Apostila 2013| Ramón Eduardo Pereira Silva, M Sc. Universidade de Taubaté
ESPECIALIZAÇÃO
EM ENGENHARIA
AERONÁUTICA TEORIA DE VÔO
Teoria de Vôo Especialização em Engenharia Aeronáutica - 2013 Prof. Ramón Silva
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“Não se espante com a altura do vôo. Quanto mais alto, mais longe do perigo.
Quanto mais você se eleva, mais tempo há de reconhecer uma pane. É quando se está
próximo do solo que se deve desconfiar"
Alberto Santos=Dumont
“O avião voa porque não tem tempo para cair”
Orville Wright
“É possível voar sem motores, mas não sem conhecimento e habilidade”
Wilbur Wright
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Índice
1. Breve História do Vôo .......................................................................................... 2
1.1. A lenda de Dédalo e Ícaro ..................................................................................................... 2
1.2. Leonardo da Vinci ................................................................................................................. 3
1.3. Balões ................................................................................................................................... 4
1.4. Aerodinâmica, Controle e Propulsão .................................................................................... 6
2. Introdução às Aeronaves ................................................................................... 17
2.1. Conceitos ............................................................................................................................ 17
2.2. Configurações de Fuselagem .............................................................................................. 21
2.3. Configurações de Trem de Pouso ........................................................................................ 25
2.4. Configurações de Asa ......................................................................................................... 32
2.5. Configurações de Cauda ..................................................................................................... 48
2.6. Configurações de Motores .................................................................................................. 59
3. Motores Aeronáuticos ....................................................................................... 67
3.1. Propulsão ............................................................................................................................ 67
3.2. Ação e reação ..................................................................................................................... 67
3.3. Motores a Pistão ................................................................................................................. 67
3.4. Motores a Reação ............................................................................................................... 76
3.5. Motores Experimentais ....................................................................................................... 82
4. Aerodinâmica .................................................................................................... 86
4.1. Introdução .......................................................................................................................... 86
4.2. Aerofólios ............................................................................................................................ 87
4.3. Princípio de Benoulli e Tubo de Venturi .............................................................................. 91
4.4. Forças Aerodinâmicas ......................................................................................................... 95
4.5. Asa .................................................................................................................................... 105
4.6. Aumento de Sustentação .................................................................................................. 117
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5. Comandos de Vôo ............................................................................................ 131
5.1. Eixos de Rotação ............................................................................................................... 131
5.2. Aeronaves de Asa Fixa ...................................................................................................... 132
6. Estabilidade, Peso e Balanceamento ................................................................ 145
6.1. Estabilidade ...................................................................................................................... 145
6.2. Estabilidade Longitudinal ................................................................................................. 147
6.3. Estabilidade Lateral .......................................................................................................... 152
6.4. Estabilidade Direcional ..................................................................................................... 158
6.5. Acoplamento direcional e lateral ...................................................................................... 161
6.6. Peso e Balanceamento...................................................................................................... 164
6.7. Efeitos de Peso e Centro de Gravidade ............................................................................. 164
6.8. Tipos de Peso .................................................................................................................... 167
6.9. Cálculo do Peso ................................................................................................................. 170
6.10. Cálculo do Centro de Gravidade ................................................................................... 173
6.11. Envelope do Centro de Gravidade ................................................................................ 175
7. Asas Rotativas ................................................................................................. 179
7.1. Vôo em Potência ............................................................................................................... 182
7.2. Vôo Vertical ...................................................................................................................... 186
7.3. Vôo a Frente ..................................................................................................................... 186
7.4. Vôo Lateral ....................................................................................................................... 190
7.5. Vôo a Ré ............................................................................................................................ 191
7.6. Efeito Cone ........................................................................................................................ 191
7.7. Efeito Solo ......................................................................................................................... 192
7.8. Dissimetria de sustentação ............................................................................................... 193
7.9. Auto-rotação..................................................................................................................... 199
7.10. Comandos de Vôo ........................................................................................................ 202
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Índice de Ilustrações
Figura 1.1 – A queda de Ícaro. ................................................................................................................ 3
Figura 1.2 – Ornitóptero (a) e Helicóptero (b) de Da Vinci ...................................................................... 4
Figura 1.3 – Barco voador de Francesco de Lana .................................................................................... 4
Figura 1.4 – Passarola de Bartolomeu de Gusmão ................................................................................. 5
Figura 1.5 – Balão de Montgolfier .......................................................................................................... 5
Figura 1.6 – Balão de hidrogênio de Charles .......................................................................................... 6
Figura 1.7 – Mechanics Magazine com o planador de Cayley ................................................................. 7
Figura 1.8 – Avião de Henson ................................................................................................................. 8
Figura 1.9 – Dirigível de Guiffard ............................................................................................................ 9
Figura 1.10 – Planador de Lilienthal ..................................................................................................... 10
Figura 1.11 – Aeródromo de Langley .................................................................................................... 11
Figura 1.12 – Avion III de Clement Ader ............................................................................................... 11
Figura 1.13 – Santos=Dumont número 6 .............................................................................................. 12
Figura 1.14 – Flyer dos Irmãos Wright .................................................................................................. 14
Figura 1.15 – 14-Bis de Santos=Dumont ............................................................................................... 15
Figura 2.1 – Principais dimensões do avião (EMBRAER KC 390)............................................................ 17
Figura 2.2 – Partes principais do avião (EMBRAER CBA-123) ................................................................ 18
Figura 2.3 – Partes principais do helicóptero (Bell UH-1H) ................................................................... 18
Figura 2.4 – Eixos de rotação do avião (Embraer AEW&C) ................................................................... 20
Figura 2.5 – Fuselagem (Airbus A300 – 608ST Beluga) ......................................................................... 21
Figura 2.6 – Fuselagem (Chinook HC3) ................................................................................................ 22
Figura 2.7 – Estrutura tubular .............................................................................................................. 23
Figura 2.8 – Avião com estrutura monocoque (Sukhoi Su-29) .............................................................. 24
Figura 2.9 – Avião com estrutura semi-monocoque (North American Mustang P-51) .......................... 24
Figura 2.10 – Trem de pouso: (a) Antonov 225 (b) Airbus A380............................................................ 25
Figura 2.11 – Avião com trem de pouso convencional (De Havilland DHC-3T) ...................................... 26
Figura 2.12 – Avião com trem de pouso triciclo (EMB 314 - ALX) .......................................................... 26
Figura 2.13 – Avião com trem de pouso biciclo (McDonnell Douglas – Harrier AV8) ............................ 27
Figura 2.14 – Avião com flutuadores (Cessna C182 Seaplane) .............................................................. 27
Figura 2.15 – Avião anfíbio (Beriev - Albatross A42 Mermaid) ............................................................ 28
Figura 2.16 – Avião com esquis (Bellanca Citagria 7GCBC) ................................................................... 28
Figura 2.17 – Helicóptero com trem de pouso triciclo (Agusta Westland AW139) ................................ 29
Figura 2.18 – Helicóptero com trem de pouso de esqui (Helibras AS350 B2 Esquilo) ............................ 29
Figura 2.19 – Avião com trem de pouso fixo (Embraer Ipanema) ......................................................... 30
Figura 2.20 – Avião com trem de pouso retrátil (Embraer Phenom 300) ............................................. 31
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Figura 2.21 – Avião com trem de pouso escamoteável (Embraer EMB 120- Brasília) ............................ 31
Figura 2.22 – Avião asa baixa cantilever (Embraer Phenom 300) ......................................................... 33
Figura 2.23 – Avião asa média cantilever (Lockheed P-2H Neptune) .................................................... 34
Figura 2.24 – Avião asa alta cantilever (Antonov 225 - Mryia) ............................................................. 34
Figura 2.25 – Avião asa alta semi-cantilever (Cessna 182 Skylane) ....................................................... 35
Figura 2.26 – Avião asa pára-sol (Consolidated PBY Catalina) .............................................................. 35
Figura 2.27 – Avião asa gaivota (North American B-25 Mitchell Barbie III) ........................................... 36
Figura 2.28 – Avião asa gaivota invertida (Vought F4U Corsair) .......................................................... 36
Figura 2.29 – Avião asa biplana (Christen Eagle) .................................................................................. 37
Figura 2.30 – Avião asa triplana Fokker Dr.I (a) Sopwith Camel (b) ...................................................... 38
Figura 2.31 – Avião asa elíptica (Supermarine Spitfire) ........................................................................ 39
Figura 2.32 – Avião asa retangular (Fairchild AU23A Peacemaker) ...................................................... 39
Figura 2.33 – Avião asa trapezoidal (Embraer EMB 312 – Tucano) ....................................................... 40
Figura 2.34 – Avião com enflechamento positivo (Mikoyan-Gurevich MiG-15) .................................... 40
Figura 2.35 – Avião com enflechamento negativo (Grumman X-29) ..................................................... 41
Figura 2.36 – Avião com enflechamento variável (Grumman F-14 Tomcat) .......................................... 41
Figura 2.37 – Avião com asa em delta (Avro Vulcan) ............................................................................ 42
Figura 2.38 – Avião com asa em diedro positivo (North American P51 Mustang) ................................. 42
Figura 2.39 – Avião com asa em diedro negativo (McDonnell Douglas – Harrier AV8) ......................... 43
Figura 2.40 – Helicóptero com rotor convencional (Robinson R66) ...................................................... 44
Figura 2.41 – Helicóptero com rotores laterais (Kaman HH43-Huskie) ................................................. 44
Figura 2.42 – Helicóptero com rotor contra-rotativo (Kamov KA50) .................................................... 45
Figura 2.43 – Helicóptero com jatos na ponta do rotor (McDonnell XH-20) ...................................... 46
Figura 2.44 – Helicóptero com rotores em tandem (Boeing CH-46 Sea Knight) .................................... 47
Figura 2.45 – Tiltrotor (Osprey V22) ..................................................................................................... 47
Figura 2.46 – Configuração com Canard de controle (VariEze) ............................................................. 48
Figura 2.47 – Configuração Três Asas (Piaggio Avanti P180) ................................................................. 49
Figura 2.48 – Configuração Tandem (Scaled Composites Proteus) ....................................................... 49
Figura 2.49 – Configuração Asa Voadora (Northrop-Crumman B2 Spirit) ............................................. 50
Figura 2.50 – Cauda Convencional (AirBus A340) ................................................................................. 51
Figura 2.51 – Cauda em T (Embraer Legacy 650) .................................................................................. 51
Figura 2.52 – Cauda Cruciforme (Grumman P16 Tracker) ..................................................................... 52
Figura 2.53 – Cauda em T (Aérospatiale Fouga Magister) ..................................................................... 52
Figura 2.54 – Cauda em Y (NASA Ikhana) ............................................................................................. 53
Figura 2.55 – Cauda em Y Invertido (McDonell Douglas F-4 Phantom) ................................................. 53
Figura 2.56 – Cauda em V invertido (NASA Predator) .......................................................................... 54
Figura 2.57 – Cauda em H (Fairchild A10 Thunderbolt) ........................................................................ 55
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Figura 2.58 – Cauda Dupla (Grumman F-14 TomCat) ............................................................................ 55
Figura 2.59 – Cauda Tripla (Lockheed Constellation) ............................................................................ 56
Figura 2.60 – Configuração Cauda Bifurcada (Lockheed P38- Lightning) ............................................... 56
Figura 2.61 – Cauda em Anel (Miller JM-2) ........................................................................................... 57
Figura 2.62 – Cauda Convencional (Bell 204) ........................................................................................ 57
Figura 2.63 – Cauda Fenestron (Eurocopter HH-65 Dolphin) ................................................................ 58
Figura 2.64 – Cauda NOTAR (MD250) ................................................................................................... 58
Figura 2.65 – Motor a Pistão em V North American Mustang P-51(a) e radial Vough F4U Corsair. ....... 59
Figura 2.66 – Turbojato (Aerospatiale BAC Concorde).......................................................................... 60
Figura 2.67 – Turbofan (Embraer Lineage 1000) ................................................................................... 60
Figura 2.68 – Turbohélice (Pilatus PC6) ................................................................................................ 61
Figura 2.69 – Ramjet (Lockheed SR 71 - Blackbird) ............................................................................... 61
Figura 2.70 – prop-fan (Antonov AN-70) .............................................................................................. 62
Figura 2.71 – Monomotor a pistão (Cessna 162 Skycatcher) ................................................................ 63
Figura 2.72 – Turbojato Bi-Motor (Northrop F-5 Tiger)......................................................................... 64
Figura 2.73 – Turbojato tri-motor (McDonnell Douglas MD-11) ........................................................... 64
Figura 2.74 – Turbofan quadrimotor (Boeing 747) ............................................................................... 65
Figura 2.75 – Aeronave com oito motores turbojato. (Boeing B-52 Stratofortress) .............................. 65
Figura 3.1 – Fases do motor quatro tempos. ........................................................................................ 68
Figura 3.2 – Motor dois tempos ........................................................................................................... 70
Figura 3.3 – Motor Ranger L-440 (a) seis cilindros invertidos, refrigerado ar usado no Fairchild PT-19
(b) ............................................................................................................................................... 71
Figura 3.4 – Motor Rolls-Royce Merlin V-12 (a) de Havilland D.H.98 Mosquito (b) .............................. 72
Figura 3.5 – Motor de cilindros opostos horizontalmente Lycoming O-540-J3A5D ............................... 73
Figura 3.6 – Motor radial Pratt & Whitney R-2800 (a) utilizada pela aeronave Republic P-47D
Thunderbolt (b) .......................................................................................................................... 74
Figura 3.7 – Motor rotativo Gnome (a) Nieuport 28C.1. (b) ................................................................. 75
Figura 3.8 – Analogia entre motor alternativo e turbina a gás ............................................................. 76
Figura 3.9 – Turbojato esquemático ..................................................................................................... 77
Figura 3.10 – Motor turbojato Rolls-Royce Olympus (a) que equipa o BAC Concorde (b) ..................... 77
Figura 3.11 – Turbo-hélice esquemático............................................................................................... 78
Figura 3.12 – Turboprop Pratt&Wittney PT6A (a) que equipa o Embraer EMB 314 Super Tucano (b)... 78
Figura 3.13 – Turbofan esquemático .................................................................................................... 80
Figura 3.14 – Turbofan Rolls-Royce Trent 900 (a) que equipa o Airbus A380 (b) .................................. 80
Figura 3.15 - Esquemático Ramjet ........................................................................................................ 81
Figura 3.16 - Pratt & Whitney J58 (a) que equipa o Lockheed SR 71 Blackbird (b) ................................ 81
Figura 3.17 – Turboeixo esquemático ................................................................................................. 82
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Figura 3.18 – Propfan esquemático ...................................................................................................... 83
Figura 3.19 – Propfan GE36 (a) que equipa o McDonnell-Douglas MD81 (b) ........................................ 83
Figura 3.20 – Analogia entre o motor Wankel e o motor alternativo quatro tempos. .......................... 84
Figura 3.21 – Motor Wankel Mazda 12A (a) e montado em uma aeronave Lancair (b) ....................... 85
Figura 4.1 – Resistência ao avanço ....................................................................................................... 86
Figura 4.2 – Seção transversal da asa. .................................................................................................. 87
Figura 4.3 – Elementos do aerofólio ..................................................................................................... 87
Figura 4.4 – Elementos que definem o aerofólio .................................................................................. 88
Figura 4.5 – Exemplos de aerofólios ..................................................................................................... 90
Figura 4.6 – Perfil aerodinâmico simétrico ........................................................................................... 90
Figura 4.7 – Tubo de Venturi ................................................................................................................ 92
Figura 4.8 – Fluxo de ar no perfil aerodinâmico. .................................................................................. 93
Figura 4.9 – Tubo de Venturi Imaginário .............................................................................................. 93
Figura 4.10 – Campo de pressão estática no aerofólio ......................................................................... 94
Figura 4.11- Pressão diferencial (Bernoulli) e ação e reação (Newton) ................................................. 95
Figura 4.12 – Resultante aerodinâmica. ............................................................................................... 95
Figura 4.13 – Componentes da resultante aerodinâmica. .................................................................... 96
Figura 4.14 – Camada limite ................................................................................................................. 99
Figura 4.15 – Influência do ângulo de ataque ..................................................................................... 100
Figura 4.16 – Stall............................................................................................................................... 101
Figura 4.17 – Perfil de velocidade na camada limite .......................................................................... 102
Figura 4.18 – Descolamento camada limite ........................................................................................ 102
Figura 4.19 – Ângulo de sustentação nula .......................................................................................... 103
Figura 4.20 – Comportamento da coeficiente de sustentação em relação ao ângulo de ataque ........ 103
Figura 4.21 – influência do arqueamento ........................................................................................... 104
Figura 4.22 – Influência da espessura do perfil na resultante aerodinâmica ...................................... 104
Figura 4.23 – Nomenclatura da asa .................................................................................................... 106
Figura 4.24 – Distribuição hipotética de sustentação ......................................................................... 106
Figura 4.25 – Distribuição real de sustentação ................................................................................... 107
Figura 4.26 – Coeficientes de sustentação bi e tridimensionais .......................................................... 107
Figura 4.27 – Formação dos vórtices de ponta de asa ........................................................................ 108
Figura 4.28 – Influência dos vórtices de ponta de asa ........................................................................ 109
Figura 4.29 – Razão de aspecto (alongamento) .................................................................................. 110
Figura 4.30 – Influência do alongamento na distribuição de sustentação .......................................... 111
Figura 4.31 – Diminuição de espessura ao longo da asa ..................................................................... 111
Figura 4.32 – Afilamento de asa (Yaklovev YAK 52 G) ........................................................................ 112
Figura 4.33 – Aeronave SAAB 91B com endplates. ............................................................................. 112
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Figura 4.34 – Tanques nas pontas da asa da aeronave Embraer EMB-111 Bandeirulha ...................... 113
Figura 4.35 – Winglets nas ponta de asa do Airbus A320 ................................................................... 113
Figura 4.36 – Distribuição de sustentação .......................................................................................... 114
Figura 4.37 – Ocorrência de stall ........................................................................................................ 115
Figura 4.38 – Torção geométrica ........................................................................................................ 115
Figura 4.39 – Torção aerodinâmica .................................................................................................... 116
Figura 4.40 – Ocorrência de stall profundo ........................................................................................ 117
Figura 4.41 – Princípio de funcionamento do slot .............................................................................. 119
Figura 4.42 – Efeito dos slots no coeficiente de sustentação .............................................................. 119
Figura 4.43 – Deslocamento do ângulo de stall devido ao acionamento dos slats .............................. 120
Figura 4.44 – Distribuição de pressão com os slats acionados. ........................................................... 121
Figura 4.45 – Slat ............................................................................................................................... 121
Figura 4.46 – Flap inclinado................................................................................................................ 122
Figura 4.47 – Flap Krueger.................................................................................................................. 123
Figura 4.48 – Efeito da extensão dos flaps no coeficiente de sustentação. ......................................... 124
Figura 4.49 – Flap plano ..................................................................................................................... 125
Figura 4.50 – Flap tipo ventral ............................................................................................................ 125
Figura 4.51 – Flap tipo slotted ............................................................................................................ 126
Figura 4.52 – Flap tipo double-slotted ................................................................................................ 126
Figura 4.53 – Flap tipo triple-slotted .................................................................................................. 127
Figura 4.54 – Flap tipo Fowler ............................................................................................................ 127
Figura 4.55 – Comparação entre os tipos de flaps .............................................................................. 128
Figura 5.1 – Eixos de rotação da aeronave ......................................................................................... 131
Figura 5.2 – Superfícies de controle primárias ................................................................................... 132
Figura 5.3 – Manche (Embraer Ipanema)/volante (Boeing 787 Dreamliner)/side-stick (Airbus A320) 133
Figura 5.4 – Acionamento dos ailerons .............................................................................................. 133
Figura 5.5 – Guinada adversa ............................................................................................................. 134
Figura 5.6 – Ailerons diferenciais ....................................................................................................... 135
Figura 5.7 – Ailerons tipo frise ........................................................................................................... 136
Figura 5.8 – Interconexão aileron/leme ............................................................................................. 136
Figura 5.9 – Flaperons (Kitfox Lite Ultralight) ..................................................................................... 137
Figura 5.10 – Movimento do profundor ............................................................................................. 138
Figura 5.11 – Stabilator (Northrop F-5 Tiger II) ................................................................................... 139
Figura 5.12 – Taileron (Panavia Tornado) ........................................................................................... 139
Figura 5.13 - Elevons (Avro Vulcan) ................................................................................................... 140
Figura 5.14 - Atuação do leme direcional .......................................................................................... 141
Figura 5.15 - Cauda em V (Beechcraft Bonanza) ................................................................................ 141
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Figura 5.16 - Horn e trim tabs (Beechcraft Super 18) .................................................................... 143
Figura 5.17 - Acionamento do trim tab em vôo ................................................................................. 143
Figura 5.18 - Roda de ajuste .............................................................................................................. 144
Figura 6.1 – Exemplos de estabilidade estática .................................................................................. 145
Figura 6.2 – Exemplos de estabilidade dinâmica ................................................................................ 146
Figura 6.3 – Forças atuantes em um avião ......................................................................................... 147
Figura 6.4 – Compensação de momento pelo estabilizador ............................................................... 148
Figura 6.5 – Forças atuantes na estabilidade longitudinal .................................................................. 150
Figura 6.6 – Influência da velocidade na carga do estabilizador ......................................................... 151
Figura 6.7 – Influência da tração na carga do estabilizador ................................................................ 152
Figura 6.8 – Asa com diedro positivo ................................................................................................. 153
Figura 6.9 – Vento relativo na glissagem ............................................................................................ 154
Figura 6.10 – Momento estabilizador do diedro positivo ................................................................... 154
Figura 6.11 – Momento desestabilizador do diedro negativo ............................................................ 155
Figura 6.12 – Efeito do enflechamento da asa na estabilidade lateral ................................................ 156
Figura 6.13 – Efeito da fuselagem e do estabilizador horizontal na estabilidade lateral ..................... 157
Figura 6.14 – Efeito da posição da asa na estabilidade lateral ............................................................ 158
Figura 6.15 – ângulo de derrapagem .................................................................................................. 159
Figura 6.16 – Efeito do enflechamento na estabilidade direcional ..................................................... 160
Figura 6.17 – Efeito da fuselagem na estabilidade direcional ............................................................. 161
Figura 6.18 – Dutch Roll ..................................................................................................................... 162
Figura 6.19 – Divergência espiral ....................................................................................................... 163
Figura 6.20 – Centro de gravidade adiantado ..................................................................................... 166
Figura 6.21 – Centro de gravidade recuado ........................................................................................ 167
Figura 6.22 – Esforços na aeronave devido ao carregamento de combustível .................................... 168
Figura 6.23 – Avião Phenom 100 ........................................................................................................ 172
Figura 6.24 – Pesagem de Helicóptero ............................................................................................... 172
Figura 6.25 – Balança no pneu ........................................................................................................... 173
Figura 6.26 – Avião EMB 711 Corisco ................................................................................................. 174
Figura 6.27 – Envelope do CG ............................................................................................................. 176
Figura 7.1 – Parâmetros geométricos da pá ....................................................................................... 180
Figura 7.2 – Estações da pá ................................................................................................................ 180
Figura 7.3 – Torção da pá ................................................................................................................... 181
Figura 7.4 – Pá trapezoidal ................................................................................................................. 182
Figura 7.5 – Vôo pairado .................................................................................................................... 183
Figura 7.6 – Tendência de translação ................................................................................................. 184
Figura 7.7 – Efeito pendular ............................................................................................................... 185
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Figura 7.8 – Vôo vertical - subida ....................................................................................................... 186
Figura 7.9 – Vôo à frente .................................................................................................................... 187
Figura 7.10 – Sustentação translacional ............................................................................................. 188
Figura 7.11 – Fluxo induzido .............................................................................................................. 190
Figura 7.12 – Vôo lateral .................................................................................................................... 190
Figura 7.13 – Vôo a ré ........................................................................................................................ 191
Figura 7.14 – Efeito cone .................................................................................................................... 192
Figura 7.15 – Efeito solo ..................................................................................................................... 193
Figura 7.16 – Dissimetria de sustentação ........................................................................................... 194
Figura 7.17 – Rotor rígido (MBB Bo-105) ............................................................................................ 195
Figura 7.18 – Rotor semi-rígido (Bell UH-1) ........................................................................................ 196
Figura 7.19 – Rotor articulado ............................................................................................................ 196
Figura 7.20 – Batimento em um rotor semi-rígido ............................................................................. 197
Figura 7.21 – Batimento em um rotor articulado ............................................................................... 198
Figura 7.22 – Avanço-recuo da pá ...................................................................................................... 199
Figura 7.23 – Disco em auto-rotação .................................................................................................. 200
Figura 7.24 – Comportamento aerodinâmico na envergadura da pá .................................................. 201
Figura 7.25 - Comandos de vôo do helicóptero ................................................................................. 204
Figura 7.26 - Swashplate ................................................................................................................... 205
Figura 7.27 - Defasagem no acionamento do comando cíclico .......................................................... 206
Figura 7.28 - Comandos no cockpit.................................................................................................... 207
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Capítulo 01 - História do Vôo
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1. Breve História do Vôo
1.1. A lenda de Dédalo e Ícaro
A mais famosa lenda sobre a história do vôo vem da Grécia antiga. Dédalo era um
construtor muito habilidoso que foi acolhido por Minos o rei da ilha grega de Creta,
após assassinar Talo em Atenas.
Dédalo foi incumbido pelo rei a construir um labirinto onde se trancaria o
Minotauro, uma criatura metade homem e metade touro, fruto da traição da rainha
Pasifae com um touro.
Ao Minotauro eram levados quatorze jovens atenienses, metade homens e metade
mulheres para sacrifício. Teseu, filho do rei de Atenas ofereceu-se como vítima com o
intuito de assassinar o monstro e o conseguiu com a ajuda de Dédalo e Ariadne, a filha
de Minos apaixonada por Teseu.
Furioso com a traição, Minos mandou trancar Dédalo e seu filho Ícaro no labirinto.
Com a necessidade de fugir da ilha, Dédalo criou dois pares de asas utilizando-se de
cera e penas de aves e deu uma a seu filho.
Ao saltar sobre o mar, Dédalo alertou Ícaro a não voar tão baixo que a umidade do
oceano deixasse as asas mais pesadas e nem tão alto que o calor do sol pudesse
derreter a cera.
Ícaro deslumbrado com o poder do vôo, alçou vôo cada vez mais alto se
aproximando do sol e teve a cera de suas asas derretidas. Ícaro caiu no mar Egeu e
Dédalo chegou à ilha da Sicília. A Figura 1.1 mostra a queda de Ícaro no mar Egeu.
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Figura 1.1 – A queda de Ícaro.
1.2. Leonardo da Vinci
Da Vinci (1442-1519), sem dúvida, foi o mais criativo dos estudiosos do século XV.
Dez anos após iniciar seus estudos sobre as asas dos pássaros, Leonardo projetou seus
primeiros ornitópteros: aparelhos de asas móveis movidos por energia humana. Um de
seus desenhos mais curiosos apresenta a idéia de um helicóptero, porém ao invés das
pás o aparelho possuía uma forma aparafusada. Era como se a máquina devesse
“entrar no ar”. A Figura 1.2 mostra rabiscos dos dois aparelhos.
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4
(a)
(b)
Figura 1.2 – Ornitóptero (a) e Helicóptero (b) de Da Vinci
1.3. Balões
No século XVII o jesuíta italiano Francisco de Lana concluiu que o ar possuía
densidade e baseado no princípio do empuxo de Arquimedes desenhou sua idéia de
balão. Conforme é demonstrado na Figura 1.3, o barco voador de Francesco consistia
de uma cesta de vime presa por quatro esferas ocas e uma vela de pano. As esferas
eram construídas de metal leve e teriam todo o ar interno removido.
Figura 1.3 – Barco voador de Francesco de Lana
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Outro inventor que utilizou o princípio de Arquimedes foi o padre brasileiro
Bartolomeu de Gusmão, o Padre Voador. Ao observar que a fumaça subia
rapidamente, pelo fato do ar quente ser menos denso que o ar frio, Gusmão concluiu
que aprisionando o ar quente em um invólucro poderia fazer o aparelho subir. A
“Passarola” (1709) de Bartolomeu de Gusmão foi o primeiro balão a realmente voar. A
Figura 1.4 mostra o conceito da Passarola de Gusmão
Figura 1.4 – Passarola de Bartolomeu de Gusmão
Tendo feito as mesmas observações de Gusmão os irmãos Joseph e Etienne
Montgolfier, proprietários de uma fábrica de papel em Annonay, construíram em 1783
um grande balão de ar quente, o qual subiu aos céus carregando uma pessoa alojada
em um cesto de vime. A Figura 1.5 mostra o balão dos irmãos Montgolfier
Figura 1.5 – Balão de Montgolfier
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O físico francês Jacques Charles, também em 1783, foi o primeiro a utilizar um
balão de seda revestida de borracha e cheio de hidrogênio. A Figura 1.6 mostra o balão
de Charles sobrevoando Paris. O balão a hidrogênio atingiu 3000 ft.
Figura 1.6 – Balão de hidrogênio de Charles
1.4. Aerodinâmica, Controle e Propulsão
Em plena Revolução Industrial, Sir George Cayley (1773-1857), dedicou a maior
parte de sua vida ao estudo dos princípios do vôo, adotando um enfoque científico. Em
1804, Cayley inventou um molinete para poder estudar o esforço gerado em um plano
inclinado imerso num fluxo de ar. Neste mesmo ano escreveu e publicou o livro
“Tratado dos Princípios Mecânicos de Navegação Aérea”. Descobriu que a resistência
doa ar sobre um corpo aumenta na proporção do quadrado da velocidade e publicou,
em 1810, suas experiências expondo que uma maquia provida com superfícies
adequadas que fosse impelida por um motor com potencia suficiente para vencer a
resistência do ar, e que ao mesmo tempo fosse leve para uso prático, poderia voar.
Essa foi a primeira descrição de uma aeronave de asa fixa e motor a hélice.
Cayley conseguiu realizar alguns vôos controlados com modelos de planadores
providos de superfícies móveis na cauda dos aparelhos. Em 1853 projetou e construiu
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um planador em tamanho natural capaz de sustentar o peso de um homem (Figura
1.7).
Figura 1.7 – Mechanics Magazine com o planador de Cayley
As idéias e as teorias de Cayley serviram de base de estudo para muitos dos futuros
pioneiros da aviação. Durante as cinco décadas seguintes, Cayley trabalhou no seu
protótipo tempo durante o qual ele deduziu muitas das leis básicas de aerodinâmica.
Em 1853 um amigo de Cayley fez um vôo planado de curta duração em Brompton-by-
Sawdon, Inglaterra. Cayley é considerado atualmente o fundador da ciência física de
aerodinâmica.
Willian Samuel Henson continuou o trabalho de Cayley ao perceber que o principal
entrave ao vôo mecânico era a falta de um mecanismo leve e potente. Henson
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assumiu a tarefa de criar um modelo nessas condições e patenteou, em 1842, o
projeto de um avião motorizado e movido à hélice. Embora o modelo que construiu
fosse bastante semelhante aos aviões modernos (Figura 1.8) o vôo não foi bem
sucedido.
Figura 1.8 – Avião de Henson
Henson associou-se ao seu amigo John Stringfellow para continuar os estudos e
construir e experimentar novos modelos, porém não conseguiram resultados
satisfatórios. Devido aos fracassos, Henson sentiu-se desanimado e Strigfellow
continuou sozinho. Em 1848 construiu um pequeno modelo, propelido por um
pequeno motor a vapor. Este modelo foi lançado com sucesso, mas ficou pouco tempo
em vôo.
A falta de um motor com potência suficiente ainda impossibilitava o
desenvolvimento da aviação e muitos estudiosos passaram a se dedicar à pesquisa
sobre como controlar o movimento de balões com o uso de superfícies de controle e
de hélices movidas por motores.
Tais balões passaram a ser denominados dirigíveis. O engenheiro francês Henri
Guiffard, em 1852, foi o primeiro homem a combinar com êxito um motor a vapor
relativamente leve e de potência suficiente em um balão em forma de charuto (Figura
1.9) ao invés de cilíndrico. Equipado com o motor inventado pelo próprio Guiffard o
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dirigível voou por 27 km ao redor de Paris. O controle proporcionado pelo leme
permitia o desvio do balão, porém a potência do motor era insuficiente para fazer o
balão voltar ao ponto de partida.
Figura 1.9 – Dirigível de Guiffard
Embora o dirigível de Guiffard tivesse iniciado o controle direcional, o controle e a
estabilidade ainda eram desconhecidos. Por volta de 1871, Alphonse Pénaud começou
a desenvolver estudos sobre estabilidade e controle, chegando a criar modelos
propelidos a elástico.
Os irmãos Otto e Gustav Lilienthal dedicaram grande parte de sua vida ao estudo
da aviação. Foram os estudiosos mais bem sucedidos do final do século XIX,
concentrado suas pesquisas em asas fixas construíram vários modelos de planadores,
alguns biplanos e outros monoplanos como mostra a Figura 1.10. Chegaram a realizar
mais de 2000 vôos bem sucedidos com esses planadores, com distância percorrida de
até 396 m.
Ao chegar ao que achavam que fosse o limite no estudo de planadores, decidiram
então se dedicar ao estudo de motores.
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Um modelo à gasolina foi desenvolvido na França por Lenoir poucos anos antes,
porém era pesado e inseguro. Os motores a vapor ainda levavam consigo o peso das
caldeiras e então decidiram procurar modos alternativos de energia.
Adaptaram um novo motor às pontas giratórias das asas de seu aparelho tentando
realizar um vôo do tipo ornitóptero. Otto decidiu testar a aeronave como planador
antes do ensaio motorizado, perdeu o controle e feriu-se fatalmente ao cair de uma
altura de 16m.
Figura 1.10 – Planador de Lilienthal
Ainda por volta desta época alguns estudiosos tentaram construir máquinas
voadoras utilizando motores a vapor. Em 1893 o inglês Hiram Maxim construiu um
imenso biplano com um incrível motor a vapor de 360 CV e 750 kg que não conseguiu
levantar vôo e acabou destruído na primeira tentativa.
Em 1896, o americano Samuel Langley, construiu em experimentou com sucesso
um aeromodelo que voou uma distância de 800 m em um minuto e meio. O
aeromodelo foi denominado de “aeródromo”. Tentou então construir um modelo em
escala maior, que fosse capaz de levar uma pessoa de 85 kg, utilizando um motor de
50 hp. Duas tentativas frustradas aconteceram em sete de outubro e oito de dezembro
de 1903, quando o aeródromo foi lançado com um piloto por uma catapulta adaptada
a uma balsa sobre o rio Potomac. A Figura 1.11 ostra o aeródromo montado sobre a
balsa.
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Figura 1.11 – Aeródromo de Langley
Vários aeroplanos movidos por motores a vapor foram construídos por Clement
Ader. Embora ainda existam algumas dúvidas sobre o fato, afirma-se que Ader
conseguiu voar 70 m tripulando o Avion III (Figura 1.12), avião movido por dois
motores a vapor de 20 cv acionando uma hélice de quatro lâminas que foi destruído ao
toca o solo na aterrissagem.
Figura 1.12 – Avion III de Clement Ader
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Ainda no final do século XIX, o brasileiro Alberto Santos Dumont iniciou suas
experiências em dirigíveis a hidrogênio, dotados de motores à gasolina de quatro
tempos. Introduziu algumas inovações aperfeiçoando o controle longitudinal com
pesos deslizantes, conseguindo assim dominar totalmente a dirigibilidade.
Em 1901, Santos Dumont ganhou 100 mil francos ao vencer o desafio proposto
pelo empresário Henri Deustch de La Muerthe ao partir do campo de Saint Cloud,
sobrevoar o rio Sena e o Campo de Bagatelle, contornando a Torre Eiffel e retornando
ao ponto de partida em polêmicos trinta minutos. A Figura 1.13 mostra o dirigível
número 6 contornando a Torre Eiffel em 19 de janeiro de 1901.
Figura 1.13 – Santos=Dumont número 6
Nessa mesma época os irmãos Wilbur e Orville Wright, donos de uma pequena
fábrica de bicicletas, acompanhavam, dos Estados Unidos, as experiências dos irmãos
Lilienthal.
Quando a notícia da morte de Otto chegou aos Estados Unidos, os Wright
decidiram dedicar mais tempo e dinheiro à sua paixão pela aeronáutica. Estudaram as
experiências de outros pesquisadores que haviam tentado resolver os mistérios do vôo
e esperaram quatro anos para iniciar qualquer trabalho prático.
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13
Sabiam que a dificuldade não estava em construir um planador que fosse capaz de
fazer um vôo reto, mas sim em encontrar alguma maneira de controlá-lo em vôo.
A técnica de controle dos planadores de Lilienthal era o desvio do centro de
gravidade do aparelho pela movimentação do corpo do piloto.
A primeira tentativa de resolver o problema do controle foi a colocação de uma
superfície móvel à frente de um aparelho que fora inspirado nos planadores dos
Lilienthal. Fizeram vários experimentos com esse planador em 1901, porém o controle
não se mostrou completamente eficaz.
Voltaram a estudar e realizaram experimentos com vários modelos de asas em um
pequeno túnel aerodinâmico, talvez o primeiro a ser construído. Construíram e
voaram um novo planador em 1902 obtendo total controlabilidade do aparelho.
Como o passo seguinte seria a colocação de um sistema propulsor, desenvolveram
um motor e hélices. Construíram um aparelho baseado em seus bem sucedidos
planadores.
O aparelho pesava 340 kg, o que o tornava muito pesado para decolar por meios
próprios. Então decidiram usar um sistema de catapulta. Em 17 de dezembro de 1903
realizaram quatro vôos, tendo alcançado a distância de 193 m em 59 segundos sob o
testemunho de cinco pessoas. A aeronave Flyer construída pelos irmãos Wright é
mostrada na Figura 1.14
Teoria de Vôo – História Especialização em Engenharia Aeronáutica - 2013 Prof. Ramón Silva
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Figura 1.14 – Flyer dos Irmãos Wright
Os bem sucedidos experimentos com dirigíveis estimularam Santos Dumont a
dedicar-se ao “mais pesado que o ar”. O primeiro aparelho construído em 1903 não
obteve sucesso em levantar vôo.
Em 1906 Dumont fez várias alterações em sua máquina, acrescentando um motor
mais potente ao estranho biplano de cauda na proa.
Em 13 de setembro de 1906, o avião 14-Bis levantou vôo no campo de Bagatelle e
voou cerca de oito metros. Em 23 de outubro do mesmo ano o 14-Bis percorreu uma
distância de 220 m em 12 s a uma altura de 6 m do solo. Esse vôo foi testemunhado
por uma comissão técnica do L’Aéro-Club de France, sendo considerado o primeiro vôo
oficial de uma aeronave mais pesada que o ar que decolava por recursos próprios. A
Figura 1.15 mostra o 14-Bis fazendo seu vôo oficial sobre o Campo de Bagatelle em
1906.
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Figura 1.15 – 14-Bis de Santos=Dumont
Embora se tenha criado a polêmica sobre a realização do primeiro vôo, os
primeiros vôos oficiais dos irmãos Wright só ocorreram em 1908. Até então suas
tentativas só haviam sido presenciadas por testemunhas ocasionais e com pouca
repercussão. O segundo argumento contra os Wright é que o Flyer não decolou por
meios próprios.
Apesar da polêmica criada, a partir de 28 de outubro de 1906 o avião deixava de
ser um sonho impossível e passava a ser encarado como uma realidade factual.
Desde então começaram a surgir interesses em toda a parte em torno das
possibilidades civis e militares das novas máquinas. Começaram a se formar grandes
empresas e institutos de pesquisa, inúmeros trabalhos começaram a ser feitos e a
ciência aeronáutica passou a se desenvolver de maneira muito rápida.
O advento das duas grandes guerras mundiais e o início do transporte
internacional em larga escala proporcionou o desenvolvimento de aeronaves cada vez
maiores e mais velozes.
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Referências
Homero Souza (1991) Fundamentos de Aeronáutica, Embraer, 287p, São José dos
Campos, 1991.
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Capítulo 02 - Introdução
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2. Introdução às Aeronaves
2.1. Conceitos
2.1.1. Dimensões
As principais dimensões da aeronave são: o comprimento, a altura e a
envergadura.
O comprimento é a distância entre a parte mais posterior e a parte mais anterior
da aeronave.
A altura é a distância entre o solo e a parte mais alta da aeronave.
A envergadura é a distância entre as pontas de asa. Para os helicópteros a
envergadura é a distância entre o centro do rotor e a ponta da pá.
Figura 2.1 – Principais dimensões do avião (EMBRAER KC 390)
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2.1.2. Partes
As principais partes das aeronaves são mostradas na Figura 2.2 e na Figura 2.3
Figura 2.2 – Partes principais do avião (EMBRAER CBA-123)
Figura 2.3 – Partes principais do helicóptero (Bell UH-1H)
asa
fuselagem
Trem de pouso
Grupo
motopropulsor
Empenagens
fuselagem
rotor principal
rotor de
cauda
Trem de pouso
empenagens
cauda
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2.1.3. Movimentos
A aeronave tem liberdade de girar em três eixos e realizar combinação de
movimento entre eles.
O eixo longitudinal é um eixo imaginário que se estende desde o nariz até a cauda
do avião. O movimento que realiza o avião ao redor deste eixo é denominado
rolamento ou giro.
As superfícies de comando do rolamento são os ailerons. Ao girar o manche se
produz a deflexão diferencial dos ailerons: ao tempo que o aileron de uma das asas
sobe, o aileron da outra asa baixa, sendo o ângulo de deflexão proporcional ao grau de
rotação das hastes do manche.
O aileron que tenha sido flexionado para baixo, produz um aumento de
sustentação em sua asa correspondente, provocando a ascensão da mesma, enquanto
o aileron que é flexionado para cima, produz em sua asa uma diminuição de
sustentação, motivando a descida da mesma.
O piloto, em caso de querer inclinar-se até a esquerda, girará o manche até a
esquerda, fazendo o aileron direito descer elevando assim a asa direita, e
simultaneamente, o aileron esquerdo se flexionaria para cima produzindo uma perda
da sustentação na asa esquerda e portanto sua descida.
O eixo lateral ou transversal é um eixo imaginário que se estende de ponta a ponta
das asas do avião. O movimento que realiza o avião ao redor deste eixo se denomina
inclinação ou arfagem.
O piloto, a partir da cabine de comando é capaz de modificar a orientação em
relação a este eixo através do profundor.
Ao puxar para trás o manche (até o piloto) se produz uma elevação do nariz do
avião, e ao empurrá-lo a frente se produz um abaixamento do nariz do avião.
O eixo vertical é um eixo imaginário que, passando pelo centro de gravidade do
avião, é perpendicular aos eixos transversal e longitudinal. Este eixo é perpendicular ao
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20
eixo de inclinação e ao de rolamento, está contido em um plano que passa pelo nariz e
a cauda do aparelho e que normalmente divide este em duas partes simétricas). O
movimento que realiza o avião ao redor deste eixo se denomina guinada.
A superfície de comando da guinada é o leme de cauda ou leme de direção. O
controle sobre o leme de direção é realizado mediante os pedais. Para conseguir um
movimento de guinada para a direita, o piloto pressiona o pedal direito, gerando assim
uma deflexão da superfície do leme de direção para a direita. Ao oferecer mais
resistência ao avanço por este lado, o aparelho tende a retardar o movimento de sua
parte direita e avançar a parte esquerda e por tratar-se de uma estrutura rígida o
resultado é um giro à direita sobre o eixo vertical mencionado
Figura 2.4 – Eixos de rotação do avião (Embraer AEW&C)
O movimento em torno do eixo vertical nos helicópteros é realizado pelo rotor de
cauda, enquanto que os outros são realizados pelo rotor principal.
longitudinal
transversal
vertical
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2.2. Configurações de Fuselagem
A fuselagem é a parte fundamental da estrutura da aeronave. É onde estão
alojados os tripulantes passageiros e carga, além de conter os sistemas da aeronave e
eventualmente o trem de pouso e o grupo motopropulsor. Na fuselagem dos aviões
estão fixadas as asas e as empenagens, portanto a fuselagem suporta todos os
esforços de tração, compressão, flexão e torção geradas pelas cargas atuantes nessas
superfícies.
A fuselagem deve promover o maior espaço possível para transporte de carga
paga. Portanto a fuselagem deve apresentar grandes espaços internos em relação ao
seu tamanho e é projetada para atender este requisito de espaço e os requisitos de
missão da aeronave. Fuselagens projetadas para grandes cargas são mostradas na
Figura 2.5 e Figura 2.6
Figura 2.5 – Fuselagem (Airbus A300 – 608ST Beluga)
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Figura 2.6 – Fuselagem (Chinook HC3)
Além da função de carga, a fuselagem deve suportar a instalação de grande parte
dos sistemas da aeronave, instrumentos e em alguns casos os motores, trens de
pouso, armamentos, etc.
A estrutura da fuselagem deve ainda suportar aos esforços de tração gerados pela
pressurização da aeronave.
A fuselagem de estrutura tubular é montada como uma estrutura treliçada de
tubos de liga, que são revestidos com chapas ou telas. A estrutura treliçada deve
suportar todos os esforços produzidos durante o vôo sendo que o revestimento não
contribui para a rigidez da aeronave. O revestimento é chamado de “revestimento
não-trabalhante”.
Este tipo de estrutura é mais barato e de construção mais fácil, porém possui baixa
relação resistência/peso e é utilizada principalmente em pequenas aeronaves
esportivas, utilitários e ultra-leves.
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Figura 2.7 – Estrutura tubular
A estrutura monocoque é utilizada na maioria das aeronaves de pequeno porte e é
classificada como sendo de revestimento trabalhante. Todas as tensões são resistidas
pelas chapas de revestimento. A forma da fuselagem é dada pela presença das
cavernas.
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Figura 2.8 – Avião com estrutura monocoque (Sukhoi Su-29)
Este tipo de construção é mais complicada que a tubular, porém além de possuir
uma boa relação resistência/peso é mais eficiente aerodinamicamente.
A estrutura semi-monocoque é semelhante à monocoque porém a presença de
longarinas aumenta sua resistência.
Figura 2.9 – Avião com estrutura semi-monocoque (North American Mustang P-51)
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2.3. Configurações de Trem de Pouso
2.3.1. Introdução
O trem de pouso tem a função de sustentar a aeronave em solo e possibilitar a
locomoção desta na pista.
(a)
(b)
Figura 2.10 – Trem de pouso: (a) Antonov 225 (b) Airbus A380
2.3.2. Classificação
Os trens de pouso pra operação em solo podem ser classificados em três tipos:
O trem de pouso convencional possui os trens principais localizados a frente do
centro de gravidade do avião e uma pequena roda (bequilha) na parte traseira da
fuselagem.
Os trens de pouso principais são aqueles que suportam a maior parte do peso da
aeronave e o maior esforço do impacto do avião no pouso. A bequilha tem a função de
servir de apoio e promover o controle dimensional sobre o solo. A Figura 2.11 mostra
uma aeronave com trem de pouso convencional.
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Figura 2.11 – Avião com trem de pouso convencional (De Havilland DHC-3T)
O trem de pouso triciclo possui as pernas dos trens principais atrás do CG do avião
e uma perna auxiliar localizado no nariz da aeronave. O trem auxiliar tem as mesmas
funções da bequilha. A Figura 2.12 mostra uma aeronave com trem de pouso tipo
triciclo.
Figura 2.12 – Avião com trem de pouso triciclo (EMB 314 - ALX)
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O trem de pouso biciclo possui uma perna do trem principal atrás e outra a frente
do CG. Esta configuração exige a presença de pequenas pernas nas asas para permitir a
estabilidade lateral da aeronave em solo.
Figura 2.13 – Avião com trem de pouso biciclo (McDonnell Douglas – Harrier AV8)
Para pouso na água podem ser utilizados flutuadores ao invés de rodas como é
demonstrado na Figura 2.14
Figura 2.14 – Avião com flutuadores (Cessna C182 Seaplane)
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Aeronaves anfíbias podem pousar e decolar tanto na água quanto em solo. A
Figura 2.15 mostra um avião anfíbio.
Figura 2.15 – Avião anfíbio (Beriev - Albatross A42 Mermaid)
Para pouso e decolagem na neve os trens são adaptados com esquis, como é
demonstrado na Figura 2.16.
Figura 2.16 – Avião com esquis (Bellanca Citagria 7GCBC)
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Da mesma maneira que os aviões, os helicópteros possuem trem de pouso que
pode ser do tipo triciclo ou esqui.
Figura 2.17 – Helicóptero com trem de pouso triciclo (Agusta Westland AW139)
Figura 2.18 – Helicóptero com trem de pouso de esqui (Helibras AS350 B2 Esquilo)
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Aviões de pequeno porte apresentam trens de pouso fixo, isto é, que permanecem
baixados tanto em solo quanto em vôo. A estrutura mais simples é a de molas.
2.3.3. Tipos
O trem de pouso do tipo fixo é utilizado em aviões de pequeno porte. Nesta
configuração o trem permanece abaixado tanto em solo como em vôo. O
amortecimento do impacto da aeronave no solo pode ser tanto por bolas de aço
quanto por amortecedores de borracha. Embora o amortecimento deste impacto seja
bastante eficiente, a aeronave apresenta tendência a saltar se o pouso não for
realizado com suavidade.
Figura 2.19 – Avião com trem de pouso fixo (Embraer Ipanema)
Os trens do tipo móvel são recolhidos à estrutura da aeronave quando esta está
em vôo. O recolhimento da estrutura do trem de pouso evita o arrasto provocado pelo
fluxo de ar incidente. A desvantagem deste tipo de configuração é o aumento de peso
provocado pela presença do mecanismo de recolhimento.
O trem de pouso retrátil recolhe as pernas na estrutura do avião, porem permite
que as rodas, ou parte delas estejam visíveis.
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Figura 2.20 – Avião com trem de pouso retrátil (Embraer Phenom 300)
O trem de pouso escamoteável recolhe toda a estrutura, não deixando as pernas
ou as rodas à vista. A estrutura fica totalmente isolada do vento relativo, portanto é a
configuração que possui menor arrasto.
Figura 2.21 – Avião com trem de pouso escamoteável (Embraer EMB 120- Brasília)
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2.4. Configurações de Asa
2.4.1. Introdução
As asas são responsáveis pela sustentação da aeronave. A asa possui uma estrutura
cuja seção transversal é um perfil aerodinâmico capaz de gerar a força de sustentação
necessária para vencer o peso da aeronave. Da mesma forma que a fuselagem, a asa
pode ter um revestimento trabalhante ou um revestimento de tecido envernizado
recobrindo uma estrutura interna de madeira ou alumínio.
Na sua estrutura a asa é constituída pelas nervuras, que são os perfis responsáveis
pela forma aerodinâmica da seção da asa, e pelas longarinas, que são responsáveis por
manter as nervuras nas suas respectivas posições ao longo da envergadura e são
responsáveis pela resistência à flexão da asa.
Enquanto nos aviões a asa é considerada fixa, nos helicópteros as pás são
consideradas asas rotativas.
Além da função original de produzir sustentação, nos aviões as asas geralmente
alojam em seu interior os tanques de combustível, instalações elétricas, motores e
trem de pouso. As cargas externas das asas são os armamentos e os tanques externos.
2.4.2. Classificação quanto à posição e número de asas fixas
As asas fixas podem ser classificadas conforme a sua posição em relação à
fuselagem da aeronave como asa baixa, asa média e asa alta. Conforme o
engastamento que apresentam na fuselagem são classificadas como cantilever e semi-
cantilever.
A asa totalmente engastada na fuselagem é a asa tipo cantilever, sem a
necessidade de estruturas externas. Este tipo de engastamento apresenta menor
arrasto, porém necessita de uma estrutura mais rígida, pois precisa absorver
integralmente as forças de flexão da asa.
Se a asa está apoiada na fuselagem com o auxílio de estruturas externas
(montantes), a configuração é chamada de semi-cantilever. A vantagem deste tipo de
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configuração é que os esforços de flexão não são transmitidos à fuselagem
proporcionando uma estrutura mais leve. Porém a presença dos montantes gera mais
arrasto na aeronave.
Na configuração de asa baixa, a asa passa por baixo da fuselagem. É a configuração
mais usual e tem a vantagem de resultar em uma estrutura mais leve.
Figura 2.22 – Avião asa baixa cantilever (Embraer Phenom 300)
Na configuração de asa média, a estrutura da asa atravessa a fuselagem do avião.
Não é uma aplicação aplicável aos modelos para transporte de passageiros porque as
longarinas atravessam o interior da cabine inviabilizando a movimentação de pessoas.
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Figura 2.23 – Avião asa média cantilever (Lockheed P-2H Neptune)
A configuração de asa alta é mais utilizada por aeronaves de transporte de carga. A
asa passando por cima da fuselagem facilita o transporte de carga para o seu interior.
Esse tipo de configuração apresenta maior peso da estrutura da fuselagem.
Figura 2.24 – Avião asa alta cantilever (Antonov 225 - Mryia)
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Figura 2.25 – Avião asa alta semi-cantilever (Cessna 182 Skylane)
Na configuração pára-sol a asa fica posicionada acima da fuselagem. Um montante
une a asa à fuselagem. Essa configuração é bastante utilizada por hidroaviões por
conseguir manter uma grande altura dos motores em relação ao nível de água.
Figura 2.26 – Avião asa pára-sol (Consolidated PBY Catalina)
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36
Se a hélice da aeronave fica muito próxima ao solo, a utilização da configuração
asa de gaivota é uma solução. Os motores são afastados do solo por uma mudança de
diedro na região próxima à raiz da asa.
Figura 2.27 – Avião asa gaivota (North American B-25 Mitchell Barbie III)
A solução asa de gaivota invertida foi criada para o projeto do Vought F4U Corsair
para permitir que as pernas do trem de pouso fossem reduzidas. O Corsair possuía a
maior hélice que já equipou um avião monomotor.
Figura 2.28 – Avião asa gaivota invertida (Vought F4U Corsair)
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A configuração biplana foi largamente utilizada até a década de 30. A estrutura
mais rígida leve, formada pelas asas pelos montantes e cabos (estais) é também
conhecida por estrutura hubanada. A desvantagem desta configuração é a
interferência aerodinâmica entre as asas.
A utilização de duas asas permite a construção de aeronaves com envergadura
menor, onde a sustentação é dividida entre as duas asas e a taxa de rotação em torno
do eixo longitudinal é melhorada. Por essas razões, aeronaves acrobáticas como o
Christen Eagle e o Pitts utilizam essa configuração.
Quando a asa superior é posicionada mais a frente que a asa inferior diz-se que o
stagger é positivo. Se a asa superior está mais recuada o stagger é negativo.
Se o ângulo de incidência da asa superior é maior que o da asa inferior então se diz
que a aeronave possui decalagem positiva. Se o ângulo de incidência da asa superior é
menor que o da asa inferior então se diz que a decalagem é negativa.
Figura 2.29 – Avião asa biplana (Christen Eagle)
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38
Aeronaves com três asas (triplanos) também foram utilizadas no início do século
XX. Os modelos mais famosos a utilizar essa configuração foram o Fokker DR.I, avião
operado pelo Barão Vermelho (Manfred Von Richthofen), e o Sopwith Camel, avião
que o abateu.
(a)
(b)
Figura 2.30 – Avião asa triplana Fokker Dr.I (a) Sopwith Camel (b)
2.4.3. Classificação quanto ao formato de asas fixas
Para minimizar o arrasto induzido, a distribuição de sustentação na asa deve ser
ajustada de maneira que seja elíptica. A solução de asa elíptica foi utilizada com
grande sucesso no projeto do caça Spitfire, durante a 2ª Guerra Mundial.
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39
Figura 2.31 – Avião asa elíptica (Supermarine Spitfire)
A construção de asas elípticas possui alta complexidade e custo elevado. A
construção de asa retangular é mais simples e mais barata. Por esse motivo é a mais
utilizada em aviação geral.
Figura 2.32 – Avião asa retangular (Fairchild AU23A Peacemaker)
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Apesar das vantagens na construção da asa retangular, a distribuição de
sustentação se afasta bastante da elíptica. Uma solução intermediária é conseguida
pela construção de uma asa no formato trapezoidal.
Figura 2.33 – Avião asa trapezoidal (Embraer EMB 312 – Tucano)
A utilização de enflechamento nas asas é reduzir os efeitos de compressibilidade
em altas velocidades subsônica.
Figura 2.34 – Avião com enflechamento positivo (Mikoyan-Gurevich MiG-15)
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Figura 2.35 – Avião com enflechamento negativo (Grumman X-29)
Figura 2.36 – Avião com enflechamento variável (Grumman F-14 Tomcat)
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Figura 2.37 – Avião com asa em delta (Avro Vulcan)
O ângulo de diedro é implementado para ajustar a estabilidade latero-direcional da
aeronave.
Figura 2.38 – Avião com asa em diedro positivo (North American P51 Mustang)
Os efeitos da utilização de enflechamento e diedro serão estudados na seção
detalhada sobre asas.
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43
Figura 2.39 – Avião com asa em diedro negativo (McDonnell Douglas – Harrier AV8)
2.4.4. Configurações de rotores de aeronaves de asas Rotativas
Os helicópteros são classificados pelas suas configurações em cinco tipos.
O rotor simples ou convencional tem a vantagem de ser relativamente simples.
Seus componentes principais são: rotor principal, sistema de controles, sistema de
acionamento, comandos e rotor de cauda. O acionamento do rotor de cauda consome
em torno de 8% a 10% da potência do motor em vôo pairado e de 3% a 4% no vôo a
frente. A simplicidade da configuração e a economia em peso são as maiores
vantagens. A desvantagem é o perigo de acidente com o rotor de cauda.
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Figura 2.40 – Helicóptero com rotor convencional (Robinson R66)
A vantagem do helicóptero de rotores lado a lado é que o efeito de deslocamento
lateral dos rotores gera redução da potência necessária para produzir sustentação e
deslocamento à frente. Além de ser mais complexa, esta configuração possui maior
peso e maior arrasto.
Figura 2.41 – Helicóptero com rotores laterais (Kaman HH43-Huskie)
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Nos aparelhos que utilizam rotores contra-rotativos e coaxiais o torque na
fuselagem é anulado pelo giro contrário entre os dois rotores. Os rotores não precisam
ter o mesmo diâmetro e nem a mesma velocidade, porém devem produzir o mesmo
torque.
As desvantagens desta configuração são: cabeças dos rotores e controles mais
complexos e peso significantemente maior dos componentes.
Figura 2.42 – Helicóptero com rotor contra-rotativo (Kamov KA50)
O rotor a jato seria a solução mais simples para o problema de geração de torque
na fuselagem.
Não possui unidade anti-torque e as pás são acionadas por jatos instalados em suas
pontas. A grande vantagem é a simplicidade, porém possui alto consumo específico de
combustível em relação às configurações tradicionais além do fato de depender do
desenvolvimento de motores a jato específicos para essa utilização.
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Figura 2.43 – Helicóptero com jatos na ponta do rotor (McDonnell XH-20)
A principal vantagem da configuração de rotores em tandem é a possibilidade de se ter
uma grande área disponível para a fuselagem, aliada a uma grande possibilidade de variação
do posicionamento do centro de gravidade do aparelho. A carga pode ser distribuída no
aparelho entre os dois rotores.
As desvantagens são: complexidade do sistema e baixa eficiência de sustentação no vôo a
frente.
Os rotores trabalham de maneira independente e esta configuração permite variações
entre os diâmetros dos rotores.
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Figura 2.44 – Helicóptero com rotores em tandem (Boeing CH-46 Sea Knight)
O Tiltrotor Osprey V22 é uma configuração projetada para combinar as
funcionalidades de um helicóptero e de um avião turbopropelido.
Figura 2.45 – Tiltrotor (Osprey V22)
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2.5. Configurações de Cauda
2.5.1. Introdução
A cauda é constituída por duas superfícies aerodinâmicas menores que as asas
conhecidas como empenagens. A empenagem vertical é constituída pela deriva (parte
fixa) e pelo leme de direção (parte móvel). A empenagem horizontal é formada pelo
estabilizador (parte fixa) e profundor (parte móvel).
As empenagens têm a função de ajuste, estabilização e controle. Nos aviões os
movimentos de arfagem e guinada são comandados pelas empenagens.
Nos helicópteros a cauda comanda o movimento em torno do eixo vertical.
2.5.2. Configurações entre Asa e Empenagem
A configuração convencional é utilizada pela grande maioria das aeronaves em
operação. Neste tipo de configuração a asa é posicionada à frente das empenagens.
Uma configuração diferente, que mostra uma pequena superfície à frente da asa
principal que é denominada canard. Essa superfície pode ser utilizada tanto para
controle de arfagem quanto para geração de sustentação.
Figura 2.46 – Configuração com Canard de controle (VariEze)
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49
Na configuração de três asas um carnard de sustentação é adicionado para gerar
auxiliar a asa principal, porém mantendo-se a cauda tradicional.
Figura 2.47 – Configuração Três Asas (Piaggio Avanti P180)
Aumentando-se a envergadura do canard de maneira que a sustentação gerada
por essa superfície seja praticamente igual à gerada pela asa principal tem-se a
configuração em tandem.
Figura 2.48 – Configuração Tandem (Scaled Composites Proteus)
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50
Uma solução para reduzir tanto o peso quanto o arrasto é a retirada total da
empenagem vertical. A eliminação da deriva resulta na configuração asa voadora.
Figura 2.49 – Configuração Asa Voadora (Northrop-Crumman B2 Spirit)
2.5.3. Tipos de Cauda em Aeronaves de Asa Fixa
Cauda Convencional. É utilizada na grande maioria dos projetos de aeronave.
Nesta configuração a empenagem horizontal é localizada na base da deriva. Como a
deriva na suporta o peso do estabilizador, a estrutura desta configuração é mais leve.
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51
Figura 2.50 – Cauda Convencional (AirBus A340)
Cauda em T. Também largamente utilizada é mais pesada que a convencional
devido à necessidade de se reforçar a empenagem vertical. Tem as vantagens de ter
leme direcional mais eficiente e de permitir a instalação de propulsores na sua parte
inferior. Por possuir um efeito semelhante ao do endplate na ponta da asa que a
empenagem vertical seja menor. Mesmo com a redução do tamanho da deriva, esta
estrutura ainda é mais pesada que a convencional.
Figura 2.51 – Cauda em T (Embraer Legacy 650)
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52
Cauda Cruciforme. É uma configuração intermediária entre as duas primeiras.
Como a Cauda em T também permite a instalação de propulsores na sua parte inferior
e evitam interferências dos gases de exaustão na empenagem horizontal. Têm a
vantagem de permitir um menor aumento de peso. Não possui o mesmo efeito de
endplate que a anterior.
Figura 2.52 – Cauda Cruciforme (Grumman P16 Tracker)
Cauda em V. Nesta configuração as superfícies das empenagens são combinadas
em apenas duas superfícies em forma de um “V”. A fusão entre as palavras rudder
(leme) e elevator (profundor) as empenagens dessa configuração são chamadas de
ruddervators. Há redução no arrasto da aeronave, porém exige um sistema de
comandos mais complexo.
Figura 2.53 – Cauda em T (Aérospatiale Fouga Magister)
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53
Cauda em Y. É bastante parecida com a Cauda em V e têm o ângulo de diedro
reduzido. A terceira superfície contém o Leme enquanto o V só possuem controle de
arfagem . Este arranjo evita a complexidade dos Ruddervators enquanto reduzem o
arrasto induzido em relação à Convencional. Também já foram utilizados Y Invertidos
com a finalidade de tirar a superfície horizontal do rastro das asas em altos ângulos de
ataque.
Figura 2.54 – Cauda em Y (NASA Ikhana)
Figura 2.55 – Cauda em Y Invertido (McDonell Douglas F-4 Phantom)
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Cauda em V Invertido. A Cauda em V Invertido evita o problema de Rolagem-
Glissagem negativa e ainda cria uma Rolagem- Glissagem positiva. O V invertido ainda
reduz tendências de parafuso, porem cria dificuldades de pouso.
Figura 2.56 – Cauda em V invertido (NASA Predator)
Cauda em H. Usada para posicionar as empenagens verticais em uma área de
menor distúrbio do fluxo de ar em altos ângulos de ataque ou para manter os lemes na
direção do fluxo em aviões multimotores para aumentar o controle com motores
desligados. É mais pesado que a convencional, mas também possui efeito de endplate,
permitindo uma menor área da empenagem horizontal. Outra vantagem é que o
tamanho da empenagem vertical é dividido entre as duas derivas posicionadas nas
extremidades do estabilizador, reduzindo-se a altura da aeronave.
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55
Figura 2.57 – Cauda em H (Fairchild A10 Thunderbolt)
Cauda Dupla. Podem manter os Lemes fora da linha de centro do avião, que
eventualmente poderiam estar anulados pela Asa ou pela Fuselagem frontal em altos
ângulos de ataque. Também são utilizadas para reduzir o peso em relação à
Convencional. Apesar de reduzir a área se mostram mais efetivas;
Figura 2.58 – Cauda Dupla (Grumman F-14 TomCat)
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56
Cauda Tripla. Usada para diminuir o peso da cauda e para permitir que certos
aviões caibam em hangares existentes;
Figura 2.59 – Cauda Tripla (Lockheed Constellation)
A cauda bifurcada é formada por duas lanças unidas pela empenagem horizontal.
Figura 2.60 – Configuração Cauda Bifurcada (Lockheed P38- Lightning)
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Cauda em Anel. Inicialmente projetada para atender todas as contribuições das
outras Caudas com um aerofólio em forma de anel. Conceitualmente aprovada
mostrou-se ineficiente em condições práticas.
Figura 2.61 – Cauda em Anel (Miller JM-2)
2.5.4. Tipos de Cauda em Aeronaves de Asa Rotativa
A cauda convencional é constituída pelo cone de cauda e pelo rotor de cauda. além
de contribuir com o aumento do ruído esse tipo de configuração apresenta riscos de
acidente pois o rotor de cauda não é protegido.
Figura 2.62 – Cauda Convencional (Bell 204)
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Na configuração fenestron ou fantail o rotor de cauda é enclausurado em uma
carenagem. Esta configuração permite redução de ruído e diminui o risco de acidentes.
Figura 2.63 – Cauda Fenestron (Eurocopter HH-65 Dolphin)
NOTAR é a o acrônimo para no tail rotor. Essa configuração usa tanto o fluxo de ar
das pás quanto um fluxo criado por um ventilador no cone de cauda para poder
estabilizar anular o torque na fuselagem.
Figura 2.64 – Cauda NOTAR (MD250)
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2.6. Configurações de Motores
2.6.1. Introdução
Os motores são utilizados para gerar a força de propulsão da aeronave.
2.6.2. Classificação Quanto ao Tipo de Motor
Nas décadas de grande uso dos motores a pistão para propulsão aeronáutica,
basicamente dois conceitos se sobressaiam, os motores com cilindros dispostos em V e
os motores radiais. Como exemplo de motor em V podemos citar o Allison V-1710 com
1250 hp (Figura 1.4), utilizado nas aeronaves P-39 Airacobra durante a segunda guerra
mundial. Nesse tipo de motor a refrigeração é por circulação de líquido exigindo
pesados radiadores, mas com a vantagem de acomodar vários cilindros em linha.
Outra vantagem é a possibilidade de colocação do motor atrás da cabina do piloto,
liberando a parte frontal da aeronave militar para armamentos.
(a)
(b)
Figura 2.65 – Motor a Pistão em V North American Mustang P-51(a) e radial Vough
F4U Corsair.
Nos motores turbojato o excesso de pressão na saída da turbina é encaminhado ao
bocal de exaustão onde ganha energia cinética produzindo tração. É uma turbina a gás
na qual não há excesso de potência no eixo da turbina. A potência no eixo da turbina é
somente aquela necessária para acionar o compressor e vencer os atritos internos da
Teoria de Vôo – Introdução às Aeronaves Especialização em Engenharia Aeronáutica - 2013 Prof. Ramón Silva
60
máquina. A energia disponível nos gases de exaustão é então convertida em energia
cinética do jato.
Figura 2.66 – Turbojato (Aerospatiale BAC Concorde)
O motor turbofan é utilizado pela maioria das aeronaves comerciais. Possui um
conjunto de pás envolvidas por uma carenagem, conhecido como fan, na região
posterior ao compressor. Grande parte do fluxo de ar é desviada da entrada do
compressor e direcionada para a parte externa do motor. Esse mecanismo gera maior
tração a baixas rotações, além de contribuir para a redução de ruído.
Figura 2.67 – Turbofan (Embraer Lineage 1000)
Os motores turbohélice são utilizados em aeronaves de pequeno porte e,
comparados aos turbojatos, possuem melhor eficiência de propulsão em velocidades
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inferiores a 500 nós (926 km/h). Assim como o turbojato e o turbofan, consiste de uma
turbina a gás, porém há uma caixa de redução de velocidade na ponta do eixo que
aciona uma hélice.
Figura 2.68 – Turbohélice (Pilatus PC6)
O Ramjet é um motor aerotérmico de reação direta e sem peças móveis. Seu
funcionamento é continuo, sendo baseado no efeito de pressão dinâmica (ram effect)
para aumentar a pressão do ar. É basicamente um duto com um difusor na sua
entrada, uma câmara de combustão na região central e uma tubeira na saída.
Figura 2.69 – Ramjet (Lockheed SR 71 - Blackbird)
Os motores prop-fan foram pesquisados na década de oitenta como uma solução
para o problema da crise do petróleo. É um turbofan modificado, onde o fan não é
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carenado. Também são conhecidos como motores de ultra-high by-pass. Pretende-se
que tenham desempenho de turbofan com consumo de turbo-hélice
Figura 2.70 – prop-fan (Antonov AN-70)
2.6.3. Classificação Quanto ao Número de Motores
Os aviões monomotores possuem apenas um motor e são utilizadas em aviação
geral, instrução e competições. Não são permitidos vôos comerciais com aviões
monomotores são geralmente impelidos por hélices, com motor dianteiro, sendo que
os monomotores que utilizam motores a reação são geralmente aeronaves de
combate e possuem seus motores localizados na parte traseira da aeronave.
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Figura 2.71 – Monomotor a pistão (Cessna 162 Skycatcher)
Os aviões com dois motores, bimotores, são os mais utilizados na aviação
comercial. Nas aeronaves a hélice os motores estão normalmente localizados na asa.
As aeronaves a reação normalmente têm os motores localizados sob a asa ou na
fuselagem traseira.
Os motores suspensos sob as asas têm a vantagem de facilitar o acesso de
manutenção e o peso do motor ainda contrabalança a força de sustentação na asa,
reduzindo a necessidade de reforços estruturais na raiz da asa. Porém esse tipo de
localização facilita a entrada de detritos presentes na pista e influenciam o
escoamento do ar sobre as asas.
Os motores fixos à fuselagem traseira têm a vantagem de permitir que a asa tenha
grande limpeza aerodinâmica e produzir menor ruído na cabine dos passageiros.
Entre as desvantagens desta configuração estão os reforços necessários nas raízes
das asas e na fuselagem traseira. Esta configuração ainda requer a utilização de caudas
em “T”, carregando para a aeronave as desvantagens inerentes a essa configuração de
cauda.
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Aeronaves bimotoras de uso militar têm seus motores localizados internamente na
parte traseira da fuselagem.
Figura 2.72 – Turbojato Bi-Motor (Northrop F-5 Tiger)
A necessidade de tração para grandes aeronaves como o Boeing 727, McDonnell-
Douglas DC-3 e MD-11 entre outras, não poderia ser suprida por apenas dois motores
à época de projeto. A solução foi a utilização de três motores, criando-se a
configuração trimotor.
Figura 2.73 – Turbojato tri-motor (McDonnell Douglas MD-11)
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Os aviões quadrimotores são utilizados normalmente para transporte comercial de
grande porte e aviões de carga.
Normalmente os motores são instalados sob as asas, sendo que em aeronaves
mais antigas utilizassem pares de motores fixos na fuselagem traseira.
Figura 2.74 – Turbofan quadrimotor (Boeing 747)
O bombardeiro B-52 Stratofortress possui quatro pares de motores Pratt &
Whitney e pertence à categoria de aviões multimotores.
Figura 2.75 – Aeronave com oito motores turbojato. (Boeing B-52 Stratofortress)
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Referências
Andrade, D. Fundamentos da Engenharia Aeronáutica. Notas de aula.
Homero, Souza (1991) Fundamentos de Aeronáutica, Embraer, 287p, São José dos
Campos, 1991.
Joffily, K. Aerodinâmica do Helicóptero, Teoria de Vôo e Conhecimentos Técnicos.
(2000). Curitiba.
Menezes, Luiz Pradines de (2004), Fundamentos da Teoria de Voo, Edições
Inteligentes, São Paulo.
Raymer., D. P., Aircraft Design: A conceptual Approach, AIAA Educations Series,
1991.
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66
Capítulo 03 - Motores
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3. Motores Aeronáuticos
3.1. Propulsão
Uma vez que a sustentação vence o peso da aeronave e depende da velocidade
relativa da superfície de sustentação no meio, a força de propulsão deve vencer a força
de arrasto da aeronave para que a aeronave possa manter sua velocidade e altitude.
A tração é criada pelo grupo motopropulsor, o qual pode ser constituído por um
motor a pistão ou uma turbina, que pode acionar uma hélice, um fan, um rotor e até
mesmo gerar tração pela energia contida no fluxo de saída do escapamento.
Neste capítulo os sistemas de propulsão serão abordados de forma introdutória.
3.2. Ação e reação
A propulsão da aeronave é baseada na terceira lei de Newton. A terceira lei diz que
para toda ação há uma reação de mesma intensidade e direção porém em sentido
oposto ao da força exercida.
O sistema propulsivo da aeronave exerce uma força sobre o ar e
consequentemente recebe a força de reação do meio gerando empuxo.
Quantitativamente, o empuxo é igual à taxa temporal de mudança da quantidade
de movimento do fluido.
3.3. Motores a Pistão
A primeira forma de propulsão aeronáutica foi o motor a pistão. O auge da
utilização dos motores a pistão foi na época da segunda guerra, no entanto com o
surgimento dos motores a jato a utilização dos motores a pistão perdeu espaço tanto
na aviação civil quanto na militar. Hoje sua aplicação é restrita às aeronaves de
pequeno porte e agrícolas.
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Também conhecido como motor alternativo, por causa do tipo de movimento do
pistão, esse tipo de motor é muito parecido com os motores automotivos, inclusive em
relação ao princípio de funcionamento.
Embora já se tenham sido utilizados motores alternativos com ciclo de dois tempos
e ciclo Diesel, o ciclo Otto de quatro tempos é o mais utilizado atualmente. O ciclo tem
esse nome em homenagem ao seu inventor, Nicolaus August Otto, e compreende as
seguintes fases:
a) Admissão: o pistão desce do ponto morto superior (PMS) em direção ao
ponto morto inferior (PMI) aspirando o ar misturado com o combustível
pulverizado através da válvula de admissão;
b) Compressão: o pistão sobe do PMI em direção ao PMS comprimindo a
mistura. Ao atingir o PMS a vela ignita a mistura;
c) Expansão: a expansão dos gases quentes gerados pela combustão da mistura
empurra o pistão em direção ao PMI realizando trabalho.
d) Exaustão: o pistão retorna ao PMS liberando os gases queimados através da
válvula de escape.
A Figura 1.1 mostra as fases do ciclo de quatro tempos de um motor a pistão.
Figura 3.1 – Fases do motor quatro tempos.
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69
Em um motor dois tempos, a conversão de energia ocorre em duas fases. A
primeira fase é a de admissão/compressão/exaustão e a segunda é a fase de
potência.
Estes motores freqüentemente não possuem válvulas propriamente ditas, têm
duas janelas na parede da câmara de combustão, para comunica-la com o exterior e o
cárter:
A janela de admissão, por onde vai ser introduzida a mistura gasosa formada
pelo ar e pelo combustível.
A janela de transferência entre o cilindro e o cárter
A janela de escape, colocada na parte superior do cilindro e que faz a
comunicação deste com o exterior, permitindo a saída dos gases queimados
provenientes da combustão;
O funcionamento ocorre conforme a seguinte sequência:
Fase de admissão/compressão/exaustão (movimento do PMI ao PMS):
a) o pistão obstrui as janelas e comprime a mistura na parte superior.
b) A pressão no carter diminui, forçando a admissão de ar atmosférico
c) ignição.
Fase de potência (do PMS ao PMI):
a) A expansão dos gases empurra o pistão em direção ao PMI realizando
trabalho.
b) O pistão libera a janela de escape
c) Próximo ao PMI o pistão libera a janela de transferência
d) O movimento do pistão pressuriza o carter forçando a passagem de mistura
para a parte superior.
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70
e) A nova mistura expulsa os gases de combusão.
Como o motor dois tempos realiza trabalho a cada volta, teóricamente a potência
deveria ser o dobro da potência gerada por um motor quatro tempos de
caracteristicas semelhantes. Porém há ineficiência na troca de gases, os gases de
exaustão misturam-se à mistura de admissão podendo acontecer as seguintes
situações:
Gases queimados não são totalmente exauridos, permanecendo na câmara
na fase de ignição.
Mistura de admissão escapa para a atmosfera sem queimar.
Devido a essas características de ineficiência e emissões, o uso de motores na
aviação dois tempos ficou muito restrito
A Figura 3.2 mostra a construção e o funcionamento do motor dois tempos.
Figura 3.2 – Motor dois tempos
Nas décadas de grande uso dos motores a pistão para propulsão aeronáutica,
basicamente dois conceitos se sobressaiam, os motores com cilindros dispostos em V e
os motores radiais.
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71
Os motores em linha possuem uma área frontal pequena, porém possuem uma
relação peso/potência bastante alta. Nos motores refrigerados a ar ocorre uma
deficiência no arrefecimento dos cilindros traseiros, portanto essa configuração fica
normalmente limitada a quatro ou seis cilindros. O motor Ranger de seis cilindros
invertidos utilizado pelo Fairchild PT-19 é mostrado na Figura 3.3
(a) (b)
Figura 3.3 – Motor Ranger L-440 (a) seis cilindros invertidos, refrigerado ar usado
no Fairchild PT-19 (b)
Uma solução encontrada para manter uma pequena área frontal em motores de
maior potência, suprindo a deficiência no arrefecimento e encurtando o motor, foi o
desenvolvimento de motores com disposição em V.
A Figura 3.4 mostra o motor RR Merlin V-12 e sua montagem no bimotor
Mosquito.
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72
(a) (b)
Figura 3.4 – Motor Rolls-Royce Merlin V-12 (a) de Havilland D.H.98 Mosquito (b)
O desenvolvimento contínuo no projeto dos motores a pistão levou ao tipo mais
utilizado atualmente em aviação geral: a disposição em cilindros contrapostos.
Estes motores sempre possuem número par de cilindros, sendo que a maioria é
refrigerada a ar e montado na posição horizontal. São motores compactos de pequena
área frontal e comprimento, possuindo uma baixa razão peso-potência. Por serem
compactos esses motores ainda permitem uma instalação mais "limpa" na aeronave,
minimizando o arrasto aerodinâmico.
Os motores com configuração de cilindros contrapostos são chamados de “flat six”
ou “flat four” conforme o número de cilindros. A Figura 3.5 mostra o motor Lycoming
“flat six”.
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73
Figura 3.5 – Motor de cilindros opostos horizontalmente Lycoming O-540-J3A5D
Os motores radiais foram largamente utilizados durante a Segunda Guerra, e ainda
há alguns em serviço nos dias de hoje.
Nos motores radiais os cilindros são arranjados radialmente em torno do eixo de
manivelas. Após a segunda guerra, a maioria das aeronaves de transporte e militar era
propulsionada por motores de desse tipo.
A grande vantagem foi a facilidade de refrigeração, pois era feita pela passagem de
ar em torno dos cilindros, já que o motor era posicionado na parte frontal da
aeronave. Para facilitar a transferência de calor aletas eram posicionadas em torno do
cilindro. Outra vantagem é a baixa relação peso/potência. A Figura 3.6 mostra o motor
P&W R-2800 utilizado e o P-47D Thuderbolt.
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74
(a) (b)
Figura 3.6 – Motor radial Pratt & Whitney R-2800 (a) utilizada pela aeronave Republic P-47D Thunderbolt (b)
O motor rotativo é um tipo primitivo do motor de combustão interna, geralmente
concebido com um número ímpar de cilindros por fileira em uma configuração radial.
O eixo de manivela permanece estacionário e o bloco do motor gira em volta desse
virabrequim.
Este tipo de motor foi amplamente utilizado como uma alternativa aos
convencionais motores em linha ou em V durante a I Guerra Mundial.
Eles foram descritos como "uma solução muito eficiente para os problemas de
potência, peso e confiabilidade".
Ao início dos anos 1920, no entanto, as limitações inerentes a este tipo de motor o
tinha tornado obsoleto.
A inércia da rotação do motor também tinha uma significativa precessão
giroscópica: dependendo do tipo de aeronave, este efeito giroscópico gerava
problemas de estabilidade produzido e controle, especialmente para os pilotos
inexperientes.
Outro fator que contribui para o desaparecimento do motor rotativo foi a
utilização ineficiente de combustível e óleo lubrificante causada em parte pela
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75
necessidade de mistura da combustível / ar a ser aspirado por meio de eixo de
manivela oco e cárter.
O motor rotativo opera pelo ciclo Otto e possui as seguintes características:
Funcionamento suave: rotativos entregam a potência de maneira bastante suave
ao seu ponto de fixação. Não há movimento alternativo nas peças e a grande massa
rotativa do bloco funcionava como um grande eixo de inércia.
Redução de peso: muitos motores convencionais necessitavam de grandes
volantes de inércia para reduzir a vibração do conjunto. A vantagem de se utilizar o
bloco do motor como volante de inércia resultava em um ganho significante na razão
de potência/peso.
Arrefecimento melhorado: o fluxo de ar gerado pela rotação do bloco melhorava a
refrigeração do motor.
A maioria dos motores rotativos, assim como os motores radiais, possuía um
número ímpar de cilindro (normalmente 7 ou 9). Motores rotativos com número par
de cilindros, normalmente possuíam duas linhas de cilindros. A Figura 3.7 mostra um
motor rotativo e sua aplicação. A Figura 3.7 mostra o Nieuport 28C.1 e o motor
rotativo Gnome.
(a) (b)
Figura 3.7 – Motor rotativo Gnome (a) Nieuport 28C.1. (b)
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76
3.4. Motores a Reação
Os primeiros motores a jato foram desenvolvidos pouco antes ou nos primórdios
da Segunda Guerra Mundial. Hans von Ohain desenvolveu na Alemanha a primeira
turbina aeronáutica, equipando uma aeronave Heinkel He 178, e voando com sucesso
em 27 de agosto de 1939. O combustível utilizado foi gasolina devido ao seu conhecido
desempenho em motores a pistão.
Trabalhando independentemente de von Ohain, na Inglaterra, Frank Whittle
equipou uma aeronave Gloster Meteor E28/39 (NASM, 2006). Whittle usou querosene
de iluminação como combustível devido à escassez de gasolina provocada pela guerra.
O projeto tornou-se o predecessor dos atuais motores utilizados hoje, nos quais o
querosene é o combustível mais utilizado para impulsionar frotas tanto comerciais
como militares.
Nos os motores a reação ocorre a mesma sequência de fases como de um motor
convencional, porém de maneira contínua. Os quatro tempos necessários para gerar
potência em um motor alternativo ocorrem ao mesmo tempo seguindo o fluxo de ar.
Uma analogia entre o motor alternativo e a turbina a gás é mostrada na Figura 3.8.
Figura 3.8 – Analogia entre motor alternativo e turbina a gás
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77
Modelando o motor aeronáutico pelo princípio do ciclo Brayton aberto, o ar entra
no compressor, onde a pressão é aumentada, dirige-se ao combustor, onde é
misturado com o combustível e ignitado e, finalmente, é expandido e realiza trabalho
na turbina, sendo os gases retornados ao meio. O empuxo é provocado pelos gases
acelerados.O compressor e a turbina são ligados pelo mesmo eixo; portanto, o
trabalho realizado na turbina é o mesmo recebido pelo compressor. A Figura 3.9
mostra o esquema de um motor turbojato.
Figura 3.9 – Turbojato esquemático
Os turbojatos são limitados em durabilidade e autonomia. Outra desvantagem é a
lentidão de resposta à aceleração em velocidades mais lentas no compressor.
(a) (b)
Figura 3.10 – Motor turbojato Rolls-Royce Olympus (a) que equipa o BAC Concorde (b)
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78
O motor turbo-hélice, comumente conhecido como turboprop, é uma turbina que
através de uma caixa de redução aciona uma hélice. Os gases de exaustão acionam
uma turbina de potência conectada ao eixo que aciona a caixa de engrenagens.
A presença da caixa de redução é necessária, pois o desempenho ótimo da hélice
acontece em uma rotação muito inferior à rotação de operação do gerador de gases.
Os turboprops são uma solução de compromisso entre os turbojatos e os motores
alternativos. São mais eficientes em velocidades entre 250 e 400 knots em altitudes
entre 18000 e 30000 ft. Normalmente têm seu menor consumo específico em uma
altitude de 25000 ft. A Figura 3.11mostra o esquema de um motor turbo-hélice.
Figura 3.11 – Turbo-hélice esquemático
A aeronave Embraer EMB 314 é um avião turboprop acionado por um motor PW
PT6A demonstrado na Figura 3.12.
(a) (b)
Figura 3.12 – Turboprop Pratt&Wittney PT6A (a) que equipa o Embraer EMB 314 Super Tucano (b)
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79
O motor turbofan foi desenvolvido para combinar as melhores características dos
motores turbojato e turboprop.
São projetados para criar um empuxo adicional, desviando parte do ar em um fluxo
secundário que passa pelo exterior da câmara de combustão.
Parte do ar é canalizada, passando por fora da câmara de combustão, refrigerando-
a e sendo aquecido. Esse ar é desviado (by-pass) para o escapamento misturando-se
aos gases que escapam do motor.
O ar de "by-pass" do turbofan aumenta a tração, arrefece o motor e ajuda a
diminuir as emissões de ruído na exaustão. Proporciona velocidades de cruzeiro
próximas ao turbojato com menor consumo de combustível.
A razão de "by-pass" do motor é a razão entre o fluxo de ar que passa pelo fan e o
fluxo de ar que passa pelo motor.
Construtivamente o motor turbofan é basicamente igual ao motor turbojato,
porém acrescido de um "fan" (constituído de um ou mais discos). Os " fans” podem ser
instalados tanto à frente como atrás do motor, O "fan" é movido por uma segunda
turbina (ou conjunto de turbinas), localizada atrás da turbina primária, que aciona o
compressor principal.
A presença dos fans permite o deslocamento de uma maior massa de ar a uma
menor rotação. A Figura 3.13 mostra o esquema de um motor turbofan.
Teoria de Vôo – Motores Especialização em Engenharia Aeronáutica - 2013 Prof. Ramón Silva
80
Figura 3.13 – Turbofan esquemático
A aeronave Airbus A380 é impulsionada por quatro motores turbofan RR Trent 900
posicionados sob as asas conforme ilustra a Figura 3.14.
(a) (b)
Figura 3.14 – Turbofan Rolls-Royce Trent 900 (a) que equipa o Airbus A380 (b)
O motor ramjet também conhecido como estato-jato é o modelo mais simples de
motor. É um duto com uma entrada de ar divergente e um bocal de escape
convergente ou convergente-divergente conforme é mostrado na Figura 3.15.
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81
Figura 3.15 - Esquemático Ramjet
O ar que entra a grande velocidade é desacelerado devido à forma divergente da
entrada de ar e tem sua pressão estática aumentada. O combustível é injetado no ar
comprimido e a mistura é ignitada. A expansão dos gases de combustão no bocal de
escape gera uma aceleração do fluxo resultando em tração. A Figura 3.16 mostra o
motor híbrido turbojato-ramjet da aeronave Blackbird SR-71.
(a) (b)
Figura 3.16 - Pratt & Whitney J58 (a) que equipa o Lockheed SR 71 Blackbird (b)
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82
O turboeixo consiste de uma turbina que aciona um eixo que gira um dispositivo
que não seja uma hélice. A diferença entre o turboeixo e o turbojato é que no
primeiro, a maior parte da energia gerada pela expansão dos gases é usada para
acionar a turbina e não para gerar empuxo.
A maioria dos helicópteros usa um motor turboeixo como mostra o esquema da
Figura 3.17. Essa configuração é utilizada também como APU's (Auxiliary Power Units)
em aviões comerciais.
Figura 3.17 – Turboeixo esquemático
3.5. Motores Experimentais
Embora a hélice possua uma eficiência propulsiva maior que a do turbofan, sua
velocidade de operação é relativamente baixa. Ao se procurar uma solução que
atendesse os requisitos de eficiência de propulsão e alta velocidade, foram
desenvolvidos, na década de oitenta os motores propfan. Essa configuração também é
conhecida como “unducted fan” e fan de ultra-alto-by-pass é constituída de hélices
de alto desempenho, acopladas à parte traseira de uma turbina conforme é
demonstrado na Figura 3.18.
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Figura 3.18 – Propfan esquemático
A Figura 3.19 mostra o motor propfan GE36 equipando uma aeronave MD81.
(a) (b)
Figura 3.19 – Propfan GE36 (a) que equipa o McDonnell-Douglas MD81 (b)
O motor Wankel é um tipo de motor de combustão interna que, ao invés de
pistões e bielas, utiliza um dispositivo rotativo excêntrico para converter pressão em
movimento. Esse tipo de motor realiza o ciclo de quatro temos em uma câmara
“triangular”. É um motor compacto e leve (aproximadamente a metade do peso de um
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motor alternativo de mesma potência) que entrega potência de maneira suave a altas
rotações.
Atualmente são bastante populares em aeronaves experimentais. São utilizados
motores automotivos, na faixa de 100 a 300 hp, como o Mazda 12A e 13B, convertidos
para utilização aeronáutica. A Figura 3.20 mostra uma analogia entre os motores
Wankel e alternativo de quatro tempos.
Figura 3.20 – Analogia entre o motor Wankel e o motor alternativo quatro tempos.
A Figura 3.21 mostra um motor Mazda 12A e sua montagem em uma aeronave
Lancair.
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(a) (b)
Figura 3.21 – Motor Wankel Mazda 12A (a) e montado em uma aeronave Lancair (b)
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Referências
FAA, Pilots Handbook of Aeronautical Knowledge,2008.
Homero, Souza (1991) Fundamentos de Aeronáutica, Embraer, 287p, São José dos
Campos, 1991.
Lacava, P.T., PRP-20 Propulsão Aeronáutica, ITA, notas de aula.
Menezes, Luiz Pradines de (2004), Fundamentos da Teoria de Vôo, Edições
Inteligentes, São Paulo.
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Capítulo 04 - Aerodinâmica
Teoria de Vôo – Introdução a Aerodinâmica Especialização em Engenharia Aeronáutica - 2013 Prof. Ramón Silva
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4. Aerodinâmica
4.1. Introdução
A palavra “aerodinâmica” é a junção das palavras de origem grega “aero” (ar) e
“dinâmica” (movimento). É a parte da mecânica dos fluídos que trata do estudo dos
fluidos gasosos em movimento.
A aerodinâmica estuda tanto as perturbações ocasionadas no meio gasoso pela
passagem de um sólido, quanto o comportamento do sólido sob a influência das
reações desse meio.
Um objeto com formato aerodinâmico desloca-se através do ar causando o mínimo
de turbilhonamento e resistência ao avanço. Uma superfície que apresenta essas
características e conhecida como superfície aerodinâmica.
Uma superfície aerodinâmica pode reduzir a resistência ao avanço em
aproximadamente 85% se comparada a uma superfície plana de mesma área,
conforme é ilustrado na Figura 4.1.
Figura 4.1 – Resistência ao avanço
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87
4.2. Aerofólios
O aerofólio é uma superfície aerodinâmica bidimensional que quando se desloca
no ar atmosférico produz reações necessárias à sua sustentação. O aerofólio é
constituído pelo corte da asa em um plano paralelo aos eixos longitudinal e vertical de
uma aeronave. A seção transversal da asa é demonstrada na Figura 4.2.
Figura 4.2 – Seção transversal da asa.
Todas as forças aerodinâmicas que interessam ao vôo são criadas através da
passagem do ar sobre o aerofólio. A asa é formada por infinitos aerofólios, portanto a
força resultante na asa é a somatória de todas as forças geradas nos aerofólios.
Conforme se mostra na Figura 4.3, o aerofólio é constituído por vários elementos.
Figura 4.3 – Elementos do aerofólio
O bordo de ataque é o ponto dianteiro do aerofólio ao longo do seu
comprimento. É o primeiro ponto a receber o fluxo de ar.
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O bordo de fuga é o ponto traseiro do aerofólio. É o ponto onde o fluxo deixa o
aerofólio.
A corda é a distância que separa o bordo de ataque do bordo de fuga e a linha de
corda é a linha que une o bordo de ataque ao bordo de fuga.
A parte superior de um aerofólio é chamada de extradorso, enquanto que a parte
inferior é chamada de intradorso.
A linha de curvatura une todos os pontos que estão equidistantes do intradorso e
do extradorso.
O ângulo de ataque é o ângulo entre a linha de corda e o vento relativo.
Para se definir o aerofólio os seguintes elementos devem ser definidos:
Máxima espessura: distância máxima entre o intradorso e o extradorso;
Máxima curvatura: distância máxima entre a linha de curvatura e a linha de corda;
Localização da máxima espessura: ponto na linha de corda onde ocorre a maior
separação entre o extradorso e o intradorso;
Localização da máxima curvatura: ponto sobre a linha de corda onde a separação
entre a linha de corda e de curvatura é máxima.
A Figura 4.4 mostra os elementos que definem o aerofólio.
Figura 4.4 – Elementos que definem o aerofólio
Teoria de Vôo – Introdução a Aerodinâmica Especialização em Engenharia Aeronáutica - 2013 Prof. Ramón Silva
89
Segundo Anderson (1991) uma vasta variedade de aerofólios foi desenvolvida
nos primeiros anos de estudo, simplesmente por tentativa e erro. No entanto com o
intuito de padronizar os perfis de aerofólios o National Advisory Commitee for
Aeronautics (NACA), desenvolveu uma nomenclatura para os aerofólios composta por
famílias.
A família de quatro dígitos, a primeira, e formada por quatro dígitos definidos
matematicamente da seguinte forma:
a) o primeiro dígitos define a curvatura máxima percentual do aerofólio;
b) o segundo define a localização da curvatura máxima em décimos de corda;
c) dois últimos definem a espessura máxima em percentual de corda.
Assim para o perfil NACA 2412, a curvatura máxima é de 0,02c, localizado a 0,4c e
a máxima espessura de 0,12c. Hoje este tipo de aerofólio e mais utilizado para caudas
de aviões subsônicos.
Posteriormente foi acrescentado mais um dígito, criando assim a família de cinco
dígitos. A adição deste dígito permite definir a máxima sustentação do perfil:
a) multiplicando-se o primeiro dígito por 1,5 tem-se o valor do máximo
coeficiente de sustentação (Cl) em décimos de corda;
b) a metade dos dois números seguintes dá a localização da curvatura máxima
centésimos de corda e;
c) os dois últimos dão a máxima espessura percentual.
Como exemplo o NACA 23012, possui um Cl máximo de 0,3, uma curvatura máxima
a 0,15c e uma espessura máxima de 0,12c.
A série de seis dígitos foi criada para se definir os aerofólios de escoamento
laminar. Aqui os dois primeiros dígitos simplesmente designam a série, os dois
seguintes definem a localização da mínima pressão em décimos de corda e os dois
Teoria de Vôo – Introdução a Aerodinâmica Especialização em Engenharia Aeronáutica - 2013 Prof. Ramón Silva
90
últimos definem a máxima espessura. A Figura 4.5 mostra alguns exemplos de
aerofólios.
Figura 4.5 – Exemplos de aerofólios
Um perfil aerodinâmico simétrico é aquele que tem a forma do intradorso
simétrica à forma do extradorso, ou seja, o perfil é simétrico em relação à linha de
corda. Nesse tipo de perfil a linha de curvatura é reta e coincide com a linha de corda
conforme é demonstrado na Figura 4.6. Pela nomenclatura NACA esse tipo de perfil é
iniciado por 00 (ex. NACA 0012).
Figura 4.6 – Perfil aerodinâmico simétrico
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91
4.3. Princípio de Benoulli e Tubo de Venturi
O princípio de Bernoulli traz para a mecânica dos fluidos o princípio da conservação
da energia. Conforme propõe o teorema a energia do fluido é composta por três
componentes: energia cinética, energia de pressão e energia potencial. O teorema
considera o escoamento constante e o fluido invíscido e incompressível.
A energia cinética é associada ao movimento direcionado das partículas do fluxo.
A energia de pressão é associada ao movimento desordenado das moléculas.
A energia potencial é associada à diferença de nível do fluido.
Segundo o princípio de Bernoulli a soma das energias cinética, de pressão e
potencial permanece constante no escoamento, ou seja, a energia total se conserva no
escoamento.
Considerando-se que não haja diferença de energia potencial, conclui-se que a
soma da energia de pressão e a energia cinética deva permanecer constante no fluxo.
A pressão estática é a manifestação da energia de pressão assim como a pressão
dinâmica é a manifestação da energia cinética.
A pressão estática é a pressão que o ar exerce contra a superfície de um
determinado objeto. É exercida em todos os sentidos e é diretamente proporcional à
densidade do ar.
A pressão dinâmica é a pressão exercida pelo impacto do ar em deslocamento. É
exercida sempre no sentido de deslocamento e é diretamente proporcional ao
quadrado de velocidade.
Então admitindo as considerações iniciais pode-se concluir que:
4.1
Teoria de Vôo – Introdução a Aerodinâmica Especialização em Engenharia Aeronáutica - 2013 Prof. Ramón Silva
92
O cientista e matemático suíço Giovanni Battista Venturi desenvolveu uma
demonstração prática do princípio de Bernoulli.
Ao criar uma contração em um tubo e medir as pressões, Venturi observou o
comportamento da variação das pressões durante o escoamento.
O experimento realizado no Tubo de Venturi demonstra que na região de menor
diâmetro do tubo a pressão estática diminui e a pressão dinâmica aumenta. Tal
comportamento ocorre porque a velocidade do fluxo aumenta nessa região de forma a
compensar e manter a continuidade do escoamento. A Figura 4.7 mostra o
comportamento das pressões estática e dinâmica ao longo do tubo de Venturi. As
seções “A” e “C” possuem o mesmo diâmetro. Em “A” existe a marcação das duas
pressões no manômetro, porém observa-se em “B” que a pressão dinâmica aumentou
e a pressão estática diminuiu devido à redução da área nessa seção. As pressões
retornam ao valor inicial em “C”.
Figura 4.7 – Tubo de Venturi
As forças aerodinâmicas são as reações provenientes da passagem do fluxo de ar
sobre um corpo. Ao analisarmos o comportamento do fluxo de ar sobre um perfil
aerodinâmico (Figura 4.8), verificamos que as linhas de fluxo se aproximam no
extradorso. A aproximação das linhas de fluxo significa aumento de velocidade.
Teoria de Vôo – Introdução a Aerodinâmica Especialização em Engenharia Aeronáutica - 2013 Prof. Ramón Silva
93
O aumento da velocidade provoca o aumento da pressão dinâmica e, portanto a
diminuição da pressão estática conforme o teorema de Bernoulli.
Figura 4.8 – Fluxo de ar no perfil aerodinâmico.
Portanto pode-se concluir que ao se deslocar através das partículas de ar a
superfície aerodinâmica se comporta como um redutor de área em um tubo
imaginário entre o extradorso e as partículas de ar não influenciadas pelo escoamento
do aerofólio, comportando-se como um Tubo de Venturi (ver Figura 4.9).
Figura 4.9 – Tubo de Venturi Imaginário
Esse comportamento ocorre em menor intensidade no intradorso do aerofólio e
gera um campo de pressão estática no aerofólio conforme é demonstrado na Figura
4.10.
Teoria de Vôo – Introdução a Aerodinâmica Especialização em Engenharia Aeronáutica - 2013 Prof. Ramón Silva
94
Figura 4.10 – Campo de pressão estática no aerofólio
Este campo de pressão estática fornece sustentação ao aerofólio e por
consequência à superfície a que este perfil está associado. A superfície tenderá a se
deslocar para a região de menor pressão estática.
Essa superfície aerodinâmica poderá ser a asa de um avião ou a pá de um
helicóptero.
O avião precisará sempre de manter-se em uma velocidade mínima de
deslocamento para que a sustentação da asa possa mantê-lo em vôo. Já o helicóptero
não precisa ter deslocamento, pois a sustentação é gerada pela velocidade de rotação
das pás do rotor.
Embora o diferencial de pressão explicado por Bernoulli e Venturi sejam
responsáveis pela maior parte da sustentação da asa, uma pequena quantidade é
gerada pela terceira lei de Newton. A resistência do aerofólio em relação ao vento
relativo no intradorso gera uma reação que fornece uma quantidade adicional de
sustentação. A Figura 4.11 mostra o comportamento em relação às duas teorias.
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95
Figura 4.11- Pressão diferencial (Bernoulli) e ação e reação (Newton)
4.4. Forças Aerodinâmicas
Como já foi visto, no extradorso a pressão estática é, me média, menor que a do
intradorso. Essa diferença no campo de pressões gera a força que tende a puxar o
aerofólio para cima e para trás. A esta força chamamos de resultante aerodinâmica e é
aplicada em um ponto do aerofólio chamado centro de pressão (CP). A Figura 4.12
mostra a resultante aerodinâmica.
Figura 4.12 – Resultante aerodinâmica.
Com a finalidade de facilitar o estudo das forças aerodinâmicas que atuam sobre o
perfil, a resultante aerodinâmica é dividida em duas componentes: sustentação (L -
Lift) e arrasto (D – Drag). A Figura 4.13 mostra os componentes da resultante
aerodinâmica.
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96
Figura 4.13 – Componentes da resultante aerodinâmica.
4.4.1. Sustentação
A sustentação é a componente da resultante aerodinâmica perpendicular à direção
do vento relativo. Esta componente gerada pelo perfil da asa é que sustenta o peso do
avião.
A sustentação depende de vários fatores físicos:
a) Quanto maior a velocidade, maior é a capacidade de sustentação gerada por
um aerofólio;
b) Quanto maior a densidade do meio de escoamento maior é a capacidade de
gerar sustentação do aerofólio.
c) Quanto maior a área do aerofólio maior a capacidade de gerar sustentação.
Embora tenha-se definido o aerofólio como bidimensional, a aera de vê se
considerada como se a asa tivesse envergadura de 1 m;
d) Quanto maior o ângulo de ataque maior é a sustentação gerada pelo
aerofólio.
Entre as características de formato do aerofólio que influenciam na geração de
sustentação podemos listar:
a) Espessura do aerofólio: quanto maior a espessura do aerofólio maior a
capacidade de gerar sustentação.
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97
b) Curvatura do aerofólio: quanto maior a curvatura do aerofólio maior a sua
capacidade de gerar sustentação;
Sabe-se que a força é o produto da pressão pela superfície, portanto a equação da
sustentação pode ser definida por:
4.2
Onde:
L é a sustentação;
Cl é o coeficiente de sustentação do aerofólio. É um numero adimensional que
reflete a eficiência do aerofólio. O coeficiente de sustentação depende do ângulo de
ataque e ad espessura do aerofólio. O coeficiente de sustentação de um aerofólio é
determinado através de ensaios de túnel de vento para vários formatos e ângulos de
ataque.
é a pressão dinâmica, onde ρ é a densidade do ar. Se os demais fatores
permanecerem constantes, uma diminuição da densidade provocará uma diminuição
da pressão dinâmica e consequente diminuição da sustentação. A densidade varia com
os parâmetros atmosféricos e com a mudança de altitude. Uma diminuição da
densidade exige uma compensação do ângulo de ataque para gerar mais sustentação.
V é a velocidade de deslocamento do aerofólio. A sustentação varia de acordo
com o quadrado da velocidade.
S é a superfície do aerofólio.
Portanto a sustentação é diretamente proporcional ao coeficiente de sustentação
(ângulo de ataque e formato do perfil), densidade do ar, área do aerofólio e ao
quadrado da velocidade.
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98
4.4.2. Arrasto
O arrasto é a componente da resultante aerodinâmica paralela à direção do vento
relativo. É a resistência ao deslocamento do aerofólio, é prejudicial e deve ser reduzido
ao mínimo possível. Da mesma forma que a equação da sustentação a equação do
arrasto também possui um coeficiente adimensional dependente do ângulo de ataque
é do formato do aerofólio, o coeficiente de arrasto (Cd).
4.3
O arrasto pode ser dividido basicamente em dois tipos: arrasto de pressão e
arrasto de atrito.
O arrasto de pressão é a componente da força relativa à diferença de pressão,
paralela ao eixo de vento relativo sobre o perfil. Essa diferença de pressão pode ser
produzida tanto pela diferença de velocidades entre o extradorso e o intradorso como
pela presença de esteira turbulenta atrás do aerofólio. A esteira turbulenta é uma
manifestação de um campo de baixa pressão
O arrasto de atrito é a resistência ao movimento provocada por forças de
cisalhamento quando um corpo está imerso num fluido real. Este tipo de arrasto
ocorre principalmente devido à viscosidade do fluido quanto à rugosidade do corpo.
A definição de arrasto de atrito torna necessária a explicação sobre a camada
limite aerodinâmica. Observando-se a Figura 4.14 podemos ver uma placa fina e lisa
colocada imersa em um escoamento.
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99
Figura 4.14 – Camada limite
Se o fluido fosse ideal, ou seja não-viscoso, o fluxo simplesmente escorregaria
sobre a superfície da placa com velocidade como demonstra a situação (a). em todos
os pontos ao longo da placa a distribuição das velocidades na direção perpendicular à
superfície da placa teria um valor constante V.
Em um fluido real, uma camada mais próxima à placa adere à superfície como
mostrado na condição (b).
Na superfície da placa a velocidade das partículas é nula e vai aumentando
gradativamente até que em algum ponto torna-se constante e igual ao valor de
velocidade V do fluxo livre. A camada de fluido onde ocorre a variação de velocidade
de zero até ficar constante é chamada de camada limite.
Inicialmente, antes da extremidade dianteira da placa, o fluxo é laminar e a
camada limite também é laminar. Conforme o escoamento segue, os efeitos de
viscosidade do fluido continuam a atuar e a espessura da camada limite a aumentar,
proporcionalmente mais partículas do fluido têm suas velocidades diminuídas pela
fricção interna. Conforme o fluxo escoa sobre a placa, a camada limite laminar sofre
uma transição e torna-se turbulenta.
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100
4.4.3. Influência do ângulo de ataque
O ângulo de ataque tem grande influência sobre as forças aerodinâmicas geradas
por um aerofólio.
4.4.3.1. Resultante aerodinâmica
A Figura 4.15 mostra o comportamento das linhas de corrente com a variação do
ângulo de ataque do aerofólio.
Figura 4.15 – Influência do ângulo de ataque
Ao analisarmos a Figura 4.15 verificamos que a resultante aerodinâmica aumenta
com o aumento do ângulo de ataque. Isso ocorre porque o fluxo de ar sobre o
extradorso sofre uma aceleração. Conforme já discutido a aceleração no extradorso
provoca queda de pressão estática nessa região. O aumento do ângulo de ataque
contribui para que haja um aumento do fluxo atinja na região do intradorso,
aumentando a contribuição da terceira lei de Newton na resultante aerodinâmica.
Além da contribuição do processo de ação-reação, a incidência do fluxo de ar no
intradorso, esse fluxo ainda perde velocidade, o que aumenta ainda mais a resultante
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101
aerodinâmica. Conforme foi observado com o aumento do ângulo de ataque, todos os
fatores contribuem para aumentar a força de sustentação gerada pelo perfil.
Por outro lado, o aumento da área frontal do aerofólio gerado pelo aumento do
ângulo de ataque cria também um aumento de arrasto.
Outro efeito observado na Figura 4.15 é que o centro de pressão desloca-se em
direção ao bordo de ataque.
4.4.3.2. O fenômeno do Stall
Se continuarmos a aumentar o ângulo de ataque como é demonstrado na Figura
4.16 haverá um ponto onde a sustentação será máxima. A partir desse ponto a
sustentação começa a diminuir até deixar de existir. A esse fenômeno se dá o nome de
stall.
Figura 4.16 – Stall
O fenômeno do stall tem relação com o atrito entre as camadas de ar na região
adjacente ao extradorso conhecida como camada limite. A camada limite é a região
onde a velocidade varia entre a velocidade no extradorso e a do ar não perturbado
pela “superfície” do aerofólio.
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102
Na verdade o fluido adere à superfície do extradorso e forças de fricção retardam
o movimento do fluido em uma pequena camada próxima a parede. O fluido tem
velocidade decrescente desde a velocidade do aerofólio até a velocidade do
escoamento não perturbado pela fricção. O perfil de velocidade na camada limite é
demonstrado na Figura 4.17
Figura 4.17 – Perfil de velocidade na camada limite
Quando o escoamento anda sobre o aerofólio, ocorre uma aceleração até mais ou
menos a metade da corda do aerofólio. A partir desse ponto o escoamento começa a
desacelerar e a pressão até o bordo de fuga começa a aumentar. Por conta dessa
desaceleração a camada limite passa a ter um comportamento bastante turbilhonado
e próximo ao bordo de fuga reverte seu perfil de velocidades, perdendo sustentação.
Neste momento diz-se que houve descolamento da camada limite e o perfil. O
processo de descolamento da camada limite e mostrado na Figura 4.18
Figura 4.18 – Descolamento camada limite
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103
4.4.3.3. Ângulo de sustentação nula
O ângulo de sustentação nula (αl=0) é o ângulo de ataque no qual o perfil não
produz sustentação. Esse ângulo é ligeiramente negativo nos perfis assimétricos e nulo
no perfil simétrico.
Figura 4.19 – Ângulo de sustentação nula
A Figura 4.20 mostra o comportamento do coeficiente de sustentação com a
variação do ângulo de ataque. Nota-se o ponto em que o coeficiente de sustentação é
máxima (αlmax) e o ponto de sustentação nula (αl=0)
Figura 4.20 – Comportamento da coeficiente de sustentação em relação ao ângulo de ataque
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104
4.4.4. Influência da forma do perfil
Duas características de forma do perfil influenciam na resultante aerodinâmica.
4.4.4.1. Arqueamento
O arqueamento de um perfil aerodinâmico está relacionado com sua linha de
curvatura média e indica o grau de deflexão que este pode provocar no fluxo de ar.
Quanto maior o arqueamento, maior vai ser a deflexão do fluxo e portanto maior vai
ser a velocidade no extradorso. A resultante aerodinâmica aumenta e suas
componentes por consequência. A influência do arqueamento é mostrada na Figura
4.21.
Figura 4.21 – influência do arqueamento
4.4.4.2. Espessura
A influência da espessura relativa no coeficiente de sustentação ocorre de maneira
direta. Quanto maior a espessura relativa, maior será o coeficiente de sustentação
conforme mostra a Figura 4.22. A espessura relativa é a razão entre a espessura do
aerofólio e sua corda. Aerofólios com espessura relativa mais alta são utilizados em
aeronaves de menor velocidade.
Figura 4.22 – Influência da espessura do perfil na resultante aerodinâmica
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105
4.5. Asa
4.5.1. Introdução
A asa do avião é o elemento da aeronave responsável pela geração da força de
sustentação. Geralmente a asa aloja tanques de combustível, trem de pouso, grupo
motopropulsor e armamentos.
4.5.2. Nomenclatura da asa
Assim como no estudo dos aerofólios, é importante definirmos a nomenclatura
referente à geometria da asa. A Figura 4.23 ilustra a nomenclatura da asa.
O bordo de ataque é a parte frontal da asa, a parte que recebe o fluxo de ar.
O bordo de fuga é a parte traseira, onde o fluxo deixa a asa.
A ponta da asa é a região mais distante da fuselagem.
A região onde a asa encontra a fuselagem é chamada de raiz da asa.
A distância entre as pontas da asa é chamada de envergadura e é representada
pela letra "b".
A metade da envergadura é chamada de semi-envergadura e representada por
"b/2"
O perfil da asa é a seção transversal da asa, o aerofólio.
A corda da asa é a distância entre o bordo de ataque e o bordo de fuga.
O ângulo de incidência é o ângulo formado entre a linha de corda do perfil da asa e
o eixo longitudinal do avião.
A superfície superior da asa é chamada de extradorso e a superfície inferior de
intradorso.
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106
Figura 4.23 – Nomenclatura da asa
4.5.3. Distribuição de sustentação na asa
Ao estudarmos os aerofólios, aprendemos sobre o comportamento do fluxo de ar
em uma superfície bidimensional na direção da corda da asa.
Considerando-se uma asa em que o perfil, a corda e o ângulo de ataque sejam
constantes ao longo da envergadura, tendemos a concluir que a distribuição de
sustentação é constante entre uma ponta e a outra da asa como mostra a Figura 4.24
Figura 4.24 – Distribuição hipotética de sustentação
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107
Na realidade a diferença de pressão entre o intradorso e o extradorso da asa induz
as partículas de ar a se moverem da parte de baixo para a parte de cima da asa. Um
dos efeitos causados por esse movimento é a diminuição da diferença de pressão nas
pontas da asa, modificando a distribuição da pressão ao longo da envergadura. A
Figura 4.25 mostra a distribuição real de sustentação, já considerado o efeito de ponta
de asa.
Figura 4.25 – Distribuição real de sustentação
A distribuição média de sustentação ao longo do eixo de envergadura é menor que
a soma da contribuição de cada seção na sustentação da asa se não houvesse o efeito
das pontas das asas. A Figura 4.26 mostra a diferença entre os coeficientes de
sustentação de um perfil bidimensional e da asa que possua uma seção transversal
igual a este perfil.
Figura 4.26 – Coeficientes de sustentação bi e tridimensionais
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108
4.5.4. Vórtice de ponta de asa
Além do movimento do fluxo de ar do intradorso para o extradorso nas pontas de
asa, um outro movimento no fluxo é induzido pela diferença na distribuição de pressão
estática.
Na parte superior da asa forma-se um fluxo convergente e na parte inferior o fluxo
de ar diverge. O desvio do fluxo é maior quanto mais próximo se está da ponta da asa.
A Figura 4.27 mostra o mecanismo de formação dos vórtices de ponta de asa.
Figura 4.27 – Formação dos vórtices de ponta de asa
A combinação entre esses movimentos cria um fluxo helicoidal nas pontas da asa
conhecidos como vórtices de ponta de asa. O efeito dos vórtices de ponta de asa no
ambiente é mostrado na Figura 4.28
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109
Figura 4.28 – Influência dos vórtices de ponta de asa
4.5.5. Arrasto induzido
A formação dos vórtices de ponta de asa induz um arrasto consumindo energia. O
aparecimento do arrasto induzido requer maior potência do grupo motopropulsor.
Nas condições de pouso e decolagem, onde a velocidade é mais baixa e portanto o
coeficiente de sustentação mais alto, há maior diferença de pressão entre o intradorso
e o extradorso, a formação de vórtices nas pontas de asa são mais intensas e podem
corresponder a cerca de 70% do arrasto total da aeronave.
4.5.6. Redução da formação dos vórtices de ponta de asa
Como o arrasto induzido requer mais potência de propulsão, várias soluções de
projeto foram desenvolvidas para reduzir a formação de vórtices nas pontas das asas.
O alongamento, também conhecido por razão de aspecto, é uma medida da
esbeltez da asa. É um parâmetro adimensional determinado pela razão entre o
quadrado da envergadura e a área da asa.
Para asas retangulares esse valor é numericamente igual à razão entre a
envergadura e a corda.
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110
Geometricamente, um grande alongamento diz que a asa é longa e estreita
enquanto que um alongamento baixo demonstra uma asa curta e larga. A Figura 4.29
mostra o valor do alongamento para várias aeronaves.
BAC Concorde (AR=1,8)
Piper Cherokee (AR = 5,6)
Bombardier Dash 8 Q 400 (AR=12,8)
Glaser-Diks DG 808 (AR=27,2)
Figura 4.29 – Razão de aspecto (alongamento)
A influência do alongamento sobre o coeficiente de sustentação da asa é uma
melhor distribuição desse coeficiente ao longo da envergadura. Essa melhora na
distribuição implica em um coeficiente de sustentação médio maior em asas mais
alongadas. A Figura 4.30 mostra a distribuição de sustentação em duas asas com
alongamentos diferentes. Intuitivamente pode-se também imaginar que há "menos
asa" sujeita à ação dos vórtices.
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111
Figura 4.30 – Influência do alongamento na distribuição de sustentação
A diminuição da espessura da asa no sentido da raiz em direção à ponta da asa
como é mostrado na Figura 4.31, mesmo mantendo-se a corda constante causa a
diminuição progressiva da diferença de pressão entre as superfícies da asa, diminuindo
a tendência de formação de vórtices nas pontas.
Figura 4.31 – Diminuição de espessura ao longo da asa
Outra solução para diminuir a tendência de formação de vórtices nas pontas de
asa é a diminuição da diferença de pressão entre o intradorso e o extradorso é a
diminuição da corda ao longo da semi-asa, na direção da raiz para a ponta da asa,
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112
conhecida por afilamento. A Figura 4.32 mostra o afilamento das asas de uma
aeronave Yaklovev YAK 52G.
Figura 4.32 – Afilamento de asa (Yaklovev YAK 52 G)
O posicionamento de dispositivos como placas (endplates) e tanques nas pontas de
asas também são soluções utilizadas para evitar o fluxo de ar do intradorso para o
extradorso nas pontas. A Figura 4.34 mostra a colocação de tanques nas pontas da asa
de uma aeronave Embraer Bandeirulha.
Figura 4.33 – Aeronave SAAB 91B com endplates.
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113
Figura 4.34 – Tanques nas pontas da asa da aeronave Embraer EMB-111
Bandeirulha
Um dispositivo mais eficiente aerodinamicamente para evitar a passagem de ar de
baixo para cima nas pontas é a fixação de uma pequena asa vertical nessa localização.
Esse dispositivo é conhecido como winglet. Além de serem mais leves que os outros
dispositivos o perfil dos winglets ainda provoca um fluxo reverso ao dos vórtices. A
Figura 4.35 mostra os winglets de uma aeronave Airbus A320.
Figura 4.35 – Winglets nas ponta de asa do Airbus A320
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114
4.5.7. Stall de asa
O fenômeno de stall da asa deve ser controlado de maneira que aconteça na raiz
da asa antes de acontecer na ponta. A forma da asa tem função primordial na
distribuição de sustentação ao longo da envergadura. A Figura 4.36 mostra a
influência do formato de asa na distribuição de sustentação.
Figura 4.36 – Distribuição de sustentação
Na asa retangular a sustentação é maior na raiz do que na ponta, portanto o estol
ocorre primeiro na fuselagem.
Na asa elíptica, onde a distribuição de sustentação é mais equalizada, o stall deve
ocorrer em todas as seções da asa ao mesmo tempo.
Nas asas afiladas e enflechadas, onde a sustentação fica mais concentrada nas
regiões próximas às pontas, o stall tende a ocorrer primeiramente nessa região. A
ocorrência de stall é demonstrada na Figura 4.37.
Teoria de Vôo – Introdução a Aerodinâmica Especialização em Engenharia Aeronáutica - 2013 Prof. Ramón Silva
115
Figura 4.37 – Ocorrência de stall
Para que a sustentação seja melhor distribuída de maneira a melhorar as condições
de stall, duas soluções de torção de asa são apresentadas. O decréscimo do ângulo de
incidência na direção da ponta é chamado de washout, o aumento desse ângulo é
chamado de washin.
Na torção geométrica, ocorre uma torção propriamente dita da asa. Uma asa com
perfil constante ao longo da envergadura pode ser torcida como A Figura 4.38 mostra
a torção geométrica.
Figura 4.38 – Torção geométrica
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116
Na torção aerodinâmica, o uso de diferentes perfis ao longo da envergadura
provoca o controle da condição de stall. A Figura 4.38 mostra a torção aerodinâmica.
Figura 4.39 – Torção aerodinâmica
O controle do stall, provocando o acontecimento progressivo da raiz para as
pontas é muito conveniente, pois permite que o piloto perceba que a aeronave está
entrando em condição de stall em um momento em que essa perda de sustentação
ainda não possui grande influência sobre o controle da aeronave, uma vez que os
ailerons ficam mais próximos às pontas das asas.
4.5.8. Stall profundo
Se a asa está em condição de stall, a esteira de turbulência gerada nessa condição
pode incidir na empenagem horizontal de uma aeronave com cauda em T conforme é
demonstrado na Figura 4.40. Nessa condição o controle de arfagem fica
comprometido, impossibilitando a recuperação do stall. Esse fenômeno é chamado de
stall profundo e é evitado pela utilização de dispositivos de alerta do tipo stick shakers
e stick pushers.
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117
Figura 4.40 – Ocorrência de stall profundo
4.6. Aumento de Sustentação
A carga alar de uma aeronave define a magnitude da velocidade em manche livre
durante a decolagem, toque na aterrissagem e stall.
Definida como a razão entre o peso da aeronave e a área alar, especificada em
Newtons por metro quadrado [N/m²], um alto valor de carga alar significa que a
aeronave é muito pesada ou que a área da asa é muito pequena. Os efeitos
indesejáveis de um alto valor e carga alar são:
a) maiores velocidades de decolagem e pouso;
b) maior corrida e distância de decolagem;
c) maior distância de corrida de pouso;
d) maior velocidade de stall;
e) menor coeficiente de sustentação máxima;
f) menor sensibilidade à turbulência.
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118
O valor da carga alar pode ser determinado a partir da equação de sustentação
total (4.2).
4.4
4.5
Pela Equação 4.5, pode-se concluir que com o aumento do coeficiente de
sustentação da asa (CL) a velocidade não precisa aumentar para a mesma carga alar. A
grande vantagem desta conclusão é uma melhora significativa nas condições de
decolagem, pouso e stall.
O aumento do coeficiente de sustentação máxima da asa (CLmax) é conseguido pelo
uso de quatro soluções: slats, slots, flaps de bordo de ataque e de fuga e
controladores da camada limite.
4.6.1. Slots
Os slots são pequenas fendas fixas situadas no bordo de ataque da asa que servem
para aumentar o coeficiente de sustentação máxima dessa asa. Conforme é mostrado
na Figura 4.41, o ar flui com alta velocidade através das fendas, da parte de baixo para
a parte de cima da asa, energizando a camada limite no extradorso. A consequência da
reenergização da camada limite é um atraso no descolamento o que provoca o
aumento do ângulo de stall.
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119
Figura 4.41 – Princípio de funcionamento do slot
A Figura 4.42 mostra o efeito da presença dos slots no coeficiente de sustentação e
no ângulo de stall.
Figura 4.42 – Efeito dos slots no coeficiente de sustentação
4.6.2. Slats
Slats são seções com alta curvatura posicionadas no bordo de ataque da asa e têm
o propósito de aumentar o ângulo de ataque máximo sem que ocorra stall.
Os slats são articulados e podem ser acionados automaticamente ou por comando
do piloto.
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120
Assim como os slots, quando acionados os slats criam uma fenda entre si e o bordo
de ataque da asa provocando um efeito Venturi nessa região, acelerando o fluxo de ar
e energizando a camada limite. A Figura 4.43 mostra que o acionamento dos slats
aumenta o ângulo de stall de 16° para 26° e o CLmax de 1,35 para 2,25.
Figura 4.43 – Deslocamento do ângulo de stall devido ao acionamento dos slats
Ao contrário do que acontece com os flaps de bordo de fuga, os slats não têm
grande influência na taxa de subida (ou descida) porque são retraídos após a
decolagem.
A velocidade de stall decresce na proporção em que o CLmax é aumentado. Como a
sustentação é proporcional à corda, quanto maior for o deslocamento do slat, maior
será o aumento do coeficiente de sustentação e portanto menor será a velocidade de
stall.
O segundo efeito do acionamento dos slats é o aumento na curvatura do aerofólio
original, principalmente a grandes ângulos de ataque. A Figura 4.44 mostra um
aumento no ângulo de stall de 14° para 24° devido a diferença de pressão provocada
pelo acionamento dos slats.
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121
Figura 4.44 – Distribuição de pressão com os slats acionados.
Quando a aeronave voa em baixos ângulos de ataque, a utilização dos slats não é
necessária sendo ainda que o seu acionamento ainda provocaria um aumento de
arrasto. O slat automático é montado de maneira que permaneça fechado em
pequenos ângulos de ataque devido à pressão do vento relativo no ponto de
estagnação. A medida que o ângulo de ataque aumenta, o ponto de estagnação migra
para o intradorso e então a ação de uma mola aciona o slat. A Figura 4.45 mostra o
acionamento do slat.
Figura 4.45 – Slat
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122
O acionamento dos slats também pode ser comandado pelo piloto, por meio de
sistema elétrico ou hidráulico.
4.6.3. Flaps de bordo de ataque
Quando estendidos, os flaps de bordo de ataque desempenham uma função
similar à dos slats, porém, ao invés de criar uma fenda os flaps de bordo de ataque
aumentam a curvatura da asa. A curvatura da asa é aumentada pela inclinação do
bordo de ataque conforme é mostrado na Figura 4.46.
Figura 4.46 – Flap inclinado
O flap tipo Krueger é um pequeno flap articulado no bordo de ataque da asa e
pode ser do tipo plano ou do tipo de curvatura variável. A Figura 4.47 mostra o flap
Krueger.
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123
Figura 4.47 – Flap Krueger
4.6.4. Flap de bordo de fuga
Uma alternativa para aumentar o ângulo de ataque para aumentar o coeficiente de
sustentação é a colocação de flaps no bordo de fuga da asa.
ao contrário dos slats, os flaps de bordo de fuga aumentam o coeficiente de
sustentação em todos os ângulos de ataque até o ângulo de stall. O efeito da extensão
dos flaps nas curvas de coeficiente de sustentação é mostrado na Figura 4.48
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124
Figura 4.48 – Efeito da extensão dos flaps no coeficiente de sustentação.
A Tabela 4-1 mostra os valores típicos de ângulo de ataque e sustentação da Figura
4.48
Tabela 4-1 - Valores típicos de coeficientes de sustentação.
O flap plano é o tipo mais simples de flap de bordo de fuga. Uma parte do perfil,
tipicamente 30%, é articulada e pode ser estendida de uma maneira controlada pelo
piloto. Este tipo de flap não causa aumento de área, porém aumenta a curvatura do
perfil quando é defletido. A uma determinada velocidade, o aumento do CLmax pode
chegar a 21%. A Figura 4.49 mostra o flap plano.
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125
Figura 4.49 – Flap plano
Um desenvolvimento do flap plano é o flap tipo ventral. Esse tipo de flap é
relativamente mais robusto que o flap plano. Durante seu acionamento, a parte
inferior do perfil se separa da parte superior que permanece estacionária. O
deslocamento da parte inferior da superfície aumenta o ângulo de ataque da mesma
maneira que o flap plano. O CLmax pode aumentar até 32% ao custo de um grande
aumento de arrasto.
Figura 4.50 – Flap tipo ventral
O fluxo começa a descolar em altos ponto de ataque nos tipos de flap mencionados
anteriormente. Se a energia da camada limite é restaurada em um ponto do
extradorso de maneira que o descolamento possa ser adiado da mesma maneira que é
conseguida pelos slats, um maior ângulo de ataque pode ser mantido. A solução
encontrada para a utilização de flaps de bordo de fuga foi a introdução de uma fenda
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126
na região da articulação desse flap, aumentando o CLmax em até 65%. O ângulo de stall
cai para aproximadamente 14°. A Figura 4.51 mostra o flap tipo slotted
Figura 4.51 – Flap tipo slotted
A montagem de uma articulação adicional provoca um aumento na curvatura da
asa além da criação de mais uma fenda que reenergiza o fluxo retardando ainda mais o
descolamento do fluxo, aumentando o CLmax em até 70%. O ângulo de stall aumenta
para 18°. A Figura 4.52 mostra o flap tipo double-slotted.
Figura 4.52 – Flap tipo double-slotted
Esse tipo de flap ainda pode ser estendido para a configuração triple-slotted, como
mostra a Figura 4.53.
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127
Figura 4.53 – Flap tipo triple-slotted
O flap tipo Fowler é uma evolução do slotted-flap. Neste tipo de superfície, o flap
move-se para trás, o que além de aumentar a área da asa provoca também um
aumento de curvatura. O aumento de CLmax pode chegar a 90% e o ângulo de stall fica
por volta de 12,5°. Da mesma forma que o slotted, o flap tipo Fowler também pode ter
até três superfícies sendo que o maior número de superfícies induz a um maior
aumento do coeficiente de sustentação máximo. A Figura 4.54 mostra o flap tipo
Fowler estendido.
Figura 4.54 – Flap tipo Fowler
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128
Uma comparação entre o comportamento do coeficiente de sustentação e do
ângulo de stall é mostrada na Figura 4.55
Figura 4.55 – Comparação entre os tipos de flaps
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129
Referências
Anderson Jr, J.D., Fundamentals of Aerodynamics , (1991), Mc Graw Hill
International Editions, Second Edition.
Andrade, D. Fundamentos da Engenharia Aeronáutica. Notas de aula.
Homero, Souza (1991) Fundamentos de Aeronáutica, Embraer, 287p, São José dos
Campos, 1991.
Joffily, K. Aerodinâmica do Helicóptero, Teoria de Vôo e Conhecimentos Técnicos.
(2000). Curitiba.
Menezes, Luiz Pradines de (2004), Fundamentos da Teoria de Voo, Edições
Inteligentes, São Paulo.
Raymer., D. P., Aircraft Design: A conceptual Approach, AIAA Educations Series,
1991.
Swatton, P.J., Principles of Fligth for Pilots, John Wiley and Sons, 2010
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130
Capítulo 05 – Comandos de Vôo
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131
5. Comandos de Vôo
5.1. Eixos de Rotação
Conforme visto anteriormente os três eixos de rotação de uma aeronave se
interceptam no CG da aeronave (Figura 4.1)
Figura 5.1 – Eixos de rotação da aeronave
Se houver assimetria de forças em torno de algum eixo, ou seja, o somatório de
momentos em um eixo não é nulo, surge uma aceleração angular que provoca o
movimento da aeronave em relação a esse eixo.
Relembrando-se que o eixo longitudinal ou eixo de rolagem é o que une o nariz da
aeronave ao ponto mais traseiro do cone de cauda. O eixo lateral ou de arfagem é o
que une as pontas da asa e o eixo vertical ou normal é o eixo perpendicular aos outros
dois.
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132
5.2. Aeronaves de Asa Fixa
Nas aeronaves de asa fixa as superfícies de controle são, normalmente, pequenas
seções do aerofólios articuladas no bordo de fuga da superfície de sustentação
principal. São posicionadas de maneira que sua distância em relação ao seu eixo de
atuação seja a maior possível para minimizar a quantidade de força que precisam
produzir para a geração do momento.
As principais superfícies de controle dos aviões são: o aileron, o profundor e o leme
direcional. Estas superfícies são conhecidas como primárias e são demonstradas na
Figura 5.2
Figura 5.2 – Superfícies de controle primárias
5.2.1. Controle sobre o eixo longitudinal
O aileron é a superfície que controla o movimento em torno do eixo longitudinal,
também conhecido como movimento de rolagem.
O aileron é normalmente posicionado no bordo de fuga e na região da asa mais
próxima às pontas.
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133
O acionamento dos ailerons é feito pela rotação do volante ou pelo deslocamento
lateral do mancha e provoca a deflexão assimétrica das superfícies.
Figura 5.3 – Manche (Embraer Ipanema)/volante (Boeing 787 Dreamliner)/side-stick (Airbus A320)
O movimento do volante para a direita, por exemplo, faz com que o aileron direito
seja defletido para cima e o esquerdo para baixo. A deflexão do aileron direito para
cima diminui a curvatura da asa, reduzindo a sustentação na asa direita. O contrário, a
deflexão para baixo da superfície esquerda aumenta a curvatura da asa aumentando a
sustentação nessa asa. A assimetria de sustentação nas duas asas provoca um
movimento de rolagem para a direita.
Figura 5.4 – Acionamento dos ailerons
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134
Essa assimetria na sustentação nas duas semi-asas tem como efeito colateral o
surgimento de uma força que tende a guinar a aeronave. O efeito de guinada adversa
acontece pela diferença de arrasto entre as duas semi-asas.
Uma vez que o aileron que foi defletido para baixo gera um aumento de
sustentação, um aumento de arrasto também ocorre na semi-asa que se eleva. Essa
assimetria de arrasto provoca um momento de guinada
Olhando da perspectiva do piloto a guinada ocorre no sentido contrário ao sentido
de rolagem.
Figura 5.5 – Guinada adversa
O fenômeno da guinada adversa é mais pronunciado em velocidades mais baixas.
Como em baixas velocidades a pressão aerodinâmica na superfície é menor, exigindo
uma maior deflexão do aileron para manobrar a aeronave a assimetria no arrasto
ocorre de maneira mais clara. O fenômeno é mais evidente em aeronaves de maior
envergadura.
Nessas situações a atuação do leme é necessária para coordenar a curva.
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135
Entre as soluções encontradas para diminuir o efeito da guinada adversa estão: a
utilização de ailerons diferencias, ailerons tipo frise, acoplamento entre ailerons e
leme.
O aileron diferencial é projetado de maneira que a deflexão do aileron que sobe é
maior que a deflexão do aileron que desce. Esta solução promove um aumento de
arrasto na asa descendente. Este aumento de arrasto acontece devido à maior área
frontal da superfície da asa em que o aileron e levantado. Esta solução diminui, mas
não elimina o efeito de guinada adversa.
Figura 5.6 – Ailerons diferenciais
Os ailerons do tipo frise são articulados no bordo de fuga da asa de maneira que o
deslocamento da articulação projeta o bordo de ataque do aileron defletido para cima
de forma a criar resistência no fluxo de ar. Este aumento no arrasto da asa
descendente ajuda a equalizar os momentos de guinada adversa.
Além de aumentar o arrasto na asa descendente a articulação deslocada do aileron
que desce forma um slot, forçando a passagem do fluxo pelo extradorso do aileron,
melhorando sua eficiência em altos ângulos de ataque.
Os ailerons tipo frise também podem ser projetados para operar diferencialmente.
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136
Assim como nos ailerons diferenciais, o efeito de guinada adversa é reduzido e não
eliminado e, portanto a aplicação coordenada do leme direcional ainda é necessária.
Figura 5.7 – Ailerons tipo frise
A solução encontrada para eliminar a ação do piloto na coordenação da curva foi
acoplar o comando do leme ao comando do aileron, de maneira que o deslocamento
do manche provoque também o deslocamento do leme. Esse acionamento do manche
também provoca o deslocamento dos pedais.
Figura 5.8 – Interconexão aileron/leme
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137
Os flaperons combinam tanto as funções de flaps quanto as dos ailerons. Além de
controlar. Além de controlar o ângulo de rolagem como os ailerons convencionais, os
flaperons podem ser defletidos simetricamente para aumentar a sustentação,
operando como flaps convencionais. Os controles são independentes para as funções
de flap e aileron.
Figura 5.9 – Flaperons (Kitfox Lite Ultralight)
5.2.2. Controle sobre o eixo transversal
O profundor controla o movimento de arfagem em torno do eixo lateral. Da
mesma maneira que os ailerons o comando do profundor é feito pelo manche ou pela
coluna do volante.
Ao passo que o comando dos ailerons é feito pelo movimento lateral do manche
ou do volante, o profundor é acionado pelo movimento longitudinal do mesmo
manche ou da coluna de direção.
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138
Figura 5.10 – Movimento do profundor
Ao puxar o manche, o bordo de fuga do profundor é defletido para cima. Nessa
posição, a curvatura da superfície do estabilizador é diminuída e por conseqüência a
sustentação dessa superfície também reduzida gerando um momento de nose-up
(cabragem) em torno do eixo transversal.
Movimentando o manche na posição oposta, a deflexão do profundor para baixo
aumenta a sustentação na superfície do estabilizador pelo aumento da curvatura da
superfície gerando um momento de picagem (nose-down).
O stabilator é uma superfície articulada em seu ponto central de forma que possa
ser defletida totalmente. Faz o papel tanto do estabilizador quanto o do profundor.
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Figura 5.11 – Stabilator (Northrop F-5 Tiger II)
Aviões de combate, normalmente os que têm asas de geometria variável, possuem
stabilators que podem mover a superfície da direita de maneira independente da
superfície esquerda, criando também um movimento de rolagem. Essas superfícies são
chamadas de tailerons.
Figura 5.12 – Taileron (Panavia Tornado)
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As aeronaves de asa em delta controlam o movimento em torno do eixo lateral
com a utilização de elevons. Os elevons ocupam toda a superfície do bordo de fuga das
asas dessas aeronaves e fazem a função tanto de profundores quanto as de ailerons.
Se os elevons são defletidos simetricamente a aeronave vai arfar, se a deflexão for
assimétrica a aeronave vai rolar.
Figura 5.13 - Elevons (Avro Vulcan)
5.2.3. Controle sobre o eixo vertical
O controle direcional em torno do eixo vertical é feito pelo leme direcional. O leme
direcional é uma pequena superfície articulada no bordo de fuga do estabilizador e é
comandado pelos pedais.
Para guinar à esquerda deve-se acionar o pedal esquerdo, defletindo o leme para a
esquerda. O aumento de curvatura cria sustentação para a direita fazendo a aeronave
guinar para o lado comandado.
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141
Figura 5.14 - Atuação do leme direcional
A configuração em V combina as superfícies de comando da cauda em dois
ruddervators para fazer tanto o controle de arfagem e guinada. Essas superfícies são
montadas de maneira que o volante controla as duas superfícies simultaneamente,
permitindo o controle de arfagem. O acionamento assimétrico dos ruddervators,
comandado pelos pedais, possibilita controle direcional.
Figura 5.15 - Cauda em V (Beechcraft Bonanza)
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142
5.2.4. Compensação de comandos
Os esforços aerodinâmicos nos comandos são devidos fundamentalmente à
pressão aerodinâmica nas superfícies de controle.
Como a força no comando é devida a pressão dinâmica, os esforços são
proporcionais ao quadrado da velocidade.
A compensação dos comandos tem como finalidade minimizar o esforço requerido
pelo piloto ou do sistema.
A redução nos esforços pode ser conseguida através dos seguintes procedimentos:
a) Saliência no bordo de ataque da superfície (horn): a compensação acontece
pela incidência do escoamento sobre o horn que cria uma força no sentido
do deslocamento desejado da superfície.
b) Deslocamento do eixo de articulação da superfície: o ponto de articulação da
superfície pode ser deslocado de maneira que seja criado uma força de
compensação pela incidência do escoamento no bordo de ataque da
superfície, da mesma forma que a utilização dos horns.
c) Emprego de compensadores: os compensadores são pequenas superfícies
que se localizam no bordo de fuga das superfícies de comando. Quando uma
superfície e defletida o compensador deflete no sentido contrário. A força
sobre o compensador reduz o esforço para mover a superfície
Os compensadores podem ser dos seguintes tipos:
a) Compensador automático: o compensador automático também é conhecido
como servo tab é acionado através de um mecanismo interno.
b) Compensador fixo : o compensador fixo é uma placa fixa colocada no bordo
de fuga da superfície. O compensador deve ser regulado em solo se uma
tendência de atitude é observada em vôo.
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143
c) Compensadores comandáveis: esse tipo de compensador (trim tab) é
comandado pelo piloto na cabine.
Figura 5.16 - Horn e trim tabs (Beechcraft Super 18)
Figura 5.17 - Acionamento do trim tab em vôo
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144
O acionamento do compensador é deito por uma roda no console da aeronave
como a que é mostrada na Figura 5.18.
Figura 5.18 - Roda de ajuste
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143
Referências
Homero, Souza (1991) Fundamentos de Aeronáutica, Embraer, 287p, São José dos
Campos, 1991.
Menezes, Luiz Pradines de (2004), Fundamentos da Teoria de Voo, Edições
Inteligentes, São Paulo.
Pilots Handbook of Aeronautical Knowledge. Federal Aviation Administration.
Swatton, P.J., Principles of Fligth for Pilots, John Wiley and Sons, 2010
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144
Capítulo 06 – Estabilidade, Peso e Balanceamento
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145
6. Estabilidade, Peso e Balanceamento
6.1. Estabilidade
A estabilidade é a tendência que um corpo tem de voltar para a condição de
equilíbrio após ser deslocado por meio de um distúrbio externo.
Para que um corpo esteja em equilíbrio é necessário que a soma de todas as forças
e momentos, em relação a qualquer ponto desse corpo, seja nula.
6.1.1. Estabilidade Estática
Se um corpo, após ser perturbado, tende a voltar para a condição de equilíbrio em
que se encontrava antes dessa perturbação, então é dito que este corpo possui
estabilidade estática positiva.
Se um corpo não possui a tendência de retornar ao ponto de equilíbrio inicial,
distanciando-se desta condição com facilidade é dito que este corpo está em condição
de estabilidade estática negativa.
Se o corpo permanece em equilíbrio em qualquer posição para onde é deslocado
então se diz que a condição é de equilíbrio indiferente tem estabilidade estática
neutra. A Figura 6.1 mostra exemplos de estabilidade estática.
Figura 6.1 – Exemplos de estabilidade estática
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146
6.1.2. Estabilidade Dinâmica
A estabilidade dinâmica diz respeito ao movimento que o corpo realiza ao longo do
tempo, tendendo ou não a retornar à condição de equilíbrio da qual foi afastado
devido a uma perturbação qualquer.
Um corpo estaticamente estável pode apresentar três tipos de comportamento
dinâmico: estável, instável ou indiferente.
Um corpo possui estabilidade dinâmica positiva se este corpo retorna à sua
condição inicial, após qualquer perturbação, realizando um movimento simples ou
realizando uma série de oscilações em torno da condição de equilíbrio com a
amplitude dessas oscilações diminuindo conforme o tempo.
Um corpo tem estabilidade dinâmica neutra se este se movimenta em torno da
condição de equilíbrio através de uma série de oscilações com amplitude constante no
tempo.
Um corpo possui estabilidade dinâmica negativa se a amplitude das oscilações em
relação a condição de equilíbrio aumenta com o tempo. A Figura 6.2 mostra exemplos
de estabilidade dinâmica
Figura 6.2 – Exemplos de estabilidade dinâmica
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6.2. Estabilidade Longitudinal
A estabilidade longitudinal diz respeito a tendência de uma aeronave permanecer
em condição de vôo nivelado, retilíneo, com ângulo de ataque e velocidade
constantes. Diz-se que nestas condições o vôo está equilibrado longitudinalmente.
A Figura 6.3 mostra as forças atuantes em um avião: peso sobre o centro de
gravidade; sustentação e arrasto sobre o centro de pressão (centro aerodinâmico);
força de tração sobre a linha de tração.
Figura 6.3 – Forças atuantes em um avião
Neste caso o centro aerodinâmico está localizado atrás do centro de gravidade. A
sustentação e a tração provocam momentos picadores, enquanto o arrasto produz um
momento cabrador. Pode-se perceber que esses momentos não se anulam, havendo
necessidade de se criar um momento adicional para equilibrá-los. Esse momento é
gerado pela presença de um estabilizador.
O estabilizador é uma pequena asa montada horizontalmente na cauda do avião e
que gera o momento necessário para o balanceamento da aeronave. A Figura 6.4
mostra a atuação do estabilizador horizontal na compensação do momento resultante
na aeronave.
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148
Figura 6.4 – Compensação de momento pelo estabilizador
Como existe uma relação entre velocidade e sustentação, quando a velocidade
aumenta, a sustentação da asa tende a aumentar, aumentando o ângulo de ataque da
aeronave. A presença desse momento cabrador deve ser anulada para manter a
trajetória da aeronave. O ângulo de ataque para o qual o equilíbrio é mantido, a uma
dada velocidade é chamado de ângulo de ataque de equilíbrio e corresponde a uma
velocidade determinada.
No projeto de uma aeronave um grande esforço é gasto no desenvolvimento do
grau de estabilidade desejado nos três eixos. Porém a estabilidade longitudinal é
considerada a que mais sofre os efeitos de certas variáveis em diferentes condições de
vôo.
Estabilidade longitudinal é a propriedade que a aeronave tem de permanecer
estável em relação ao eixo lateral, isto é, no movimento de arfagem do avião.
Uma aeronave instável longitudinalmente tem uma tendência de subir ou
mergulhar de maneira progressiva, podendo chegar a uma inclinação tão extrema que
pode provocar o stall da aeronave. O vôo em uma aeronave longitudinalmente instável
além de ser difícil, pode vir a ser extremamente perigoso.
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A estabilidade longitudinal de uma aeronave depende primordialmente de três
fatores:
a) Localização da asa em relação ao CG;
b) Localização do estabilizador em relação ao CG;
c) Área total do estabilizador.
Para obter estabilidade longitudinal, as relações de momento entre a asa e o
estabilizador deve ser tal que se a aeronave sofrer uma arfagem inadvertida, as forças
geradas nessas superfícies possa restaurar a atitude inicial da aeronave.
O centro de pressão (CP) da maioria dos aerofólios assimétricos têm a tendência de
mudar sua posição com a mudança do ângulo de ataque. O CP tende a se mover para
frente com o aumento do ângulo de ataque e mover-se para trás com a diminuição
desse ângulo. Esse comportamento que tende a gerar sustentação mais próxima ao
bordo de ataque gera uma característica de instabilidade. O CP também é conhecido
como CL (componente longitudinal, não confundir com CL , coeficiente de sustentação
da asa)
A Figura 6.5 mostra uma aeronave em vôo nivelado onde a linha CG-CP-T
representa o eixo longitudinal da aeronave desde o centro de gravidade até uma
posição “T” no estabilizador.
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Figura 6.5 – Forças atuantes na estabilidade longitudinal
A maioria das aeronaves é projetada de maneira que o CP fique localizado atrás do
CG. Esta consideração torna o nariz da aeronave “mais pesado” de maneira que seja
necessária uma força adicional, para baixo, no estabilizador horizontal de maneira que
o momento gerado anule o momento do peso do nariz. Essa força é conseguida pelo
posicionamento do estabilizador em um ângulo levemente relativo.
È como se a linha CG-CP-T fosse uma alavanca, com uma força ascendente no CL e
duas forças descendentes em CG e T criando momentos que se anulam. A Força em T é
menor, porém o braço de aplicação é maior.
Embora o estabilizador horizontal tenha capacidade de nivelar longitudinalmente a
aeronave por si só, quando a aeronave voa em vôo nivelado, há um desvio do fluxo nas
asas para baixo (downwash). O efeito desse desvio no extradorso do estabilizador
produz uma pressão para baixo que em determinada velocidade é suficiente para
nivelar o avião.
Quanto maior a velocidade de vôo maior o downwash e maior a força para baixo
no estabilizador (exceto para caudas em T). A Figura 6.6 mostra a influência da
velocidade da aeronave na carga aerodinâmica do estabilizador.
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151
Figura 6.6 – Influência da velocidade na carga do estabilizador
Em aeronaves com estabilizadores fixos, o fabricante posiciona a superfície em um
ângulo que forneça a melhor estabilidade durante o vôo em velocidade de cruzeiro e
potência de tração.
Se a velocidade da aeronave diminui, a velocidade do fluxo no extradorso da asa
também diminui e, portanto ocorre diminuição do downwash. A conseqüente redução
da força no estabilizador provoca um momento de nose-down. Conforme a atitude da
aeronave muda, o ângulo de ataque e o arrasto diminuem permitindo uma aceleração
do fluxo de ar. Esse aumento de velocidade provoca um aumento no downwash,
aumentando a força no estabilizador e retornando a aeronave para uma posição de
subida.
Conforme a atitude de subida continua, a velocidade do fluxo volta a diminuir
causando a diminuição do momento causado pelo estabilizador. O ciclo volta a se
repetir, porém como a aeronave é dinamicamente estável, a amplitude é menor a cada
ciclo e a aeronave volta a voar em nível.
Um efeito parecido acontece quando se diminui a potência no manete. O
downwash da asa é reduzido e a força em T não é suficiente para manter a cauda
abaixada e a aeronave entra em atitude nose-down. Esta característica e desejável pois
nessa atitude a aeronave está tentando ganhar velocidade e restabelecer o equilíbrio.
Potência ou tração também podem exercer um efeito desestabilizante, visto que
um aumento de tração pode fazer o nariz da aeronave levantar.
Este efeito pode ser compensado com localização da linha de tração acima do
centro de gravidade. Esta solução cria um momento nose-down com o aumento da
potência ou da tração. A Figura 6.7 mostra a influência da tração no downwash.
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152
Figura 6.7 – Influência da tração na carga do estabilizador
Conclusão: se o CG está à frente do CP e com uma força aerodinâmica no
estabilizador para baixo, a aeronave sempre vai voltar a uma atitude de segurança.
De outra maneira, se o CG está posicionado atrás do CP, o estabilizador deverá ter
ângulo de ataque positivo, de maneira a criar uma força de sustentação para cima
(positiva) para anular o momento nose-up da aeronave produzido pela asa.
Se o ângulo de ataque do avião é aumentado os ângulos da ataque da asa e do
estabilizador também aumentam e a sustentação do estabilizador tente a anular a
arfagem da aeronave.
Pode ocorrer de a força de sustentação da asa não ser proporcionalmente maior
que a variação da força gerada pela empenagem e a aeronave tornar-se instável.
6.3. Estabilidade Lateral
A estabilidade lateral (ou de rolagem) é a estabilidade da aeronave relativa ao eixo
longitudinal.
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153
Quando as semi-asas de uma aeronave em vôo horizontal, sofrem um desequilibrio
devido a uma perturbação qualquer, fazendo o avião inclinar em torno do eixo
longitudinal, o vetor sustentação gira criando duas componentes:
a) a componente horizontal tende a mover o avião lateralmente; e
b) a componente vertical tende a fazer a aeronave mover-se para baixo.
Nessa situação a aeronave tende a deslocar-se lateralmente e para baixo em um
movimento chamado de glissada. Nessa condição a aeronave pode apresentar um dos
três seguintes comportamentos:
a) retornar ao equilíbrio, nivelando a asa (estabilidade estática positiva);
b) continuar a glissar sem variar o desnível entre as semi-asas (estabilidade
estática neutra); e
c) desequilibrar-se, desnivelando cada vez mais a asa (estabilidade estática
negativa)
A maneira mais comum de produzir estabilidade lateral é construir as asas com um
ângulo de aproximadamente três graus em relação ao eixo longitudinal. As semi-asas
se encontram na junção com a fuselagem formando um V em um ângulo conhecido
como diedro. A quantidade de diedro é medida pelo ângulo entre uma semi-asa com o
eixo lateral. Se a inclinação é para cima, diz-se que a asa possui diedro positivo, se a
inclinação é para baixo diz-se que o diedro é negativo. A Figura 6.8 mostra uma
aeronave com asa em diedro positivo.
Figura 6.8 – Asa com diedro positivo
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154
Quando o avião está glissando para a esquerda, aparece um vento relativo a partir
da ponta esquerda da asa. Ao se decompor esse vento relativo nas direções paralela e
perpendicular ao plano da asa teremos o que está representado na Figura 6.9.
Figura 6.9 – Vento relativo na glissagem
Verificamos então que na semi-asa mais baixa a componente perpendicular tende
a aumentar a sustentação desse lado. Já na asa alta a componente perpendicular
tende a diminuir essa sustentação. Conseqüentemente aparece um momento
estabilizador que tende a retornar a aeronave para a posição nivelada. A Figura 6.10
mostra o momento estabilizador gerado pela asa em diedro.
Figura 6.10 – Momento estabilizador do diedro positivo
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155
Em uma asa com diedro negativo, a estabilidade lateral do avião diminui, pois o
vento lateral produz as componentes perpendiculares de maneira inversa, diminuindo
a sustentação da semi-asa que desce (Figura 6.11).
Figura 6.11 – Momento desestabilizador do diedro negativo
O enflechamento positivo da asa também contribui com a estabilidade lateral da
aeronave. Quando o avião está glissando, a semi-asa mais baixa recebe uma maior
velocidade normal em seu bordo de ataque e, portanto é q que gera mais sustentação.
A dissimetria de sustentação na asa enflechada positivamente produz um momento
estabilizador.
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156
Figura 6.12 – Efeito do enflechamento da asa na estabilidade lateral
Uma asa com enflechamento negativo tem o comportamento oposto,
desestabilizando lateralmente a aeronave.
Durante a glissagem do avião, tanto a fuselagem quanto o estabilizador vertical
recebem o vento lateral.
A pressão recebida pelo vento lateral, irá gerar dois momentos em relação ao eixo
longitudinal. Como a força que gera esses momentos é proporcional à área, se a área
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157
da fuselagem acima do eixo longitudinal somada com a área da deriva for maior que a
área da fuselagem na parte inferior desse eixo, o momento na parte superior será
maior que o da parte inferior e portanto deverá estabilizar a aeronave. A Figura 6.17
mostra esse efeito.
Figura 6.13 – Efeito da fuselagem e do estabilizador horizontal na estabilidade
lateral
Se a área da fuselagem abaixo do eixo longitudinal for maior, o momento
resultante é desestabilizador.
Outro fator que influi na estabilidade lateral é a posição da asa em relação à
fuselagem. Nas aeronaves de asa alta o CG está localizado abaixo da asa e portanto, a
fuselagem age como um pêndulo gerando um momento que tende a restituir a
aeronave à condição de equilíbrio.
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158
Nas aeronaves de asa baixa o CG está localizado acima da asa e em caso de
desnivelamento, aparece um momento que tende a desequilibrá-la ainda mais. A
Figura 6.14 mostra o efeito da posição da asa na estabilidade lateral.
Figura 6.14 – Efeito da posição da asa na estabilidade lateral
Outra característica estabilizadora em aeronaves de asa alta é que o vento lateral
que incide na fuselagem do lado da glissagem tende a estabilizar a aeronave
6.4. Estabilidade Direcional
A estabilidade direcional refere-se à tendência da aeronave manter-se em
equilíbrio em relação ao eixo vertical. Enquanto a estabilidade lateral trata da
estabilidade em casos de glissagem, a estabilidade direcional é relacionada à
derrapagem da aeronave.
A derrapagem é o vôo da aeronave em ângulo entre o eixo longitudinal e o vento
relativo como demonstrado na Figura 6.15.
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159
Figura 6.15 – ângulo de derrapagem
Quando o nariz da aeronave sofre um desvio lateral, três comportamentos
diferentes:
a) a aeronave tende a voltar à condição de vôo não derrapado (estabilidade
estática positiva);
b) a aeronave tende a permanecer em vôo com o ângulo de derrapagem para o
qual foi desviado (estabilidade estática neutra); e
c) a aeronave tende a aumentar o ângulo de derrapagem (estabilidade estática
negativa).
O principal elemento que promove a estabilidade direcional é o estabilizador
vertical (também conhecida como deriva).
Quando o nariz de uma aeronave sofre um desvio lateral, o ângulo de ataque do
estabilizador vertical aumenta, gerando uma força lateral que tende a zerar o ângulo
de derrapagem.
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160
Quanto maior for a deriva e mais distante do CG, maior será o seu efeito
estabilizante.
Além de produzir um efeito estabilizante lateralmente, o enflechamento positivo
da asa também gera um momento estabilizante direcionalmente.
Em função de uma perturbação que desloque o nariz da aeronave para a esquerda,
por exemplo, a asa esquerda move-se para trás, enquanto a direita move-se para
frente. Em consequência, a asa direita tem o vento relativo aumentado e, em
conseqüência, seu arrasto também aumentado. O aumento do arrasto contribui para
trazer o nariz de volta para a posição original de equilíbrio. Com a asa esquerda ocorre
o inverso. O aumento do arrasto na asa direita e a diminuição na asa esquerda
provocam um movimento de reação do eixo da fuselagem na direção de onde proveio
a perturbação. Esse efeito é mostrado na Figura 6.16.
Figura 6.16 – Efeito do enflechamento na estabilidade direcional
Numa derrapagem, a resultante aerodinâmica do vento relativo sobre a fuselagem
encontra-se à frente do CG. Isto faz com que a aeronave tenda a aumentar o seu
ângulo de derrapagem. Portanto a fuselagem tem um efeito desestabilizante
Teoria de Vôo – Aeronaves de Asa Rotativa Especialização em Engenharia Aeronáutica - 2013 Prof. Ramón Silva
161
direcionalmente. O efeito da fuselagem na estabilidade direcional é mostrado na
Figura 6.17
Figura 6.17 – Efeito da fuselagem na estabilidade direcional
6.5. Acoplamento direcional e lateral
6.5.1. Dutch Roll
Quando foi analisada a estabilidade direcional, foi dito que aeronaves com asa
enflechada tendem a aproar o vento relativo da perturbação. Dessa forma, a asa do
lado oposto da perturbação avança, ganhando velocidade.
Todavia, quando a asa do lado oposto da perturbação avança, em função de uma
perturbação lateral, ela tem não apenas seu arrasto aumentado, mas também sua
sustentação. De forma análoga, a asa que se move para trás tem sua sustentação
diminuída. Com isso, surge uma tendência ao giro de asa.
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162
Resumindo: o aumento do arrasto em uma das asas contribui para trazer o nariz de
volta para a posição original de equilíbrio. Já o aumento da sustentação implica em
uma tendência ao rolamento.
Essas duas tendências, agindo em conjunto, ou seja, acopladas, pode dar origem a
um movimento chamado de “dutch roll”. O efeito é demonstrado na Figura 6.18.
Figura 6.18 – Dutch Roll
O “dutch roll” é naturalmente amortecido na maioria das aeronaves, embora possa
ocorrer degradação do amortecimento em condições de mais alta velocidade e em
altitude.
Aeronaves com pouca estabilidade direcional são propensas ao “dutch roll”.
Aeronaves com asas enflechadas têm tendência ao “dutch roll” devido ao
acoplamento dos movimentos.
6.5.2. Divergência Espiral
A divergência espiral se caracteriza quando um avião que é muito estável
direcionalmente mas não lateralmente; por exemplo, um avião com grande “fin” mas
sem ângulo de diedro. Neste caso, quando o avião está sob um ângulo de rolagem e
sob um ângulo de derrapagem, a força lateral tende a girar o avião em direção ao
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163
vento relativo. A semi-asa externa vai mais rápido, gera mais sustentação, e o avião vai
rolar de modo a aumentar o ângulo de rolagem. Não existe estabilidade lateral que
contrabalance este rolamento. O ângulo de rolagem aumenta, e o avião continua a
girar em direção à derrapagem em uma espiral.
Figura 6.19 – Divergência espiral
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164
6.6. Peso e Balanceamento
6.7. Efeitos de Peso e Centro de Gravidade
6.7.1. Peso
A aeronave com excesso de peso não decola, não sobe nem voa tão bem quanto
uma aeronave carregada dentro dos limites. Conforme expresso no Manual, não é
possível levar tudo ao mesmo tempo. Se houver necessidade de transportar todos os
passageiros e suas bagagens, o piloto deve diminuir a quantidade de combustível nos
tanques, para a etapa de vôo prevista. Com isso, poderá haver necessidade de fazer
um ou mais pousos técnicos para reabastecimentos, dependendo da distância entre a
origem e o destino do vôo.
Normalmente, o peso máximo permitido para pouso é menor do que a capacidade
de carga da aeronave. Em outras palavras, mesmo decolando com o peso dentro do
limite máximo, a aeronave não pode regressar imediatamente para pousar, devendo
consumir parte do combustível, para não afetar sua estrutura. Em caso de emergência,
o piloto deve estar treinado para realizar o procedimento previsto.
Entre os problemas que podem ser causados pelo excesso de peso da aeronave
estão:
a) necessidade de uma maior velocidade de decolagem;
b) necessidade de uma pista maior para decolagem;
c) redução da razão de subida;
d) redução do ângulo de subida;
e) redução do teto de serviço;
f) redução da velocidade de cruzeiro;
g) redução da distância de cruzeiro;
h) redução de manobrabilidade;
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165
i) maior velocidade de pouso;
j) maior pista de pouso;
k) cargas excessivas na estrutura, principalmente no trem de pouso.
6.7.2. Centro de Gravidade Adiantado
Se o CG da aeronave está excessivamente adiantado, aparecem esforços excessivos
no estabilizador durante a corrida de decolagem. Para tirar a aeronave do chão, o
piloto deve rotacionar a aeronave em torno do trem de pouso principal. Essa ação é
realizada pela geração de uma força para baixo gerada nessa superfície.
Se o CG estiver muito deslocado para a dianteira, o momento que deve ser
exercido por essa força deve ser maior, o que significa que essa força deve ser
incrementada. Essa necessidade de aumento nessa força vai causar uma degradação
no desempenho de decolagem do avião.
Deve ser lembrado que, durante a decolagem, a distância entre o CG, a
empenagem horizontal e o trem de pouso principal impõe algumas dificuldades para o
controle quando a aeronave decola.
Se o trem principal tem suas pernas recuadas ou se o CG estiver muito adiantado, o
piloto vai ter que exercer uma força muito grande no manche para gerar o momento
de cabragem necessário para o levantamento do nariz da aeronave. Quando a
aeronave se descola da pista, o momento que tende a girar a aeronave é aplicado no
CG e não mais no trem principal (já que não há mais a reação da pista. Assim o piloto
pode ser obrigado a aliviar a pressão do manche ou até mesmo comandar o
abaixamento do nariz. Essa situação exige um controle acurado da atitude da aeronave
e pode conduzir a situações de perigo.
A posição dianteira do CG pode ser limitada por requisitos de decolagem. Se a pista
exigir maiores deflexões de flap, a geração extra de sustentação cria um momento que
deve ser compensado por um maior esforço do estabilizador.
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166
Conforme já visto, existe uma força estabilizante na empenagem horizontal que
depende do ângulo de downwash do fluxo da asa. Quanto maior o ângulo de
downwash, maior será essa força no estabilizador.
Conforme a aeronave aproxima-se do solo para o pouso, essa proximidade afeta o
ângulo do escoamento que atinge a empenagem. Dessa maneira, a força que incide na
empenagem é menor e portanto o piloto deve atuar puxando o manche. Se o CG
estiver muito à frente, pode ser que não seja possível a cabragem da aeronave. Essa
situação crítica pode provocar o toque do trem de nariz antes do toque do trem
principal provocando um acidente.
Figura 6.20 – Centro de gravidade adiantado
6.7.3. Centro de Gravidade Recuado
A posição muito recuada do CG reduz a estabilidade longitudinal da aeronave.
Nessa situação os movimentos de fugóide podem não ser totalmente amortecido e
caso o carregamento seja excessivo, a estabilidade estática longitudinal pode se tornar
negativa.
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167
Figura 6.21 – Centro de gravidade recuado
6.8. Tipos de Peso
EEW - Equipped Empty Weight (Peso Vazio Equipado) - Peso da aeronave
incluindo todos os equipamentos imprescindíveis para vôo: motores, fuselagem,
instrumentação, sistemas e equipamentos que fazem parte da configuração típica da
aeronave. Estão incluídos o oxigênio, agentes de extinção de incêndio e fluidos
contidos nos amortecedores.
BEW - Basic Empty Weight (Peso Básico Vazio) – É o EEW somado dos pesos do
óleo do motor, fluído hidráulico e combustível não-utilizável.
OBW - Operational Basic Weight (Peso Básico Operacional) – É o BEW somado dos
pesos de todos os itens necessários para a operação da aeronave:
a) Tripulantes;
b) Bagagens dos tripulantes;
c) Manuais operacionais e acessórios de navegação;
d) Equipamentos de galley e alimentos;
e) Líquidos utilizados nos lavatórios.
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AZFW - Actual Zero Fuel Weight (Peso Real Zero Combustível) – É o OBW somado
da carga paga da aeronave:
a) Passageiros;
b) Bagagem dos passageiros;
c) Carga transportada.
MZFW - Maximum Zero Fuel Weight (Peso Máximo Zero Combustível) – É o peso
máximo que a aeronave pode atingir antes que seja abastecida de combustível. É
dimensionado considerando-se os esforços estruturais de aeronave. Considerando a
Figura 6.22 podemos observar que a aeronave da esquerda encontra se com o MZFW
e a da direita está com seus tanques vazios
Figura 6.22 – Esforços na aeronave devido ao carregamento de combustível
Quando a aeronave encontra-se com os tanques cheios, o momento de flexão que
tende a levantar as asas da aeronave é determinado pela diferença entre a
sustentação e o peso da asa (incluindo o peso do combustível), multiplicado pelas
distâncias dessa força em relação à raiz.
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169
Nessa situação, o peso do combustível tende a balancear a sustentação,
contribuindo para a diminuição do momento fletor nesse semi-asa
Se os tanques de asa estão vazios, o momento fletor atinge seu valor máximo,
mesmo que a diminuição do peso total da aeronave induza a uma diminuição da
sustentação, pois não força que gere momento no sentido contrário.
Portanto o MZFW é determinado pela resistência da semi-asa de resistir a esse
momento fletor na sua raiz.
Maximum Payload (Máxima Carga Paga Permissível) – É a quantidade máxima de
carga que pode ser colocada a bordo de uma aeronave. É a diferença entre MFZW e o
OEW.
MRW - Maximum Ramp Weight (Máximo Peso de Rampa) – É o peso máximo que
uma aeronave pode ter ao efetuar taxiamento. Geralmente é ligeiramente superior ao
peso máximo estrutural de decolagem, o que significa que o peso máximo de rampa
permite levar uma quantidade de combustível adicional, que será consumida até a
cabeceira da pista, durante taxis longos e esperas prolongadas. A decolagem com
peso igual ou superior ao MRW é uma violação dos regulamentos aeronáuticos.
MTOW - Maximum Take Off Weight (Peso Máximo de Decolagem) – É o peso
máximo de decolagem. Representa o limite de peso para o qual a aeronave será capaz
de efetuar uma decolagem segura, mesmo no caso de uma falha de motor em
aeronaves multimotoras. Com esse peso a aeronave deverá ser capaz de evitar
quaisquer obstáculos no eixo da pista, mantendo um gradiente de subida mínimo,
conforme definido pelos regulamentos aeronáuticos aplicáveis.
IMW - Inflight Minimum Weight (Peso Mínimo em Vôo) – Ao efetuar o
dimensionamento de suportes para equipamentos da aeronave, o engenheiro
considera que a aeronave será submetida a um fator de carga máximo. Se a aeronave
estiver muito leve, esse fator de carga máximo irá impor uma aceleração muito forte à
estrutura da aeronave, gerando risco de rompimento desses suportes. Portanto é
definido um peso mínimo de vôo para algumas aeronave.
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170
ATW ou TOW - Actual Take Off Weight (Peso Real de Decolagem) – É o peso real
da aeronave na decolagem, deve ser igual ou menor ao MTOW.
MLW - Maximum Landing Weight (Peso Máximo de Pouso) – O peso máximo de
pouso é o limite para o qual a aeronave pode efetuar um pouso seguro. É limitado por
considerações sobre a resistência estrutural do avião aos esforços durante o toque na
pista e capacidade de efetuar uma arremetida com um motor inoperante.
6.9. Cálculo do Peso
O peso vazio do avião deve ser determinado para que a carga máxima que pode
ser embarcada possa ser determinada. A periodicidade para que a pesagem da
aeronave seja feita é determinada pelas autoridades aeronáuticas. A periodicidade de
pesagem é mostrada na Tabela 6-1.
Tabela 6-1 - Periodicidade de pesagem
Tipo de
Aeronave Categoria de
Homologação Categoria de
Operação Prazo de
Pesagem(*)
Convencional/Turbo-hélice
RBHA 23(FAR23) Aviões categoria
normal Conforme RBHA 91 Indeterminado
Jato Puro/Turbofan
(monomotor)
RBHA 23(FAR23)
Aviões categoria normal
Conforme RBHA 91 Indeterminado
Convencional/Turbo-
hélice/ Jato Puro/TurboFan
RBHA 23(FAR23)
Aviões categoria transporte regional
Conforme RBHA 91 5 anos
Jato Puro/TurboFan (multimotor)
RBHA 23(FAR23) Aviões categoria
Normal Conforme RBHA 91 5 anos
Convencional/Turbo-hélice
RBHA 25(FAR25) Aviões categoria
transporte
Conforme RBHA 91 5 anos
Jato Puro/TurboFan
RBHA 25(FAR25) Aviões categoria
transporte
Conforme RBHA 91 5 anos
Convencional/Turbo-Eixo
RBHA 27(FAR27) Aeronaves de asas rotativas categoria
normal
Conforme RBHA 91 Indeterminado
Convencional/Turbo-Eixo
RBHA 29(FAR29) Aeronaves de asas rotativas categoria
transporte
Conforme RBHA 91 5 anos
Todas Todas Conforme RBHA 135
3 anos ou 5 anos
conforme especificações
operativas
Todas Todas Conforme RBHA 121 A cada 5 anos ou
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171
Tipo de
Aeronave Categoria de
Homologação Categoria de
Operação Prazo de
Pesagem(*) conforme
especificações
operativas
(*) Com exceções dos seguintes casos :
(1) Aeronaves cujos manuais aprovados definem intervalos de tempo entre pesagens
consecutivas devem ser repesadas de acordo com tais manuais.
(2) sempre que houver dúvidas quanto à exatidão de seu peso e balanceamento.
(3) após ter sido submetida a serviços de manutenção, modificações e reparos que
possam ter alterado seu peso, incluindo pintura geral, grandes reparos, grandes
modificações, mudanças de configuração, etc.
OBS.: As datas das cartas de correções de fichas de pesagem e balanceamento não
devem ser consideradas quanto à revalidação de uma pesagem.
Em caso de uma grande modificação na aeronave, como a instalação de
equipamentos, troca de interior e até mesmo a pintura da aeronave, uma nova
pesagem deve ser efetuada.
A pesagem deve ser feita por uma empresa homologada pela autoridade,
cumprindo os métodos definidos nos manuais de manutenção. De uma forma geral é
feito da seguinte forma:
a) Esvaziamento dos tanques de combustível;
b) Abastecimento do tanque de óleo;
c) Recolher flaps;
d) Ajustar os assentos na posição vertical;
e) Posicionamento das superfícies de controle na posição neutra.
A pesagem do avião deve ser realizada dentro do hangar, de maneira que a ação
de ventos sobre a superfície seja eliminada.
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172
A medição é feita com o posicionamento da aeronave nos macacos. A aeronave
deverá estar nivelada, pois se a aeronave estiver com atitude de nariz elevado, a
tendência do peso é de se concentrar nas pernas do trem de pouso principal. A Figura
6.23 mostra a aeronave Phenom 100 posicionada para determinação do peso. A Figura
6.24 mostra um helicóptero posicionado para pesagem.
Figura 6.23 – Avião Phenom 100
Figura 6.24 – Pesagem de Helicóptero
Eventualmente a aeronave pode ser pesada pela colocação de balança
diretamente no pneu da aeronave (Figura 6.25)
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Figura 6.25 – Balança no pneu
6.10. Cálculo do Centro de Gravidade
O CG da aeronave é calculado pela razão entre a soma dos momentos que estão
atuando nos trens da aeronave pelo peso total do avião.
O primeiro passo é definir o ponto de referência, também conhecido como datum,
pra que o somatório dos momentos seja feito.
No caso da aeronave EMB-711 Corisco representada na Figura 6.1, o datum fica a
1,991 m do bordo de ataque da raiz da asa.
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Figura 6.26 – Avião EMB 711 Corisco
A componente do peso nas pernas do trem de pouso são representadas por PN
(Peso na Perna do Nariz), PE e PD (Perna Esquerda e Perna direita do trem principal). A
distância (braço) entre o plano de referência e o trem de nariz é representada por l e
distância entre o datum e o trem principal é representada por B. Então os momentos
gerados nesses pontos são:
Momento gerado pela força no trem de nariz M1=PN.l 6.1
Momento gerado pela força no trem principal esquerdo M2=PE.B 6.2
Momento gerado pela força no trem principal direito M3=PD.B 6.3
Como o peso da aeronave é a soma das três forças e encontra-se concentrado no
CG então o somatório dos momentos na aeronave é dado por:
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175
MT = M1 + M2 + M3 = PT . CG 6.4
E o a posição do CG é determinada por
CG = (PN.l + PE.B + PD.B)/PT 6.5
6.11. Envelope do Centro de Gravidade
O centro de gravidade será modificado pela adição de cargas ao avião.
Quando forem instalados equipamentos definitivos, estes deverão constar das
anotações do manual da aeronave, com a respectiva modificação do C.G. referente ao
peso vazio básico acima calculado.
A partir destes dados, o piloto carrega a aeronave calculando os pesos e os
momentos desse carregamento específico, verificando se o C.G. resultante está dentro
do envelope aprovado.
O envelope do centro de gravidade é o gráfico que delimita o posicionamento do
CG na aeronave.
O envelope do CG pode ser dividido em sete regiões, conforme mostra a Figura
6.27:
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Figura 6.27 – Envelope do CG
Região 1: o limite dianteiro nessa região é devido a cargas no trem de pouso
dianteiro e ao desempenho na decolagem. Em algumas aeronaves o limite dianteiro
nessa região pode ser mais restrito dependendo do flap selecionado.
Região 2 : limite representado pelo peso máximo estrutural de decolagem
(MTOW).
Região 3: limite ditado por considerações de estabilidade da aeronave.
Região 4: em algumas aeronaves, o limite traseiro em condições de pouco peso,
pode sofrer uma restrição devido a aplicação de tração em regime de decolagem.
Supondo os motores abaixo do CG, a aeronave tende a levantar o nariz, diminuindo a
efetividade do trem dianteiro.
Região 5: limite devido a cargas no trem dianteiro e efetividade da empenagem
horizontal.
Região 6: limite devido ao peso máximo sem combustível (MZFW), devido a cargas
imposta na raiz da asa.
Região 7: limite imposto pelas cargas impostas à estrutura da aeronave devido ao
peso máximo de pouso (MLW).
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177
Referências
Andrade, D. Fundamentos da Engenharia Aeronáutica. Notas de aula.
Homero, Souza (1991) Fundamentos de Aeronáutica, Embraer, 287p, São José dos
Campos, 1991.
Menezes, Luiz Pradines de (2004), Fundamentos da Teoria de Voo, Edições
Inteligentes, São Paulo.
Pilots Handbook of Aeronautical Knowledge. Federal Aviation Administration.
Raymer., D. P., Aircraft Design: A conceptual Approach, AIAA Educations Series,
1991.
Swatton, P.J., Principles of Fligth for Pilots, John Wiley and Sons, 2010
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Capítulo 07 – Aeronaves de Asa Rotativa
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7. Asas Rotativas
Assim como as aeronaves de asa fixa, os helicópteros também têm sua sustentação
gerada pelo efeito do fluxo de ar em uma superfície aerodinâmica.
Enquanto os aviões precisam de velocidade à frente para gerar sustentação nas
asas, o vento relativo nos helicópteros é criado pela rotação das pás. Essa
característica permite aos helicópteros levantarem vôo sem se deslocarem. A rotação
das pás é tão importante para os helicópteros quanto a velocidade é para os aviões.
Para o estudo da aerodinâmica das pás de um helicóptero, o primeiro passo é
definir os parâmetros geométricos desse tipo de asa.
Assim como as asas fixas as pás possuem envergadura e corda. Embora a corda da
pá tenha a mesma definição da corda da asa fixa (distância entre bordo de fuga e
bordo de ataque), a envergadura da pá não é definida como a distância entre as
pontas das pás, mas a distância entre a raiz e a ponta de uma pá. A Figura 7.1 ilustra
essa definição.
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Figura 7.1 – Parâmetros geométricos da pá
A razão entre a envergadura e a corda média da pá define o alongamento e assim
como nas asas fixas quanto maior o valor do alongamento, maior será a sustentação e
menor será o arrasto.
O produto entre a corda média e a envergadura é a área da pá.
A pá é dividida em seções, chamadas de estações que vão da raiz à sua ponta,
como é mostrado na Figura 7.2.
Figura 7.2 – Estações da pá
Devido ao giro do rotor, a velocidade tangencial nas estações da pá é variável. A
variação da velocidade ao longo da envergadura provoca um aumento da sustentação
na pá no sentido da raiz, onde a velocidade tangencial é aproximadamente 10 mph,
para a ponta, onde pode chega a aproximadamente 500 mph. Da mesma maneira que
a asa de um avião o efeito de ponta gera vórtices e provoca diminuição de sustentação
nessa região
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181
A torção da pá ao longo da sua envergadura é uma solução utilizada para distribuir
a diferença na sustentação nas estações da pá. A variação do ângulo de incidência
provoca o deslocamento do centro de pressão (local da resultante aerodinâmica) para
aproximadamente 70% da envergadura da asa. A Figura 7.3 mostra a variação do
ângulo de incidência ao longo da envergadura.
Figura 7.3 – Torção da pá
Outra solução semelhante às asas fixas é a variação da corda ao longo da
envergadura. O afilamento ou a distribuição trapezoidal da corda ajudam a distribuir a
sustentação no sentido da envergadura e diminui a formação de vórtices. A Figura 7.4
mostra uma pá trapezoidal.
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182
Figura 7.4 – Pá trapezoidal
O plano imaginário traçado pela trajetória média das pontas das pás é chamado de
plano de rotação e é sempre perpendicular ao eixo de rotação.
7.1. Vôo em Potência
Em vôo de potência (pairado, vertical, à frente, lateral e a ré) a sustentação total e
a tração são perpendiculares ao disco das pás.
7.1.1. Vôo Pairado
Considerando-se que a aeronave esteja em uma condição em que não haja vento
relativo, durante o vôo pairado o helicóptero mantém uma posição constante sobre
um ponto selecionado, normalmente a poucos metros do solo.
Em vôo pairado, a sustentação e a tração produzidos pelo rotor são paralelas entre
si e aos vetores de peso e arrasto, porém com sentido oposto a essas forças.
Enquanto paira a quantidade de tração do rotor principal pode ser alterada para
que seja mantida a altitude desejada da aeronave.
Esta alteração de tração é conseguida pela mudança no ângulo de ataque das pás
do rotor principal e pela variação de potência, e neste caso a tração age na mesma
direção vertical da sustentação (Figura 7.5).
O peso total que deve ser suportado é o peso total da aeronave somado ao peso
da tripulação e da carga paga.
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183
Se a quantidade de tração é maior que o peso real do helicóptero a aeronave
ganha altitude. O contrário acontece se a tração for menor que esse peso.
Figura 7.5 – Vôo pairado
O arrasto de um vôo pairado é praticamente composto pelo arrasto induzido pela
geração de sustentação nas pás. Porém há uma pequena quantidade de arrasto de
perfil conforme as pás rotacionam pelo ar. A partir desse ponto, o termo "arrasto"
representa o arrasto total (induzido e de perfil).
Uma consequência importante desta geração de tração é o aparecimento de um
torque. Conforme a Terceira Lei de Newton, quando o motor gira o rotor principal no
sentido anti-horário, a fuselagem do helicóptero tende a girar no sentido horário.
A quantidade de torque gerada é diretamente proporcional à potência do motor
utilizada para girar o rotor principal. Então quando a potência muda, o torque muda
também.
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Um rotor de cauda para compensar o torque que gira a fuselagem, controlado
pelos pedais antitorque, é utilizado na maioria das aeronaves.
A quantidade de tração no rotor de cauda é variada para que o torque seja
compensado com a variação da potência.
Como o motor fornece maior potência, o rotor de cauda deve fornecer maior
tração.
7.1.2. Tendência a Translação (Drift)
Durante o vôo pairado um helicóptero de rotor simples tende a se movimentar na
mesma direção da tração do rotor anti-torque. Esta tendência de escorregamento é
chamada de translação. Essa tendência ao movimento é demonstrada na Figura 7.6.
Figura 7.6 – Tendência de translação
Para compensar essa tendência, podem ser usadas uma ou mais das seguintes
soluções:
1) A transmissão principal é montada de maneira que o plano do disco esteja
levemente inclinado, gerando sustentação lateral oposta à sustentação
produzida pelo rotor de cauda;
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185
2) O ajuste do controle cíclico é feito de maneira que o disco do rotor esteja
levemente inclinado, gerando sustentação lateral no sentido oposto á
sustentação do rotor de cauda;
3) O controle de ângulo de ataque é projetado de maneira que o disco do
rotor esteja levemente inclinado, gerando sustentação lateral no sentido
oposto á sustentação do rotor de cauda.
Compensar a translação em uma aeronave cujo rotor gira no sentido anti-horário
faz com que o esqui esquerdo tenda a abaixar.
7.1.3. Efeito Pendular
A fuselagem do helicóptero, com um único rotor, é sustentada por um único
ponto, possui uma massa considerável, é livre para oscilar tanto longitudinalmente
quanto lateralmente como um pendulo. A Figura 7.7 mostra o efeito pendular em um
helicóptero
Figura 7.7 – Efeito pendular
Este efeito pendular pode ser exagerado por um excesso no comando, portanto os
comandos devem sempre ser realizados de maneira suave.
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7.2. Vôo Vertical
O vôo pairado é na verdade um elemento do vôo vertical. Aumentando o ângulo
de ataque das pás do rotor, e mantendo-se a rotação constante, haverá geração de
tração e sustentação na vertical e o helicóptero ira subir (Figura 7.8).
O contrário acontece quando o ângulo de ataque é diminuído. Em condição sem
vento se a soma da tração com a sustentação for menor que o peso e o arrasto ad
fuselagem a aeronave desce.
Figura 7.8 – Vôo vertical - subida
7.3. Vôo a Frente
Durante o vôo à frente, o disco é inclinado de maneira que a sustentação total crie
uma resultante para frente. Essa resultante é decomposta em duas componentes.
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Uma componente vertical (sustentação) e uma componente horizontal que traciona o
helicóptero na direção de vôo.
Nessa condição de vôo, aparece um arrasto de fuselagem causado pelo movimento
do helicóptero à frente. A Figura 7.9 mostra as forças atuantes na aeronave em vôo a
frente.
Figura 7.9 – Vôo à frente
Em vôo à frente, nivelado e com velocidade constante, a tração é igual ao arrasto
e a sustentação é igual ao peso.
Se a sustentação excede o peso a aeronave sobe e se o peso é menor que a
sustentação a aeronave vai descer.
Se a tração excede o arrasto, a velocidade aumenta. Caso contrário a velocidade
diminui.
Conforme o helicóptero voa a frente, a aeronave tende a perder altitude, pois uma
quantidade de sustentação é transformada em tração.
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No entanto, como o helicóptero começa a acelerar, o rotor se torna mais eficiente
devido a um aumento do fluxo de ar. O resultado é um aumento de potência para
além daquela requerida para que a aeronave paire. Uma aceleração contínua irá
causar um aumento contínuo do fluxo de ar provocando um acréscimo contínuo nessa
potência.
7.3.1. Sustentação de Translação
A sustentação de translação ocorre se houver um fluxo de ar horizontal sobre o
rotor. Este acréscimo de fluxo se torna mais perceptível quando a velocidade do ar
está aproximadamente entre 16 a 24 knots.
Conforme o helicóptero acelera nessa velocidade, o disco do rotor se move para
fora dos seus vórtices em uma região em que o ar é relativamente não perturbado.
Figura 7.10 – Sustentação translacional
Quando um helicóptero de rotor simples voa em sustentação translacional, o fluxo
de ar que passa pelo rotor principal e sobre o rotor de cauda se torna menos
turbulento e, portanto mais eficiente aerodinamicamente (Figura 7.10).
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189
Como a eficiência do rotor de cauda melhora, mais sustentação é produzida na
cauda produzindo uma guinada para a esquerda (se o rotor principal gira no sentido
anti-horário.
Nessa condição é necessário que o pedal direito seja acionado para corrigir a
tendência de guinada na decolagem
Ainda nessa condição, a ação combinada da dissimetria de sustentação com o fluxo
transversal provoca uma cabragem e uma rolagem para a direita, se nenhuma
correção for feita pelo comando cíclico.
O efeito de sustentação translacional acontece também se a aeronave estiver
“pairando” e a velocidade do vento for aproximadamente de 16 a 24 knots.
7.3.2. Fluxo Induzido
Conforme as pás do rotor giram, elas geram um vento relativo rotacional. Este
fluxo acontece de forma paralela ao plano de rotação e perpendicular ao bordo de
ataque da pá.
Este vento rotacional relativo é usado para gerar sustentação. Conforme o rotor
gera sustentação, o ar acelerado sobre o perfil é projetado para baixo.
Uma grande quantidade de ar se movimenta verticalmente, de cima para baixo,
através do disco.
Este fluxo induzido, downwash, pode alterar significativamente a eficiência do
rotor.
A combinação do vento rotacional relativo com o fluxo de ar induzido cria um
vento relativo resultante.
Com o aumento do fluxo induzido, o vento relativo se torna menos horizontal,
diminuindo o ângulo de ataque.
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Figura 7.11 – Fluxo induzido
7.4. Vôo Lateral
Assim como no vôo a frente, no vôo lateral o plano de giro do rotor é inclinado
para que a aeronave possa movimentar-se lateralmente. Nessa condição a
sustentação está posicionada no eixo vertical assim como o peso, porém a tração e o
arrasto de fuselagem estão na direção do eixo horizontal.
Figura 7.12 – Vôo lateral
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7.5. Vôo a Ré
Assim como no vôo a frente e no vôo lateral, quando a aeronave voa para trás o
plano de giro do rotor é inclinado para que a aeronave possa movimentar-se nessa
direção. Nessa condição a sustentação está posicionada no eixo vertical assim como o
peso, porém a tração e o arrasto de fuselagem estão na direção do eixo horizontal.
Figura 7.13 – Vôo a ré
7.6. Efeito Cone
O enflechamento excessivo das pás é provocado pela composição entre a força
centrífuga e pela força de sustentação. Esse efeito diminui a área efetiva do disco, o
que diminui a sustentação total da aeronave.
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O efeito cone é agravado em atitudes de cabragem, curvas ou manobras bruscas,
peso excessivo, ventos ascendentes e principalmente pela baixa rotação.
Como a força centrífuga é proporcional à rotação, a diminuição de RPM induz a um
maior desequilíbrio entre a força de sustentação e a centrífuga aumentando o ângulo
do cone.
Porém um aumento excessivo da rotação pode gerar a ruptura das pás por excesso
de força centrífuga, além de antecipar os efeitos de compressibilidade do fluxo de ar.
A ruptura das pás também pode ser causada por um ângulo de cone excessivo. A
Figura 7.14 esquematiza o efeito cone.
Figura 7.14 – Efeito cone
7.7. Efeito Solo
O efeito solo é uma manifestação da terceira lei de Newton. O fluxo ar induzido
pela rotação das pás do rotor principal gera uma pressão na parte inferior da
aeronave. A reação à força gerada por esse fluxo no solo gera uma sustentação extra.
Os principais fatores para a geração de efeito solo são a direção e a quantidade de ar
deslocado. O ângulo de ataque tem maior contribuição no efeito solo do que a rotação
no efeito solo. O efeito solo acontece com a aeronave em vôo pairado a uma altura
máxima de metade do diâmetro do rotor.
E conhecido internacionalmente pelas siglas:
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193
IGE (In Ground Efect) = Dentro do Efeito de Solo
OGE (Out Ground Efect) = Fora do Efeito de Solo
O fluxo de ar em efeito solo é mostrado na Figura 7.15.
Figura 7.15 – Efeito solo
7.8. Dissimetria de sustentação
A dissimetria de sustentação foi o maior problema a ser enfrentado para o
desenvolvimento dos helicópteros. Embora a estabilidade possa ser atingida
teoricamente em vôo pairado, quando em vôo de translação a sustentação passa a ser
assimétrica no disco de rotação.
Além da variação de sustentação ao longo da envergadura devido à variação da
velocidade tangencial da pá conforme já foi discutido, um segundo efeito de
desigualdade de velocidades acontece no disco.
Ao se movimentar, o helicóptero cria uma componente de velocidade paralela ao
vento relativo, sendo que esta componente se soma à velocidade tangencial na pá que
avança e é subtraída desta velocidade tangencial na pá que recua.
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Essa desigualdade na velocidade relativa do fluxo que atinge as pás provoca uma
dissimetria de sustentação entre a metade do disco que avança e a metade do disco
que recua, criando uma tendência de rolamento da aeronave.
A solução encontrada para corrigir essa dissimetria é a variação do ângulo de
ataque (pitch) das pás durante o ciclo de giro, diminuindo o ângulo de incidência na pá
que avança e aumentando na pá que recua. Esta mudança de passo cíclica e
conseguida pelo uso da Unidade Misturadora (Swash Plate).
Figura 7.16 – Dissimetria de sustentação
A dissimetria de sustentação também pode ser compensada pelo movimento de
batimento vertical (flapping) e avanço-recuo (lead-lag).
Para entendermos os movimentos de batimento é necessário aprendermos sobre
os tipos de rotores empregados em helicópteros.
Os rotores são os mecanismos que permitem a compensação e equalização das
forças aerodinâmicas que atuam nas pás.
Os rotores possuem três eixos de movimento, em torno dos quais reagem à
dinâmica de vôo. Todos os rotores têm movimentos nos três eixos, porém nem todos
possuem articulações para todos esses movimentos.
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O rotor rígido possui apenas articulação para mudança de ângulo de pá. as pás são
fixadas rigidamente ao cubo e esse rigidamente ligado ao mastro. Essa configuração
facilita sua construção e manutenção.
Sem as articulações para batimento e avanço-recuo, as pás devem ser fabricadas
de maneira que sejam flexíveis e resistentes o suficiente para absorver esses
movimentos. O rotor rígido é mostrado na Figura 7.17.
Figura 7.17 – Rotor rígido (MBB Bo-105)
O rotor semi-rígido é construído de maneira que duas pás formam um só conjunto
fixado ao seu cubo. Possui um uma articulação para movimento de batimento das pás.
Cada pá possui sua articulação para mudança de passo porém a articulação de avanço-
recuo é inexistente. A Figura 7.18 mostra um rotor semi-rígido.
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Figura 7.18 – Rotor semi-rígido (Bell UH-1)
O rotor articulado possui articulações para cada um dos movimentos.
Normalmente construídos para utilização de três ou mais pás. O movimento de
avanço-recuo é absorvido pelos amortecedores (dampers). Um esquema de rotor
articulado é mostrado na Figura 7.19,
Figura 7.19 – Rotor articulado
Nos rotores semi-rígidos, o aumento da velocidade aerodinâmica na pá avançada
faz com que ela se eleve (batimento para cima), diminuindo assim seu ângulo de
ataque e sua área útil. Portanto a sustentação na pá avançada é diminuída pelo
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flapping. Como as pás são articuladas como uma gangorra, a elevação da pá avançada
provoca o abaixamento da pá recuada (batimento para baixo), aumentado a área útil e
o ângulo de ataque e por consequência a sustentação. Este movimento faz com que as
forças de sustentação nas pás avançada e recuada se equalizem. Esse movimento é
mostrado na Figura 7.20.
Figura 7.20 – Batimento em um rotor semi-rígido
Nos rotores articulados o aumento da velocidade também faz com que a pá
avançada execute o batimento para cima, diminuindo a área útil e o ângulo de ataque,
porém a asa recuada permanece no mesmo ângulo, sem realizar batimento e
mantendo sua sustentação original. Esse movimento é mostrado na Figura 7.21.
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198
Figura 7.21 – Batimento em um rotor articulado
Quando a pá realiza o batimento para cima, a distância do centro de massa desta
pá em relação ao eixo de rotação diminui.
Pelo princípio de conservação do momento angular, o produto entre rotação e raio
deve permanecer constante. Como a rotação da rotor é constante e o raio de giro
diminui, a velocidade angular da pá deve aumentar. O contrário deve acontecer na pá
com batimento para baixo.
Essa mudança na velocidade da pá no plano de rotação provoca um movimento
alternativo de avanço-recuo em torno do eixo de fixação da pá.
Essa tendência de aceleração-desaceleração da pá é conhecida como Efeito de
Coriolis e é demonstrada na Figura 7.22.
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199
Figura 7.22 – Avanço-recuo da pá
7.9. Auto-rotação
O fenômeno da auto-rotação é o mais interessante efeito aerodinâmico
encontrado nas aeronaves de asa rotativa. Esse efeito possibilita um pouso em
segurança da aeronave em caso de falha do motor.
A auto-rotação é a capacidade que as pás possuem de continuar girando no
mesmo sentido e com a mesma velocidade em caso de falha de potência, desde que
estejam em um passo mínimo.
Nos vôos com potência o ar flui através do rotor no sentido de cima para baixo.
Nos vôos em auto-rotação o fluxo se inverte, sendo que o ar passa a fluir de baixo para
cima formando um grande ângulo de ataque.
Durante um vôo o rotor roda graças á potência do motor. Em casso de falha do
motor para ou quando o piloto desengata o rotor, há outra força que pode ser usada
Teoria de Vôo – Aeronaves de Asa Rotativa Especialização em Engenharia Aeronáutica - 2013 Prof. Ramón Silva
200
para manter o regime de rotação das pás e o helicóptero voa perfeitamente
controlado até pousar.
Essa força é gerada regulando o controlo de passo (o coletivo) de forma a
conseguir uma descida controlada. O fluxo de ar que passa através do rotor durante a
descida da aeronave fornece a energia para manter as pás em rotação.
Dessa maneira o piloto vai “trocando” altitude por velocidade de forma a nunca
deixar baixar a rotação do rotor de forma a manter um momento de inércia o mais
elevado possível.
O helicóptero tem uma reserva de energia potencial acumulada, em função da
altitude a que estiver. Enquanto vai descendo vai convertendo essa energia potencial
em energia cinética e acumula-a no sistema rotor. O piloto usa essa energia cinética
para controlar a descida e a velocidade horizontal até á aterragem.
Considerando-se que a auto-rotação acontece verticalmente as forças que fazem
com que as pás rodem são similares, seja qual for a sua posição em relação ao plano
de rotação.
Durante uma auto-rotação vertical o rotor está dividido nas três zonas mostradas
na Figura 7.23:
Figura 7.23 – Disco em auto-rotação
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201
A zona de tensão, também chamada de zona de hélice, fica na zona mais próxima
às pontas das pás. A resultante aerodinâmica total (ou resultante) nesta zona fica atrás
do eixo de rotação. Esta inclinação provoca um efeito de arrasto que tende a reduzir a
rotação do sistema.
A zona de auto-rotação situa-se na região central do disco. A resultante
aerodinâmica nesta área é ligeiramente inclinada para a frente, em relação ao eixo de
rotação. Esta inclinação fornece energia que tende a acelerar a rotação das pás.
A zona de perda, ou zona de stall, cobre a região central do disco rotor. Aí a pá
funciona com o ângulo de ataque tão elevado que essa zona está em stall o que
provoca drag que tende a retardar a rotação.
Figura 7.24 – Comportamento aerodinâmico na envergadura da pá
Os vetores de força são diferentes em cada zona porque o vento aparente
rotacional é mais lento perto do centro do rotor e aumenta continuamente de
velocidade até ás pontas das pás.
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202
Na zona de tensão a resultante aerodinâmica resultante fica atrás do eixo de
rotação e embora produza alguma sustentação, opõe-se continuamente á rotação e
tende a retardar o rotor. A dimensão desta zona varia com o passo e com a razão de
descida.
Entre a zona tensão e a de auto-rotação encontra-se um ponto de equilíbrio, onde
a resultante aerodinâmica está alinhada com o eixo de rotação. A sustentação e o
arrasto gerados não produzem aceleração ou desaceleração da pá.
A zona de auto-rotação produz as forças necessárias para rodar as pás durante a
auto-rotação. A resultante aerodinâmica nesta zona é inclinada para a frente do eixo
do rotor e desenvolve uma força de aceleração contínua.
Consegue-se um regime de rotação constante ajustando o comando de controle de
passo de forma a que as forças de aceleração da pá na zona de auto-rotação
compensem as forças de retardo das outras zonas.
7.10. Comandos de Vôo
Há uma série de semelhanças entre os comandos de vôo , porém os comandos dos
helicópteros dependem da rotação das pás e não da velocidade da aeronave.
Nos aviões, a tração (grupo motopropulsor), sustentação (asa) e os comandos de
vôo são provenientes de três sistemas diferentes. Nos helicópteros há uma integração
entre esses três sistemas, pois tanto a sustentação quanto a propulsão (motor e rotor)
estão intimamente ligados e os comandos de vôo atuam através desses dois sistemas.
A equivalência entre os sistemas e mostrada na Tabela 7-1.
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Tabela 7-1 - Equivalência entre os comandos de vôo
Comando Equivalência
Cíclico Equivalente ao profundor e aos ailerons de
um avião. Responsável pelos movimentos de
rolagem e arfagem.
Coletivo Não existe equivalência entre o comando
coletivo e algum comando do avião. A maior
semelhança é com o comando de mudança
de passo de hélice. Pedais Equivalentes ao leme de direção do avião.
Manete Equivalente ao manete do avião. Diferencia-
se pela forma.
A Figura 7.25 mostra a atuação dos comandos de vôo do helicóptero.
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Figura 7.25 - Comandos de vôo do helicóptero
O comando cíclico tem esse nome porque muda os passos das pás em
determinados setores de suas trajetórias, mudança esse que é repetida a cada ciclo
(volta completa) das pás do rotor principal.
O comando cíclico é equivalente ao manche do avião pois controla a atitude do
rotor em relação aos eixos longitudinal e transversal.
Os movimentos do comando cíclico inclinam o disco de rotação do rotor principal,
inclinando consequentemente a direção da força de sustentação (que é sempre
perpendicular ao disco), fazendo surgir uma componente horizontal, a tração, que faz
com que o helicóptero se desloque no sentido de inclinação do rotor.
O cíclico controla os movimentos de arfagem e rolamento pela atuação no
swashplate que comanda as pás do rotor principal. A Figura 7.26 mostra o swashplate
no rotor principal
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Figura 7.26 - Swashplate
Em virtude do efeito giroscópico, os comandos de mudança de passo devem ser
antecipados 90° da posição em que se deseja. A Figura 7.27 mostra a defasagem na
atuação do coletivo para vôo a frente.
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Figura 7.27 - Defasagem no acionamento do comando cíclico
Os pedais anti-torque controlam os passos das pás do rotor de cauda, aumentando
ou diminuindo a tração deste rotor para compensar o efeito de torque nas diversas
situações de vôo.
Na posição neutra, as pás do rotor de cauda têm ângulo de ataque positivo.
Ao girar o rotor principal, o motor tende a girar a fuselagem do helicóptero no
sentido contrário, conforme a terceira lei de Newton. Como a variação da potência
aplicada e as mudanças de velocidade modificam o torque na fuselagem, a atuação
dos pedais para equalizar esse torque é necessária.
A proa dos helicópteros é controlada da mesma maneira que nos aviões.
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A atuação dos pedais varia também com a velocidade do helicóptero, pois com o
aumento da velocidade da aeronave, a fuselagem tende a se alinhar com o vento
relativo, inclusive com a atuação da deriva.
O comando coletivo é acionado pela mão esquerda do piloto e tem esse nome
porque altera coletivamente o ângulo das pás do rotor principal.
Quando a alavanca do comando coletivo é puxada, o ângulo de incidência de todas
as pás é aumentado por igual, gerando um aumento de sustentação no rotor. Com o
aumento do ângulo de ataque, além do aumento de sustentação e gerado um
aumento de arrasto, sendo necessária um aumento de potência para manter
constante a rotação do rotor. O contrário acontece quando a alavanca do comando
coletivo é baixada.
O manete tem a mesma função de aceleração do manete do avião, porém difere-
se na forma. Enquanto nos aviões o manete é uma alavanca no console do cockpit,nos
helicópteros o manete é um punho posicionado na extremidade do comando coletivo.
A Figura 7.28 mostra os comandos no cockpit
Figura 7.28 - Comandos no cockpit
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Referências
Batista, U.S.N., Teoria de Vôo de Helicóptero. Ed EAPAC, 1992.
Chediac, D.A.P., Helicóptero: Teoria de Vôo e Conhecimentos Técnicos. Ed. EAPAC,
1989.
Joffily, K. Aerodinâmica do Helicóptero, Teoria de Vôo e Conhecimentos Técnicos.
(2000). Curitiba.
Federal Aviation Administration, Rotorcraft Flying Handbook, 2000