da configuração original
até chegar à configuração atual de rotor principal rotor de cauda.
Sikorsky desenvolveu mecanismos relativamente simples, mas que
proporcionaram total controle e estabilidade ao helicóptero.
444
Igor Sikorsky
Os controles de arfagem e rolagem na configuração original do VS-300
foram obtidos por meio de dois rotores horizontais na cauda.
Estes controles foram incorporados para melhorar a sustentação do rotor
principal.
Dos três rotores auxiliares originais, apenas o vertical foi mantido,
servindo para anti-torque e controle de proa.
Na melhor configuração os controles de arfagem e rolagem foram
conseguidos pela inclinação do rotor principal.
O rotor de cauda tinha seu funcionamento feito por um eixo acoplado ao
rotor principal, o qual seria desacoplado do motor em caso de falha desse,
permitindo o giro livre dos dois rotores mantendo o controle de proa.
445
Referências
Chediac, D.A.P., Helicóptero: Teoria de Vôo e Conhecimentos Técnicos. Ed. EAPAC, 1989.
446
10 – O Helicóptero
Comandos de Vôo- Manete de Potência
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 normalmente um punho posicionado na
extremidade do comando coletivo.
447
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.
448
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.
449
Vôo Pairado
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
450
Vôo Pairado
O peso total que deve ser suportado é o peso total da aeronave somado
ao peso da tripulação e da carga paga.
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.
451
Vôo Pairado
O peso total que deve ser suportado é o peso total da aeronave somado
ao peso da tripulação e da carga paga.
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.
452
Torque
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.
453
Torque
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.
454
NOTAR – No Tail Rotor
Nos helicópteros que não possuem rotor de cauda, o torque é
compensado pelo efeito Coanda provocado pela ação de uma fenda ao
longo do cone de cauda.
O fluxo de baixa pressão que vem da fenda em conjunto com o fluxo de
downwash do rotor criam sustentação no lado desejado.
Aproximadamente um terço do fluxo de ar é direcionado ao bocal
ajustável na ponta do cone.
455
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.
456
Tendência a Translação - Drift
Para compensar essa tendência, podem ser usadas uma ou mais das
seguintes soluções:
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;
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;
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.
457
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.
Este efeito pendular pode ser exagerado por um excesso no comando,
portanto os comandos devem sempre ser realizados de maneira suave.
458
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.
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 da fuselagem a aeronave desce.
459
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. 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.
460
Vôo a 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.
461
Vôo a Frente
Conforme o helicóptero voa a frente, a aeronave tende a perder altitude,
pois uma quantidade de sustentação é transformada em tração.
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.
462
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.
463
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.
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
464
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.
465
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.
466
Fluxo Induzido
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.
467
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.
468
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.
469
Referências
Curitiba.
470
Teoria de Vôo
11 – Aerodinâmica de Asas Rotativas
2013
11 – Aerodinâmica de Asa Rotativa
Introdução
Para o estudo da aerodinâmica das pás de um helicóptero, o primeiro
passo é definir os parâmetros geométricos desse tipo de asa.
472
A Pá
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.
473
A 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.
474
A Pá
A pá é dividida em seções, chamadas de estações que vão da raiz à sua
ponta
475
A Pá – Distribuição de Sustentação
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.
V=ωxr
476
A Pá – Distribuição de Sustentação
Da mesma maneira que a asa de um avião o efeito de ponta gera vórtices
e provoca diminuição de sustentação nessa região.
477
A Pá – Torção
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.
478
A Pá – Afilamento
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.
479
A Pá – Plano de Rotação
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.
480
A Pá – Plano de Rotação
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.
481
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.
482
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.
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.
483
484
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).
485
Swashplate
486
487
Dissimetria de Sustentação - Batimento
A dissimetria de sustentação também pode ser compensada pelo
movimento de batimento vertical (flapping) e avanço-recuo (leadlag).
488
Batimento - Rotores
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.
489
Rotor Rígido
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.
Rotor rígido (MBB Bo-105)
490
Rotor Semi - Rígido
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.
Rotor semi-rígido (Bell UH-1)
491
Rotor Articulado
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)
492
Rotor Semi Rígido - Batimento
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 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.
493
Rotor Semi Rígido - Batimento
Batimento em um rotor semi-rígido
494
Rotor Articulado - Batimento
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.
495
Avanço – Recuo (Lead Lag)
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.
496
Avanço – Recuo (Lead Lag)
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
497
Referências
Curitiba.
498
Teoria de Vôo
12 – Efeitos Aerodinâmicos em Asas Rotativas
2013
12 – Efeitos Aerodinâmicos em Asas
Rotativas
Introdução
Alguns efeitos devem ser considerados para o vôo seguro dos
helicópteros
500
Rotativas
Efeito de Cone
Para que a sustentação seja gerada é necessário que as pás estejam
girando.
A rotação do rotor faz com que uma força centrífuga seja gerada na pá.
Ou seja, a pá tende a “sair” do rotor.
Quanto maior a rotação, maior será o módulo dessa força centrífuga.
O aparecimento dessa força centrífuga é necessário para criar a rigidez
do disco que sustenta o peso da aeronave.
A rotação máxima do rotor é determinada pela limitação estrutural da pá
em suportar essa força de despalhetamento.
501
Rotativas
Efeito de Cone
Em uma decolagem vertical duas forças principais agem na pá ao mesmo
tempo:
1. A sustentação perpendicular à pá.
2. A força centrífuga paralela à pá
Como resultado das duas forças a pá tende a levantar criando uma
superfície cônica que diminui a área efetiva do disco.
502
Rotativas
Efeito Solo
Quando o helicóptero está pairando próximo ao solo, acontece um
efeito chamado de efeito solo.
O efeito solo acontece com a aeronave em vôo pairado a uma altura
máxima de metade do diâmetro do rotor.
O efeito solo é uma manifestação da terceira lei de Newton.
503
Rotativas
Efeito Solo
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.
Esse efeito permite aos helicópteros executar vôos pairados em altitudes
mais elevadas.
504
Rotativas
Efeito Solo
É conhecido internacionalmente pelas siglas:
IGE (In Ground Efect) = Dentro do Efeito de Solo
OGE (Out Ground Efect) = Fora do Efeito de Solo
Normalmente os helicópteros têm tabelas para cálculo
de vôo pairado em IGE e OGE.
505
Rotativas
Efeito Solo
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.
A qualidade do terreno abaixo do helicóptero também tem influência
sobre o efeito solo.
Capim alto, inclinação do terreno vão diminuir o efeito solo.
506
Rotativas
Ressonância com o Solo
A ressonância com o solo ocorre durante o taxi, decolagem ou pouso
gerando violentas oscilações na aeronave.
Esse tipo de ressonância pode destruir o helicóptero em poucos
segundos.
É mais comum em helicópteros com rotores articulados.
A ressonância em solo surge quando o centro de massa do rotor é
descentralizado.
O centro de massa se desloca se a relação angular entre as pás for
alterada.
507
Rotativas
Em uma aeronave tripá, normalmente a relação entre ás pás é de 120°.
Se a roda toca o chão toca o solo violentamente , esse choque forcará as
pás deste lado para baixo, alterando a relação angular.
O ângulo entre as pás não será mais de 120°, mas por exemplo de 122°122°-166°.
Quando a outra roda toca o solo essa diferença pode aumentar ainda
mais (124°-124°-112°, por exemplo)
Nessa condição o rotor já está completamente desbalanceado.
A situação piora se a aeronave estiver parcialmente no ar.
508
Rotativas
Outra causa de ressonância com o solo é o mau funcionamento dos
amortecedores das pás.
Nessa condição, mesmo que o helicóptero pouse suavemente.
Se um dos dampers funcionar incorretamente a ressonância irá ocorrer.
O piloto deve agir rapidamente em caso de ressonância e em linhas
gerais são recomendadas as seguintes medidas:
a) Se estiver com RPM suficiente para decolar, tirar imediatamente o
helicóptero do solo e tentar o pouso novamente.
b) Se estiver com pouca RPM, reduzir a potência, reduzir o coletivo e
frear o rotor.
509
Rotativas
Efeito Giroscópico
Os giroscópios possuem duas propriedades:
RIGIDEZ NO ESPAÇO: resistência de um corpo girante em mudar seu plano
de rotação.
PRECESSÃO:
A precessão é a inclinação de um giroscópio em resposta a uma força
aplicada.
A reação a esta força não ocorre no ponto de aplicação, mas a 90° deste
ponto.
510
Rotativas
Efeito Giroscópico
Sendo uma massa giratória, o rotor principal do helicóptero age como
um giroscópio.
O efeito de precessão é o que tem maior importância no rotor.
Intuitivamente pensamos que para realizar um vôo a frente deve-se gerar
sustentação na parte traseira do disco.
Porém devido ao efeito da precessão o comando deve ser realizado com
90° de defasagem.
511
Rotativas
Efeito Giroscópico
Essa defasagem de comando é feita automaticamente pelo próprio
sistema de controle.
512
Rotativas
Auto Sustentação
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.
513
Rotativas
Auto Sustentação
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 caso de falha do motor para ou quando o piloto desengata o rotor, há
outra força que pode ser usada para manter o regime de rotação das pás
e o helicóptero voa perfeitamente controlado até pousar.
514
Rotativas
Auto Sustentação
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.
515
Rotativas
Auto Sustentação
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.
516
Rotativas
Auto Sustentação
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 em três zonas
517
Rotativas
Auto Sustentação
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.
518
Rotativas
Auto Sustentação
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.
519
Rotativas
Auto Sustentação
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.
520
Rotativas
Auto Sustentação
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.
521
Rotativas
Auto Sustentação
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.
522
Rotativas
Auto Sustentação
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.
523
Rotativas
Curva de Velocidade e Altura
Conhecida como a curva do homem morto, mostram as situações de
altura e velocidade que possibilitam ou não a realização de um pouso
seguro em auto rotação em caso de falha de motor durante o vôo.
524
Rotativas
Região A: impossível estabelecer um planeio em auto rotação no caso de
falha do motor.
Grande desaceleração do rotor provocada pelo grande ângulo de ataque,
baixa velocidade e pouca altura para recuperação.
A
525
Rotativas
Região B: impossível estabelecer um planeio em auto rotação no caso de
falha do motor pela grande desaceleração do motor.
Um pouso nessas condições só seria possível em uma área pavimentada e
o contato com o solo seria em alta velocidade, pois a pequena altura não
permitiria maior redução de velocidade
B
526
Rotativas
Região C: impossível estabelecer um planeio em auto rotação pelas
mesmas razões da região B
Porém nessa condição seria impossível o pouso mesmo em área
pavimentada pois o contato aconteça a uma velocidade acima dos limites
permissíveis
C
527
Rotativas
Região D: Área onde a auto rotação pode ser feita com segurança
D
528
Referências
Curitiba.
529

Teoria de Vôo 2013 ap

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