Aerodinâmica & Teoria de Voo

8/18/2019 Aerodinâmica & Teoria de Voo

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ESCOLA SECUNDÁRIA GAGO COUTINHO Técnico de Manutenção Aeronáutica

Preambulo

É objectivo do autor, respondendo aos requisitos do REGULAMENTO (CE) N.º 2042/2003

DA COMISSÃO de 20 Novembro, 2003, fornecer, através deste manual matéria de suporte

às aulas de AERODINÂMICA & TEORIA DE VOO, do Curso de Técnico de Manutenção

Aeronáutica.

Os Módulos abordados são respectivamente, MOD. 8; MOD. 11A, 11.1; MOD.11B, 11.1;

MOD. 12, 12.1; MOD. 13.

A informação contida neste manual é da inteira responsabilidade do autor e deve ser

considerada como parte integrante das aulas e não como publicação.

Aerodinâmica & Teoria de Voo Página 1


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Intencionalmente em branco



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ÍndiceClassificação de aeronaves.....................................................................................................3

Fundamentos de física mecânica aplicada ao sistema aeronave/envolvente..........................5

Atmosfera...............................................................................................................................7

Necessidade de adopção de uma Atmosfera padrão...............................................................8

Classificação das camadas de ases na atmosfera.................................................................!

"scoamento estacion#rio......................................................................................................$$

%in&a de corrente..................................................................................................................$$

"scoamento não estacion#rio...............................................................................................$$

Força aerodinâmica..............................................................................................................$'

(ento relativo.......................................................................................................................$'

Nomenclatura de um perfil alar............................................................................................$3

)ipos de perfil......................................................................................................................$5

*eometria da Asa.................................................................................................................$+

Forças ,ue actuam numa aeronave.......................................................................................$!

",uilí-rio de Forças e omentos........................................................................................'

ecânica de (oo..................................................................................................................'5

0ispositivos 1iper2sustentadores.........................................................................................3$

Aerodinâmica de asas rotativas Noç4es -#sicas................................................................3+

Forças ,ue actuam so-re um &elic6ptero.............................................................................3+



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Generalidades

Definição de aeronave

Dispositivos artificiais, capazes de se sustentarem na atmosfera, parados ou em

movimento, possuindo um carácter utilitário que lhes é conferido pela capacidade de

transportar pessoas ou objectos estranhos à própria aeronave, capazes de seguir uma

trajectória definida na atmosfera e regressar ao contacto com a superfície da Terra num

ponto previamente escolhido.

Classificação de aeronaves

Tipologia das aeronaves

Para se mover no ar, foram criadas aeronaves e estas são classificadas em duas grandes

categorias:

Aeróstatos, aeronaves mais leves que o ar;

Aeródinos, aeronaves mais pesadas que o ar;

Aeronaves mais leves que o ar fazem intervir o peso específico de certos gases para obter

uma força ascensional comparável à de Arquimedes *.

Aeronaves mais pesadas que o ar, utilizam a reacção aerodinâmica da atmosfera sobre

todo o corpo móvel que aí se desloca.



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Fig.1 – Tipologia das aeronaves

Os aviões podem ser propulsionados de diversas formas:

Tracção de um hélice; Reacção dum reactor ou foguete, utilizando a reacção aerodinâmica

da atmosfera sobre as asas fixas, os planos;

Os planadores não são se senão um caso particular dos aviões, utilizam o seu próprio

peso para criar o efeito aerodinâmico para a descida em voo planado. É com a

intervenção de correntes atmosféricas que se consegue prolongar a descida e até, através

das correntes ascendentes, permitir subidas de altitude.

Aerodinâmica & Teoria de Voo

Aeronaves

Aeródinos Aeróstatos

Commotopropulsor

Semmotopropulsor

Commotopropulsor

Semmotopropulsor

Aviões

Helicópteros

Foguetes

Autogiros

Ornitópteros

Planadores

Papagaios

Dirigíveis

Rígidos

Semi-rígidos

Flexíveis

alõeslivres

alõescativos

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Fig. 2 – Planador

O autogiro e o helicóptero,

O autogiro é o antepassado do helicóptero, cuja translação é assegurada por um hélice

clássico e cuja sustentação é garantida por uma asa em rotação livre sob o efeito do fluxo

de translação.

Fig. 3 – Auto-giro

O helicóptero necessita de uma ou várias asas rotativas, para assegurar, ao mesmo

tempo, a sua translação e sustentação.

O ornitóptero,

Fig. 4 – Ornitóptero


* Arquimedes, nasceuEgipto. Consagrou-secome%ou a distinguir-sao estudo da "eometri que o imortali*aram. $ertical de &aixo para c

NCLUDEPICTURE "http://images.google.pt/images?q=tb:!mm#s!E$%U&:'''.ese()to$ela.(ts.pt/ss%t

http://images.google.pt/imgres?imgurl=http://www.esec-tondela.rcts.pt/Assuntosgerais/Imagens/Arquimedes.jpg&imgrefurl=http://www.esec-tondela.rcts.pt/Assuntosgerais/Assuntosgerais.htm&h=425&w=306&sz=43&tbnid=4mmrKs4EduUJ:&tbnh=120&tbnw=87&start=3&prev=/images%3Fq%3DArquimedes%26hl%3Dpt-PT%26lr%3D%26cr%3DcountryPT%26ie%3DUTF-8%26sa%3DNhttp://images.google.pt/imgres?imgurl=http://www.esec-tondela.rcts.pt/Assuntosgerais/Imagens/Arquimedes.jpg&imgrefurl=http://www.esec-tondela.rcts.pt/Assuntosgerais/Assuntosgerais.htm&h=425&w=306&sz=43&tbnid=4mmrKs4EduUJ:&tbnh=120&tbnw=87&start=3&prev=/images%3Fq%3DArquimedes%26hl%3Dpt-PT%26lr%3D%26cr%3DcountryPT%26ie%3DUTF-8%26sa%3DNhttp://images.google.pt/imgres?imgurl=http://www.esec-tondela.rcts.pt/Assuntosgerais/Imagens/Arquimedes.jpg&imgrefurl=http://www.esec-tondela.rcts.pt/Assuntosgerais/Assuntosgerais.htm&h=425&w=306&sz=43&tbnid=4mmrKs4EduUJ:&tbnh=120&tbnw=87&start=3&prev=/images%3Fq%3DArquimedes%26hl%3Dpt-PT%26lr%3D%26cr%3DcountryPT%26ie%3DUTF-8%26sa%3DNhttp://images.google.pt/imgres?imgurl=http://www.esec-tondela.rcts.pt/Assuntosgerais/Imagens/Arquimedes.jpg&imgrefurl=http://www.esec-tondela.rcts.pt/Assuntosgerais/Assuntosgerais.htm&h=425&w=306&sz=43&tbnid=4mmrKs4EduUJ:&tbnh=120&tbnw=87&start=3&prev=/images%3Fq%3DArquimedes%26hl%3Dpt-PT%26lr%3D%26cr%3DcountryPT%26ie%3DUTF-8%26sa%3DN


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Física da atmosfera

Fundamentos de física mecânica aplicada ao sistema aeronave/envolvente

Massa

A massa de um corpo corresponde à quantidade de matéria que ele contém.

Leis de Newton

1ª Lei de Newton

Um corpo permanece parado ou em movimento constante desde que não lhe seja actuada



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qualquer tipo de força exterior.

Inércia – força em oposição oferecida por um corpo em movimento

2ª Lei de Newton

A aceleração de um corpo em descanso ou em movimento constante numa linha direita é

directamente proporcional à força aplicada e inversamente proporcional à sua massa.

Velocidade [m/s]; Aceleração [m/s-2]

Força = (massa) x (aceleração)

3ª Lei de Newton

Toda a acção tem uma igual e oposta reacção.

Força

Uma força é capaz de provocar um deslocamento de uma massa ou modificar o seu

movimento.

Aceleração

A aceleração de um movimento traduz o modo como a sua velocidade varia por unidade

de tempo.


NC%0"9C):" ;&ttp ":*"F?:A)N") Sir 3saac 4e5ton 62-6727/ foi de muitas maneiras a mais importante figur desen$ol$imento da ci9ncia moderna. uitos acreditam que ele e Einstein foramais &ril'antes e originais nesse desen$ol$imento.(esen$ol$imentos com maior rele$)ncia para a nossa discuss0o: 6/ as ;r9s <do o$imento, 2/ a ;eoria =ni$ersal da "ra$ita%0o, e >/ a demonstra%0o de q?epler deri$am da


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formação das nuvens e precipitação.

Fig. 5 – Constituintes da atmosfera

Necessidade de adopção de uma Atmosfera padrão

Afim de poder comparar o comportamento de diversas aeronaves, adoptou-se uma

atmosfera padrão. A atmosfera padrão representa efectivamente a média das

propriedades da atmosfera. A tabela seguinte apresenta as características da atmosfera

padrão adoptada internacionalmente. Dela se pode observar que o decréscimo da

temperatura com altitude é constante na troposfera e que na estratosfera a temperatura é

constante. Como o comportamento de qualquer avião é referido à atmosfera padrão, todos

os instrumentos de medida abordo são calibrados em relação à atmosfera padrão. Assim,

devem-se aplicar ceras correcções aos instrumentos bem como ao comportamento do

avião quando as condições em que ele opera não correspondem às da atmosfera padrão.

A tabela seguinte mostra como cada característica/elemento varia com a altitude:


Azoto;

Gases minoritários, entre os quais água;


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Fig. 6 – Características da atmosfera padrão

Classificação das camadas de gases na atmosfera

Fig. 7 – Classificação da atmosfera por camadas


)roposfera

)ropopausa

"stratosfera

esosfera

)ermosfera


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A viscosidade é a propriedade que diz respeito ao atrito interno que as camadas de um

fluído exercem umas sobre as outras. Ao contrário do que acontece com muitos líquidos,

a viscosidade dos gases depende só da temperatura, e o aumento da mesma provoca umaumento da mesma.

Aerodinâmica

Aerodinâmica: é a ciência que estuda as forças que actuam num objecto, quando este

está em movimento no seio de um fluído.

Escoamento estacionário

O escoamento estacionário é um escoamento em que a velocidade das partículas de ar só

depende da posição em que estas se encontram, e é independente do tempo. Ou seja, as

linhas de corrente não mudam de forma ou posição ao longo do tempo.

Linha de corrente

Linha de corrente é uma linha em que a velocidade do ar é tangente em cada ponto da

linha, e entre duas linhas de corrente o caudal é constante.

Um exemplo de escoamento estacionário, é o caso do escoamento laminar com o corpo a

mover-se a velocidade constante:

Fig. 8 – Escoamento estacionário



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Escoamento não estacionário

Um escoamento estacionário pode evoluir para um escoamento não estacionário à

medida que a velocidade vai aumentando. Assim, podem começar a aparecer

perturbações, tais como pequenos turbilhões que vão originar um escoamento

turbulento.

Como as linhas de corrente já não permanecem imutáveis ao longo do tempo, teremos

então um escoamento turbulento e não estacionário:

Fig. 9 – Exemplos de escoamentos turbulentos e não estacionários

Forças Aerodinâmicas em Superfícies

Força aerodinâmica

Força que é gerada quando um corpo se encontra num escoamento animado de uma

certa velocidade.

Vento relativo

Vento que está a incidir no objecto em estudo, tem a direcção do deslocamento do corpo,

mas sentido contrário.



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Nomenclatura de um perfil alar

Fig.10 - Perfil Alar e nomenclatura associada



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Vento relativo (vector)

Velocidade escalar, direcção e sentido do escoamento que incide sobre um corpo que

atravessa uma massa de ar. O vector vento relativo é semelhante ao vector velocidade. A

única diferença é que possui sentido oposto.

Ângulo de ataque (α )

Ângulo entre a direcção do vento relativo e a direcção da corda do perfil.

Força aerodinâmica

Resultante da distribuição de pressões sobre um elemento alar, com um dado perfil.

Sustentação (L)

Componente da força aerodinâmica segundo uma direcção perpendicular à direcção do

vento relativo.

Resistência ao avanço ou arrasto (D)

Força segundo a direcção do vento relativo, que se opõe ao movimento de um corpo

através da massa de ar.

Centro de pressões (cp)

Ponto sobre a corda onde actua a força aerodinâmica.

Centro aerodinâmico (ca)

Ponto localizado sobre a corda em torno do qual o momento de picada não varia, ao fazer

variar o ângulo de ataque. Ponto que se situa a cerca de 0,25c em regime subsónico e

cerca de 0,4c em regime supersónico.

Camada limite (CL)



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Conceito introduzido por Prandtl em 1904. Região (ou camada) de espessura variável,

mas muito pequena, adjacente à superfície (ou contorno) de um corpo sólido que se

encontra no seio do escoamento e na qual se observa um significativo gradientetransverso da velocidade, o qual não é observável (em qualquer outro ponto do

escoamento). Região do escoamento, na vizinhança imediata de um corpo sólido (ou

contorno) onde são consideráveis os efeitos da (baixa) viscosidade do ar, em consequência

das tensões de corte que ali se desenvolvem, os quais são desprezíveis em qualquer outro

ponto do escoamento.

Tipos de perfil

Fig. 11 – Tipos de perfil

Geometria da Asa

Asa convencional



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A solução arquitectónica adoptada para a maioria das aeronaves consiste numa

fuselagem destinada fundamentalmente à instalação dos habitáculos e armazenagem, à

qual se ligam asas, cuja finalidade é gerar as forças que proporcionam a sustentação e ocontrolo de voo. A asa é determinante no modo de operação da aeronave. As

características da asa dependem do tipo de missão e dos requisitos específicos de

desempenho. Para descrever a geometria da asa empregam-se termos que importa definir.

Fig.12 - Asa de referência trapezoidal

Asa de referência

Asa trapezoidal fictícia, que se prolonga pela fuselagem até ao plano de simetria da

aeronave.

Corda na raiz (Cr)

Corda da asa de referência, medida no plano de simetria da aeronave. Por vezes designa a

corda na ligação da asa à fuselagem.

Corda na ponta (Ct)

Corda da asa de referência, medida na ponta da asa.

Envergadura (b)



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Distância entre as pontas das asas, medida segundo uma direcção perpendicular ao

plano de simetria da aeronave.

Superfície alar (S)

Área medida na planta da asa de referência.

Alongamento / Aspect Ratio (AR)

1

b= R

2

Coeficiente adimensional que expressa a relação entre o quadrado da envergadura e a

superfície alar. Caso a asa seja rectangular, o alongamento torna-se igual à relação entre

a envergadura e a corda (b/c).

Razão de afilamento

3

t

C

C=4

Coeficiente adimensional que exprime a relação entre o comprimento da corda na ponta

da asa e da corda na raiz da asa.

Flecha no bordo de ataque (Λ LE )

Ângulo formado entre o bordo de ataque da asa e a direcção perpendicular ao plano de

simetria da aeronave (Λ LE está relacionada com o vôo supersónico).

Flecha a um quarto da corda (Λ / '5@ c)

Ângulo formado entre a linha definida pelos pontos localizados a 1/4 da corda e a

direcção perpendicular ao plano de simetria da aeronave (Λ / '5@ cestá relacionada com o

vôo subsónico).

Para conversão entreΛ LE eΛ / '5@ c, pode-se empregar a seguinte equação:

54678 *5467869ta=9ta (2;


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Fig.13 – Flecha no bordo de ataqueΛ LE e flecha a um quarto da cordaΛ / '5@ c

Corda média aerodinâmica/ Mean aerodinamic chord - MAC ()

Corda de uma asa hipotética rectangular que desenvolveria os mesmos momentos de

picada que a asa em questão.

Centro aerodinâmico (CA) / Aerodinamic Center (AC)

Ponto localizado sobre a corda da raiz da asa, em torno do qual o momento de picada da

asa não varia, ao fazer variar o ângulo de ataque. Ponto que tipicamente se localiza na

corda na raiz a cerca de 0,25c A

em regime de voo subsónico e a cerca de 0,4c A

em regime

de voo supersónico.

A corda média aerodinâmica e o centro aerodinâmico da asa completa são importantes

para a localização correcta da asa, durante a fase de projecto da aeronave e solução dos

problemas de estabilidade e controlo longitudinal da aeronave (como os de peso e

centragem).


LE

/ '5@ c


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Fig.14 –

Determinação gráfica da corda média aerodinâmica e do centro aerodinâmico subsónico

Forças que actuam numa aeronave

Analisemos as forças que actuam no avião quando este se encontra em equilíbrio.

Um sistema de forças diz-se em equilíbrio quando a soma de todas as forças e todos os

momentos que nele actuam é igual a zero.

As quatro forças principais que actuam num avião:

Sustentação

Actua no centro de pressão e move-se sempre que o ângulo de ataque muda.

Peso - actua na vertical e segundo o centro de gravidade, o CG move-se à medida que o

combustível é gasto ou a carga ou passageiros se movem.

8L = . > . 2 . CL . 15 @ AL B Lit @ Eq%aFo $a s%stetaFo



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Resistência

Actua contrariamente ao movimento da aeronave e o ponto de aplicação depende do

ângulo de ataque, configuração e velocidade.

Impulso

Actua segundo o eixo do motor, no sentido do movimento.

Para uma aeronave se manter em equilíbrio em voo horizontal a altitude constante e semaceleração, as quatro forças têm que ser iguais, de modo a que a resultante seja zero.

Assim, a sustentação equilibra o peso e o impulso equilibra a resistência

Fig.15 – Equilíbrio de forças

Como a resultante das forças é igual a zero, segundo a 1ª Lei de Newton, o avião terá

tendência a permanecer à mesma altitude e com velocidade constante.

Equilíbrio de Forças e Momentos

O ponto de aplicação da sustentação, o centro de pressão, varia durante o voo com o

ângulo de ataque. O centro de gravidade também varia durante a operação do avião,

devido, por exemplo, ao combustível que é gasto. Portanto, é muito difícil que durante o

voo estas duas forças estejam alinhadas. Se estas duas forças não estão alinhadas, então

obrigatoriamente, aparecem momentos de picada.



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Fig. 16 – Momento de picada devido à sustentação e peso

A diferença de alinhamento das forças de resistência e de impulso, e o desalinhamento da

força de impulso e do CG, também podem originar momentos de picada:

Fig. 17 – Momento de picada devido à resistência e impulso



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O ideal seria que o desalinhamento de umas forças compensasse as

outras. No entanto, por mais que se minimizem estes efeitos, é sempre

necessário compensar o avião para cada velocidade de voo. È claro que

quanto mais perto do equilíbrio se encontrarem os momentos, menor

será o esforço de compensação.

Identificação dos eixos da aeronave

Fig.18 - Eixos de referência

Às rotações segundo o eixo longitudinal dá-se o nome de pranchamento (roll), e a

estabilidade associada às rotações segundo este eixo é a estabilidade lateral.


Vertical

Longitudinal

Transversal


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Fig. 19 – Rotações segundo o eixo longitudinal

As rotações segundo o eixo lateral ou transversal, correspondem a picada e cabragem,

(pitch), e a estabilidade associada às rotações segundo este eixo é a estabilidade

longitudinal.

Fig.20 – Rotações segundo o eixo lateral



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As rotações segundo o eixo vertical correspondem a guinada (yaw), e a estabilidade

associada às rotações segundo este eixo é a estabilidade direccional.

Fig. 21 – Rotações segundo o eixo vertical

Momentos segundo os eixos

Os três eixos de referência da aeronave são perpendiculares entre si e passam pelo centro

de gravidade.

Os momentos que actuam segundo os eixos de referência são:

Eixo lateral: momentos de picada e cabragem.

Eixo vertical: momentos de guinada.

Eixo longitudinal: momentos de rolamento.

Forças segundo os eixos (axiais)

As forças que actuam sobre os eixos da aeronave em voo horizontal são:



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Eixo longitudinal: impulso e resistência.

Eixo vertical: peso e sustentação.

Mecânica de Voo

Princípios Básicos

Conhecendo os três eixos da aeronave, vejamos como é que se consegue controlar os

movimentos em torno deles.

Todos os aviões têm um sistema de controlo que permite ao piloto manobrar e compensar

o avião durante o voo e nos três eixos. A forma de produzir os momentos que permitem

controlar o avião é deflectindo as superfícies de controlo.

Os aviões estão equipados com superfícies de controlo primárias, que são as que

permitem controlar o avião nos três eixos:

• Leme de profundidade para o contrôlo longitudinal, picar e cabrar.

• Ailerons para o contrôlo de rolamento

• Leme de direcção para controlo de guinada



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Fig. 22 – Comandos de ailerons (Socata TB30 Epsilon)

Fig. 23 – Comandos de Leme de profundidade (Socata TB30 Epsilon)



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O momento gerado pelo leme de profundidade depende da força aerodinâmica e do braço

(distância entre CG e MAC do estabilizador horizontal). De modo a se obter um controlo

adequado da aeronave, o CG deve encontrar-se sempre dentro dos limites anunciados

pelo fabricante.

Em voo lento, a asa do avião tem que funcionar a grande ângulo de ataque, por isso é

necessário manter o leme de profundidade deflectido para cima (manche atrás).

A alta velocidade é necessário manter o manche à frente, de forma a obter um pequeno

ângulo de ataque para a asa do avião.

Como o estabilizador horizontal tem que produzir diferentes forças para diferentes

estados de voo, os aviões são equipados com dispositivos de compensação que

estudaremos mais adiante.

Efeito do downwash

O downwash gerado pela asa do avião vai afectar o estabilizador horizontal, fazendo com

que este funcione a um ângulo de ataque inferior ao ângulo formado entre o vento

relativo de aproximação do avião e a corda do estabilizador.

Localização do centro de gravidade

A localização do centro de gravidade vai afectar os momentos de picada do avião. Assim,

se o CG se encontrar muito à frente, o piloto tem que voar com o manche mais puxado

que o normal. Se o CG se encontrar muito atrás, o piloto tem que empurrar o manche

mais que o normal.

Controlo Direccional



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O leme de direcção encontra-se acoplado ao estabilizador vertical. É controlado do

cockpit através de pedais. O objectivo do leme de direcção é proporcionar controlo

direccional e eliminar guinadas indesejáveis.

Fig.26 – Leme de direcção

A efectividade do leme de direcção aumenta com a velocidade. Por isso grandes deflexões

a baixa velocidade, ou pequenas deflexões a alta velocidade são necessárias para um

determinado momento de guinada. Em aviões a hélice, o escoamento gerado pelo hélice

pode aumentar a efectividade do leme.

Rudder Ratio Changer

Perante uma determinada condição de voo a deflexão e taxa de deflexão do leme de

direcção depende da velocidade e densidade do ar (como seria de esperar). Este tipo de

mecanismo automático é que comanda o leme de direcção em função dos inputs do piloto

e das variáveis atrás mencionadas.

Momentos devido ao impulso do motor



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O impulso do motor pode gerar dois tipos de momentos: momentos de picada e

momentos de guinada. Os momentos de picada, devido ao motor devem-se ao

desalinhamento do eixo de impulso e do CG (recordar equilíbrio de forças). Em relaçãoaos momentos de guinada, estes aparecem no caso de falha de motor num bimotor com

um motor em cada asa.

Controlo de Rolamento

Ailerons

Os ailerons são superfícies de controlo que descrevem movimentos opostos e se

encontram no bordo de fuga da asa, perto do bordo marginal. Quando um sobe o outrodesce, fazendo com que uma asa ganhe mais sustentação que a outra, aparecendo assim

um momento de rolamento. O piloto controla os ailerons através do manche: ao deslocá-

lo para a direita ou esquerda acciona os ailerons.

Fig.27 – Funcionamento dos ailerons

A eficiência dos ailerons é tanto maior, quanto maior for o diferencial de força entre as

duas asas e quanto maior for o braço (distância ao centro de gravidade). É por este

motivo que os ailerons se encontram sempre afastados da raiz da asa.



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Quanto maior for o momento de rolamento gerado pelos ailerons, mais rapidamente o

avião pranchará. À rapidez com que o avião prancha chama-se taxa de rolamento. Assim

se um avião possuir uma taxa de rolamento de 90º/s, quer dizer que, se o piloto aplicaraileron ao máximo durante um segundo, o avião prancha 90º.

Os ailerons podem nem sempre ter a forma apresentada aqui. Alguns aviões possuem

superfícies de bordo de fuga chamadas flaperons, que são superfícies que se comportam

como ailerons em voo normal, mas podem ser descidas em simultâneo, de modo a

permitir um efeito de flap. Se o piloto accionar o manche para pranchar, os flaperons

mantêm-se ambos descidos, mas um descerá mais que o outro, de modo a permitir o

aparecimento de um momento de rolamento.

Fig.28 – Flaperons em operação

Spoilers

São superfícies que destroem a sustentação e reduzem a velocidade de voo do avião.

Funcionando diferenciadamente podem controlar lateralmente a aeronave.

Fig.29 – Spoilers



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Superfícies de controlo combinadas

Fig.30 – Ruddervators e Elevons

Dispositivos Hiper-sustentadores

Com o objectivo de promover um maior envelope de operação, a função dos sistemas

hiper-sustentadores é através da alteração física da configuração das superfícies

aerodinâmicas garantir:

Gama de velocidades elevada

Variação de Relação peso/área alar (carga alar)

Diminuição de distâncias de descolagem/aterragem

Máxima eficiência em descolagem, cruzeiro, combate, etc

Tipos de Dispositivos Hiper-sustentadores

• De Bordo-de-ataque

• De Bordo-de-fuga

• Alhetas

• Controlo activo de escoamento



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!"#

"$!%&ON

Fig.31 – Localização de Flap de Bordo-de-fuga

EX.os:

Fig.32 – Exemplos de dispositivos iper-suste!tadores de "ordo-de-fuga

Fig.33 – #riple-slotted $ap B %3%



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Fig.3& – 'ispositivos de Bordo-de-ata(ue

Alhetas (Wing-fences)

Fig.3) – *i!g fe!ces !o +a,er-iddele/ #ride!t 2



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Compensadores

Pequenas superfícies secundárias de controlo; Os compensadores podem aliviar ouanular a força exercida pelo piloto;

Existem compensadores,

Estáticos

Dinâmicos

Compensadores estáticos

Fig.30 – ompe!sador esttico

Fig.3% – ompe!sador esttico


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Compensadores dinâmicos

Presentes em algumas aeronaves mais sofisticadas, funcionam de forma automática.

Neste caso, quando uma força é aplicada para mover uma das superfícies de controlo a

partir da cabina de pilotagem, o compensador move-se em direcção oposta à direcção do

movimento da superfície em que está instalado, ajudando a superfície a subir ou a descer

devido à alteração das forças aerodinâmicas presentes.

Fig.3 – ompe!sador di!4mico

Guinada adversa

Existe um tipo de resistência que aumenta com a sustentação e é denominada resistênciainduzida. Quando se deflectem os ailerons, a sustentação de uma asa aumeta em relação

à outra. Ora se a resistência induzida depende da sustentação, a asa que sobe terá

também mais resistência. Devido a este aumento de resistência da asa que sobe, o avião

vai guinar para o lado contrário ao da volta. A este efeito chama-se guinada adversa.



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Fig.39 – Guinada adversa

Processos para minimizar a guinada adversa

Ailerons diferenciais

Os ailerons diferenciais são projectados de modo a minimizar a resistência da asa que

sobe. Se o aileron que desce deflectir menos que o que sobe, a resistência da asa que

sobe não é tão elevada, diminuindo assim a guinada adversa.



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Aerodinâmica de asas rotativas (Noções básicas)

Forças que actuam sobre um helicóptero

Voo vertical sem translação

Em altitude

Considerando para o presente estudo o helicóptero mono-motor:

Escoamento do ar através do rotor.

O escoamento do ar em voo estacionário, com vento nulo, pode-se apresentar segundo o

a figura 40.



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O ar é aspirado pelo rotor, na zona superior, sendo empurrado para a zona inferior, a

velocidade máxima é na passagem do rotor.

Principais factores que influenciam as forças actuantes:

• Efeito das pressões

• Efeito da quantidade de movimento

• Influência da temperatura e da pressão

• Aproximação ao solo

Efeito das pressões

A velocidade, é proporcional à diferença de pressões entre a parte superior e inferior, é

igualmente função da secção em causa, isto é, da superfície do disco varrido.

F = , x (' – %) x -



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Fig. 40 - Escoamento em voo vertical sem translação

Efeito da quantidade de movimento

F = ,. * . -. '

Esta expressão baseia a força de impulsão na reacção produzida pela massa de ar.

Sendo:

K, deriva de quociente de sustentação;

ρ, massa específica do ar, densidade [g/m3];

S, superfície do disco;

V, velocidade induzida;

/ = 0 . * . v' . 1/ . -

2/ – /ift3 45uação da sustentação

Influência da temperatura e da pressão

Esta expressão faz aparecer a influência da densidade do ar, e explica a perda de

sustentação logo que esta massa diminui, quer por elevação da temperatura ambiente em

zonas tropicais, quer pela baixa pressão atmosférica em altitude.

Na proximidade ao solo (efeito solo)


%

'

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Logo que o disco se encontra a uma distância relativamente próxima do solo, as massas

de ar empurradas para baixo, são reflectidas pelo solo e vão aumentar a pressão na parte

inferior do disco.

Este fenómeno de “bourrage”, que significa “enchimento”, aumenta o valor, já referido, de

(P2 – P1), na nossa primeira expressão.

O efeito é sentido logo que a distância entre o disco e o solo não excedam um diâmetro do

disco. Pode-se cifrar em 30% de sustentação.

Fig. 41 - Efeito solo

O peso do aparelho, aplicado no seu centro de gravidade é representado por um vector

vertical, orientado de cima para baixo.

O aparelho está em equilíbrio logo que, alinhados sobre o mesmo eixo vertical, as duas

forças são iguais. A construção e a centragem destes aparelhos são concebidas de moda a

que este alinhamento se realize para uma posição próxima da linha de voo normal.

Desequilíbrio das forças

Pode ser provocado por:

• Mudança de altitude



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• Variação de passo geral

• Variação de potência

Mudança de altitude

Toda a variação da sustentação produz uma modificação correspondente das condições

de equilíbrio.

Para fazer variar este parâmetro, duas soluções se oferecem:

• Variação de velocidade de rotação do rotor

• Variação do passo das pás

A primeira solução não é aplicável a todas as aeronaves, visto que, em grande número de

casos o grupo motor está submetido à acção de um regulador de velocidade.

Variação do passo geral

As pás são montadas de modo a poderem rodar em volta do seu eixo longitudinal, o que

permite o aumento ou diminuição do passo geral. Um comando especial constitui o

comando de passo geral, ou passo colectivo.

Variação de potência

Deve-se referir que, nos limites médios, se uma variação de passo produz uma variação

de impulso, produz uma variação de resistência ao avanço do mesmo sentido.

É a soma destas resistências ao avanço que constitui o binário resistente a vencer para

provocar a rotação da asa. Segue-se que toda a variação de passo geral deve ser

acompanhada de uma variação correspondente do binário motor, isto é da potência

motriz por compensação automática do regulador de velocidade.

Na maioria dos aparelhos, o comando do gás está sincronizado com o comando do passo

geral, colectivo.

Voo de translação

Se por um processo mecânico, o piloto, provoca a inclinação do plano de rotação do rotor,

a resultante das forças de sustentação que continua perpendicular a este plano, inclina-

se igualmente.



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Fig. 43 - Equilíbrio em translação

Estas condições são conseguidas por inclinação, em ligeira picada, da fuselagem como é

indicado no segundo esquema.

A resultante (Rep.5), encontra-se alinhada sobre o eixo (Rep.6) da impulsão (Rep.7) com a

qual ela se equilibra.


6

7'

%

8

9

:

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Sobre certos helicópteros, o eixo do rotor está ligeiramente inclinado para a frente, de

modo a assegurar uma posição sensivelmente horizontal da fuselagem, logo que as

condições de equilíbrio em voo de translação são realizadas.

Variação da potência necessária

Em voo estacionário a impulsão é suficiente para equilibrar o peso.

Em virtude do movimento de inclinação do rotor, para a translação, a componente

vertical inferior à força de impulsão deixa de ser suficiente. Segue-se que ao iniciar a

translação, deve sempre acompanhar-se de um aumento de passo geral e de potência,

para compensar esta perda de sustentação.

Convém notar, igualmente, que em translação, a pressão dinâmica faz passar no disco do

rotor uma maior massa de ar comparativamente com o voo estacionário. Segue-se uma

melhoria de rendimento, a partir de uma certa velocidade. Esta melhoria é sensível até

60 – 80 km/h. Para ale desta velocidade a resistência parasita da fuselagem, que

aumenta na razão do quadrado da velocidade, retoma um valor preponderante e provoca

o aumenta da potência necessária.

Resumo

A potência necessária varia como se segue:

(1) Aumenta quando se põe em translação;

(2) Diminui, logo que o movimento de translação começa até uma velocidade óptima

(aprox. 60-80 km/h)

(3) Aumenta após a velocidade óptima até à velocidade limite em que a resistência

parasita se opõe a todo o aumento de velocidade.



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Intencionalmente em branco



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TABELA de figuras:

Aerodinâmica & Teoria de Voo

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