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PRINCÍPIOS DE VOO CURSO DE PILOTO PARTICULAR DE AEROPLANOS ALEX H. BLIN
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PRINCÍPIOS DE VOO
CURSO DE PILOTO PARTICULAR DE AEROPLANOS
ALEX H. BLIN
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PRINCÍPIOS DE VOO
CURSO DEPILOTO PARTICULAR DE AEROPLANOS
1998-2018
ALEX H. BLIN
ÍNDICE
0. Introdução
1. A atmosferaComposição e estrutura
1.1 Pressão atmosférica e densidade
1.2 Atmosfera standard OACI
2. Escoamento sub-sónico do ar
2.1 Resistência ao ar e densidade do ar
2.2 Camada limite e fluxo laminar
2.3 Forças de fricção e fluxo turbulento
2.4 O princípio de Bernoulli e o efeito de Venturi
3. Escoamento em torno de um perfil alar
3.1 Fluxo de ar sobre uma superfície plana
3.2 Fluxo de ar sobre uma superfície curva
3.3 Descrição de um perfil alar
3.4 Sustentação e resistência ao avanço
3.5 Dependência dos coeficientes CS e CR do ângulo
de ataque e da forma da asa
4. Escoamento tridimensional em torno de uma asa
4.1 Formas aerodinâmicas e asas
4.2 Resistência induzida
4.3 Resistência parasita
4.4 A razão sustentação / resistência
4.5 Hélices
5. Distribuição das quatro forças
5.1 Equilíbrio e binários
5.2 Sustentação e peso, impulso e resistência
5.3 Métodos de equilíbrio das forças
5.4 Aceleração, subida e descida
6. Comandos de voo
6.1 Comandos dos três eixos
6.2 Efeito dos ailerons
6.3 Efeito dos lemes de profundidade
6.4 Efeito do leme direccional
6.5 Comandos coordenados
6.6 Comandos cruzados
6.7 Equilíbrio dinâmico e estático dos comandos de voo
6.8 Efeito da posição do centro de massa nos comandos
de voo
7. Compensadores
7.1 Objectivos, funcionamento e modos de operação
7.2 Compensadores de profundidade, direccionais e de
pranchamento
8. Dispositivos de controlo de sustentação
8.1 Objectivo, funcionamento e operação normal e
automática dos hipersustentadores
8.2 Flaps
8.3 Slats e Krueger flaps
8.4 Spoilers
9. Perda
9.1 Perda e ângulo de ataque
9.2 Redução da sustentação, aumento da resistência e
movimento do centro de pressão
9.3 Comportamento do avião durante a perda
9.4 Dispositivos de prevenção da perda nas
extremidades da asa
9.5 Perda em várias situações
9.6 Avisadores de perda
9.7 Recuperação das perdas
10. Prevenção de vrille
10.1 Vrille incipiente e reconhecimento de vrille
10.2 Recuperação imediata
11. Estabilidade
11.1 Estabilidade estática e dinâmica
11.2 Estabilidade longitudinal
11.3 Estabilidade lateral
11.4 Estabilidade direccional
11.5 Interdependência entre a estabilidade lateral e
direccional, e o Dutch Roll
12. Factor de carga e manobras
12.1 Considerações estruturais
12.2 Factor de carga em volta e recuperação de picada,
e limites com e sem flaps
12.3 Velocidades limite para manobrar e manobras em
turbulência
12.4 Cuidados da operação em voo
13. Cargas estruturais no solo
13.1 Esforços laterais no trem de aterragem e
aterragens duras
13.2 Rolagem e cuidados durante voltas
14. Bibliografia
15. Pontos de estudo
AVISO: As tabelas e os gráficos reproduzidos neste curso só servem de exemplo e não devem ser utilizados para efeitos de operação de aeronaves.
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PRINCÍPIOS DE VOO
Introdução
O conjunto de princípios básicos de aerodinâmica relevantes para o voo de um aeroplano
chama-se princípios de voo. A aerodinâmica estuda os efeitos do movimento de corpos em relação
ao ar, isto é, o movimento de um corpo através do ar, ou da passagem de ar à volta de um corpo. A
palavra tem origem nas palavras gregas aer (ar) e dynamos (força). O comportamento deste
movimento relativo é regido pelas leis da física, e são estas leis da natureza que dão a capacidade a
um aeroplano, mais pesado que o ar, de voar. Para operar um avião com segurança e para tomar as
decisões correctas o piloto tem de conhecer os principios de voo fundamentais.
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1. A atmosfera
O voo de um avião é conduzido no ar, portanto na atmosfera terrestre. A atmosfera consiste de
uma mistura de gases, e o comportamento destes gases determina as propriedades importantes para
o voo.
1.1 Composição e estrutura
Em ar seco, as percentagems das componentes invariáveis da atmosfera são:
azoto (N2) 78%
oxigénio (O2) 21%
gases nobres, hidrogénio e dióxido de carbóno 1%
Além disso, o ar contém componentes variáveis, isto é de percentagem variável: vapor de água,
ozono, dióxido de enxofre, poeiras, fumo etc..
Em geral, a pressão, a densidade e a temperatura do ar diminuem com a altitude, na camada
chamada troposfera (ver Fig. 1.1), que se estende da superfície da terra (ou mar) até cerca de 36 000
pés (nas latitudes médias). Na estratosfera, a temperatura permanece constante a uma temperatura
de -56,5o C. A camada que separa a troposfera da estratosfera é denominada tropopausa e a sua
altitude depende da latitude. Ela eleva-se a 54 000 pés no equador, a 36 000 pés nas latitudes
médias e a 28 000 pés sobre os polos. (1pé = 1 ft = 0,3048 m)
Fig. 1.1 - A atmosfera terrestre.
As camadas da atmosfera que existem acima da estratosfera, a mesosfera e a termosfera, não têm
relevância para a aviação.
1.2 Pressão atmosférica e densidade
O ar possui massa e assim peso. Uma coluna de ar acima do observador exerce uma pressão que
é uma força por área de superfície medida em hectopascais hPa. Como a coluna de ar contém mais
massa em cima de um lugar ao nível do mar que em cima de uma montanha alta, o peso da coluna e
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por consequência a pressão exercida diminui com a altitude. A pressão atmosférica actua em todas
as direcções sobre um objecto; este tipo de pressão chama-se pressão estática Pe (Fig.1.2).
Fig. 1.2 - A pressão estática actua em todas as direcções.
Sendo o ar compressível, a sua densidade (massa por volume) é proporcional à pressão e diminui
também com a altitude. Além da dependência da pressão, a densidade diminui com aumento da
temperatura (princípio de um balão de ar quente) e com a humidade contida, porque o vapor de
água pesa menos do que o ar da atmosfera seca [em unidades atómicas: N2 ~ (2x14) au, H2O ~
(2x1+16) au]. A densidade do ar influencia o comportamento aerodinâmico de uma aeronave e a
performance do motor. A viscosidade, que aumenta a resistência ao movimento no ar, depende
também da densidade.
Unidades de pressão: 1 atm = 1013,25 hPa = 760 mmHg = 29,92"Hg (polegadas de mercúrio).
Unidades de densidade: kg / m3
.
1.3 Atmosfera standard OACI
Baseado no comportamento médio de diminuição de pressão e temperatura com a altitude, a
Organização de Aviação Civil Internacional OACI (ICAO, Intenational Civil Aviation
Organization) definiu a atmosfera standard ISA (International Standard Atmosphere). De acordo
com esta definição, o comportamento da variação da pressão com a altitude é o seguinte:
a 0 pés (nível médio do mar): 1013,2 hPa;
entre 0 e 18 000 pés: diminuição de 1 hPa por 30 pés;
a partir de 18 000 pés: diminuição de 1 hPa por 60 pés.
A diminuição de temperatura com a altitude, o gradiente térmico, é definida como:
a 0 pés (nível médio do mar): 150C;
entre 0 e 36 000 pés: diminuição de 1,980C por 1000 pés;
a partir de 36 000 pés: -56,50C constantes com a altitude.
Densidade do ar a 0 pés (nível médio do mar): 1,225 kg/m3 .
Claro que estas definições reflectam só um comportamento aproximado. As propriedades actuais
dependem de factores como estado do tempo e latitude. No entanto, a definição é importante na
aviação e serve por exemplo para a calibração dos altímetros, variómetros e velocímetros
(instrumentos que medem de facto pressão) e para a elaboração de tabelas relacionadas com a
performance dos aviões.
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2. Escoamento sub-sónico do ar
O escoamento do ar em torno da aeronave depende das propriedades físicas do ar e da forma das
superfícies do avião e da sua posição (atitude) relativa ao fluxo do ar. Quando a velocidade relativa
se aproxima da velocidade do som e entra no regime supersónico, o escoamento muda de
característica devido, por exemplo, a efeitos de compressibilidade, e fica bastante diferente acima
da velocidade do som. Nestes capítulos discutimos exclusivamente o escoamento a velocidades
subsónicas. A velocidade do som nas unidades utilizadas na aviação é de 660 nós (1 nó = 1 kt =
1,852 km/h). Um avião com velocidade abaixo da velocidade do som mas próximo dela pode
apresentar escoamento de ar em torno de estruturas aerodinâmicas com velocidades supersónicas;
esta situação chama-se o regime transsónico.
2.1 Resistência ao ar e densidade do ar
O ar tem massa, porque consiste de moléculas. As leis de Newton aplicam-se por isso ao
movimento do ar.
Lei I: Todo corpo continua em seu estado de repouso ou de movimento uniforme em uma linha reta,
a menos que seja forçado a mudar aquele estado por forças aplicadas sobre ele.
Lei II: A mudança de movimento é proporcional à força motora imprimida, e é produzida na
direcção de linha reta na qual aquela força é aplicada.
Isto é, .
Lei III: A toda ação há sempre uma reação oposta e de igual intensidade: as ações mútuas de dois
corpos um sobre o outro são sempre iguais e dirigidas em sentidos opostos.
Essencialmente as leis de Newton dizem que é necessário aplicar uma força para alterar o
movimento de qualquer corpo massivo (as moléculas do ar, no nosso caso), e que a aplicação de
uma força tem por consequência uma reacção no sentido oposto contra o objecto que exerce a força
(o avião). Vemos então que o avião sente uma resistência ao avanço no ar (reacção), porque
desloca as moléculas do ar (altera o seu estado de movimento) na sua passagem. Vemos também
que a resistência aumenta com a densidade do ar, porque ar mais denso contém mais moléculas,
mais massa, no mesmo volume. Quando a velocidade do avião aumenta, a deslocação das
moléculas torna-se cada vez mais brusca, o que produz um aumento da reacção, isto é, resistência
(Fig. 2.1). A resistência descrita desta maneira tem o nome pressão dinâmica Pd e obedece à relação
Pd = ½ v2
onde é a densidade do ar e v a velocidade.
(Esta expressão resulta da energia cinética Ecin = ½ m v2 = F s que é substituida na definiçã da
pressão Pd = F/A = F s / A s = ½ m v2 / Vol .)
Unidades: 1 nó = 1 kt = 1,852 km/h; 1 milha terrestre por hora = 1 mph = 1,609 km/h.
Fig. 2.1 - A pressão dinâmica aumenta com o quadrado da velocidade.
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Outro mecanismo que contribui à resistência é a viscosidade. O estado de movimento de duas
camadas vizinhas do ar não é independente, existe uma influência mútua descrita pela magnitude da
viscosidade. Esta influência manifesta-se como uma força adicional, porque a deslocação de uma
camada de ar implica a aceleração de camadas vizinhas também (Fig. 2.2).
Fig. 2.2 - Gradiente de velocidades num fluido ou gás viscoso.
(A força F necessária para deslocar uma placa com área A paralelamente a um plano com uma
velocidade constante v é
F = A v / z
onde z é a distância entre as placas e a viscosidade.)
2.2 Camada limite e fluxo laminar
As moléculas em contacto com a superfície têm a velocidade desta, as moléculas vizinhas já têm
menos velocidade etc.; o deslocamento das moléculas ocorre até uma certa distância, a partir
daquela as moléculas do ar já ficam estacionários durante a passagem do objecto. Esta distância,
resultante da viscosidade do ar, define a espessura da chamada camada limite (Fig 2.3).
Fig. 2.3 - Camada limite, tipicamente uns mm no caso do escoamento laminar, inclui a região de
esoamento turbulento, porque a viscosidade é responsável pelas turbulências.
A viscosidade e a forma de um objecto têm como consequência a existência de uma camada de
espessura finita, que é influenciada pelo movimento do objecto, a camada aerodinâmica (Fig. 2.4).
É esta camada que produz os efeitos aerodinâmicos interessantes para o voo. Quando as linhas
descritas pelas moléculas do ar têm uma forma regular, como na Fig. 2.4, falamos de um
escoamento laminar.
Fig. 2.4 - Camada aerodinâmica e escoamento laminar.
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2.3 Forças de fricção e fluxo turbulento
Mesmo uma superfície lisa apresenta sob o microscópio uma certa asperidade. Esta asperidade
em conjunto com a viscosidade do ar produz fricção (atrito). A fricção é uma força oposta ao
avanço de um objecto e tem como consequência a perda de energia cinética, isto é, a sua conversão
em forma de calor (o ar e as superfícies aquecem). Além disso, o fluxo do ar à volta de um objecto
não é sempre laminar, mas pode tornar-se turbulento (turbilhonar) devido à viscosidade do ar.
Nesta região turbulenta, energia cinética é convertida em movimento irregular, o que corresponde a
outra forma de fricção (Fig. 2.4).
Fig. 2.4 - Escoamento turbulento.
2.4 O princípio de Bernoulli e o efeito de Venturi
O princípio físico mais importante para a aerodinâmica do voo é o princípio de Bernoulli
(também chamado efeito de Venturi): a soma da pressão dinâmica e pressão estática é constante (a
costante é a pressão atmosférica do ambiente, P0)
Pd + Ps = P0
Esta relação é consequência da conservação de energia.
Utilizando o princípio de |Bernoulliu deduz-se o efeito de Venturi, que vem da equação de
continuidade para fluidos ou gases incompressíveis. O fluxo de ar pode ser considerado
incompressível abaixo da velocidade do som. O fluxo de moléculas através dum tubo é constante
(não desaparecem moléculas, nem surgem de nada), qualquer que seja a secção A do tubo. Quando
A diminui, v aumenta (dado que é constante):
fluxo = massa/tempo = A s / t = A v = const.
Com Pd = ½ v2 temos por consequência que a pressão estática dimunui com a velocidade:
Ps = P0 - ½ v2
[Cálculo resumido: Do fluxo incompressível constante tem-se: v1 A1 = v2 A2 .
Pressão: P1 = F1 / A1 P2 = F2 / A2
Energia cinética aumenta na parte mais estreita, K = ½ m v2 = ½ A v
2 x :
K1 = ½ v12 A1 x1 K2 = ½ v2
2 A2 x2
Trabalho: W1 = F1 x1 = P1 A1 x1 W2 = P2 A2 x2 Conservação de energia: W1 + K1 = W2 + K2
Substituir e dividir por t : P1 A1 v1 + ½ v12 A1 v1 = P2 A2 v2 + ½ v2
2 A2 v2 .
Utilizar a equação de continuidade que dá v1 A1 = v2 A2:
P1 + ½ v12 = P2 + ½ v2
2 → Ps + Pd = const = P0 .
É a alteração da velocidade (e não a velocidade) que corresponde a uma alteração da pressão
estática ao longo de uma linha de fluxo.]
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Este comportamento é observado no tubo de Venturi (Fig. 2.5); a pressão medida no ponto mais
estreito é a mais baixa.
Fig. 2.5 - Tubo de Venturi. Note que as linhas de fluxo ficam mais juntas e a velocidade aumenta no
interior do tubo.
Nota: O velocímetro do avião mede de facto Pd , a velocidade indicada é assim proporcional a Pd.
O perfil de uma asa pode ser imaginado como metade do tubo de Venturi. Em realidade o fluxo
incompressível tem de ser descrito com as equações de Euler, ou no caso mais geral com
compressibilidade e viscosidade, com as equações de Navier-Stokes). O princípio de Bernoulli
continua válido.
Fig. 2.6 –Escoamento laminar.
Outra consequência: o fluxo do ar atrás da asa é dirigido para baixo. Consequentemente a reacção é
uma força aerodinâmica dirigida para cima.
O ponto no qual o fluxo do vento relativo pára chama-se ponto de estagnação (stagnation point).
A linha de fluxo é perpendicular ao perfil e termina aqui, a energia cinética do fluxo é convertida
em pressão e é Pstag = Pd+P0, chamada pressão de estagnação ou pressão de Pitot (é também a
pressão no tubo de Pitot do velocímetro do avião). A posição do ponto de estagnação depende do
ângulo de ataque.
Fig. 2.7 – Ponto de estagnação (vermelho).
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3. Escoamento em torno de um perfil alar
Todas as partes do avião contribuem às suas propriedades aerodinâmicas, produzem resistência
ao ar e sustentação. No entanto, é o perfil alar que dá a sustentação necessária para suportar o avião,
explorando o princípio de Bernoulli. Aqui estudamos em mais pormenor o comportamento do fluxo
do ar em torno destes perfís aerodinâmicos.
3.1 Fluxo de ar sobre uma superfície plana
Uma placa fina lisa posta paralelamente ao fluxo do ar não causa quase nenhuma alteração ao
fluxo e por isso não sofre nenhuma reacção, iso é, força (Fig. 3.1).
Fig. 3.1 - Uma placa paralela ao fluxo do ar.
Quando a placa é posta numa posição inclinada em relação ao fluxo (Fig. 3.2) a reação sobre ela vai
ter duas componentes: uma produz sustentação (a placa tende de subir) e outra resistência (a placa é
empurrada na direcção do fluxo do ar). Estas duas forças dependem da velocidade do ar e do ângulo
de ataque, que é o ângulo entre a placa e o fluxo não perturbado do ar, o chamado vento relativo.
Devida ao ângulo de ataque, o fluxo do ar é alterado. No bordo de ataque da placa (no canto que faz
face ao fluxo) e acima dela, as linhas de fluxo ficam mais juntas, como acontece no tubo de Venturi;
o ar acelera nesta região e por consequência a pressão estática diminui aqui, o que resulta numa
componente de força dirigida para cima. Esta é a força de sustentação, que é perpendicular ao vento
relativo. Como o fluxo do ar é alterado pela presença da placa, vemos da discussão anterior que
existe também uma resistência ao avanço, que é a componente da força paralela ao vento relativo. A
sustentação e a resistência produzem uma força total resultante (Fig. 3.3). Dito em outras palavras: a
alteração do fluxo de ar produz (de acordo com as leis de Newton) uma força de reacção. Esta força
é decomposta em duas componentes: a resistência ao avanço paralela ao vento relativo, e a
sustentação, perpendicular ao vento relativo.
Fig. 3.2 - Fluxo do ar para ângulo de ataque não-nulo.
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Fig. 3.3 - Sustentação (S), resistência (R), força resultante RS e ângulo de ataque .
Quando o ângulo de ataque aumenta ainda mais, o fluxo laminar torna-se turbulento devido à
viscosidade do ar, o que resulta num aumento de resistência e numa perda de sustentação (Fig. 3.4).
Fig. 3.4 - Escoamento turbulento.
3.2 Fluxo de ar sobre uma superfície curva
Uma superfície alar curva tem várias vantagens em relação a uma placa plana: produz mais
sustentação e produz menos resistência ao avanço (facilita o fluxo laminar, diminui o fluxo
turbulento para ângulos de ataque mais elevados), e é mais fácil de construir em termos de
resistência estrutural. Sendo a função de uma asa gerir sustentação, uma asa típica tem uma
curvatura pronunciada na parte cima, para formar uma “metade” de um tubo de Venturi (Fig. 3.5),
onde as linhas de fluxo ficam mais densas e produzem uma zona de pressão estática baixa.
Fig. 3.5 - Escoamento de ar sobre uma superfície curva e sobre uma asa típica.
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3.3 Descrição de um perfil alar
Utiliza-se a seguinte terminologia para descrever um perfil alar (airfoil, aerofoil, Fig. 3.6):
Bordo de ataque - extremidade do perfil que sofre primeiramente o impacto com o vento
relativo.
Bordo de fuga - extremidade do perfil em último contacto com o escoamento do ar.
Corda do perfil - a linha recta que une os bordos de ataque e de fuga.
Profundidade – o comprimento da corda.
Extradorso - a superfície superior do perfil (em geral com mais curvatura).
Intradorso - a superfície inferior do perfil (em geral com menos curvatura).
Linha média - a linha que tem os seus pontos a meia distância entre a superfície superior e
inferior.
Flecha (ou flecha máxima) - a distância máxima entre a corda e a linha média; a posição da
flecha máxima, expressa em percentagem do comprimento da corda, encontra-se tipicamente a
um terço da corda (medido a partir do bordo de ataque).
Curvatura do perfil - a razão entre a flecha máxima e o comprimento da corda.
Esbeltez (ou razão de finesse) – a razão entre o comprimento da corda e a espessura máxima do
perfil
Fig. 3.6 - Terminologia do perfil alar.
Em relação à posição do perfil alar é utilizada a terminologia:
Ângulo de ataque - o ângulo formado pela corda e o vento relativo.
Ângulo de altura - o ângulo formado pela corda e o horizonte.
Ângulo de incidência (ou de inclinação, ou calado) - o ângulo formado entre a corda e o eixo
longitudinal do avião.
Para classificar as formas de perfis alares utiliza-se a terminologia representada na Fig. 3.7.
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Fig. 3.7 - Formas de perfis alares.
Existe, além disso, terminologia adicional discutida no seguinte capítulo, para descrever asas
reais, isto é, tridimensionais.
3.4 Sustentação e resistência ao avanço
A velocidade do ar ao longo da superfície alar não é constante. Pelo princípio de Bernoulli, a
pressão estática varia também ao longo do perfil (Fig. 3.8), o que gera várias contribuições para a
força de sustentação. Os vários pontos do perfil contribuem além disso à resistência total da asa. A
força total que actua no perfil alar na sua deslocação no ar é chamada a força de reacção. Podemos
imaginar que esta força, resultante de todas as forças às quais é submetida a asa nos vários pontos
do perfil, é aplicada num ponto médio na corda do perfil, chamado centro de pressão (Fig. 3.9). A
posição deste ponto não é fixa mas depende do ângulo de ataque. Situa-se normalmente a 2/3 da
corda atrás do bordo de ataque para ângulos pequenos, e a 1/4 para ângulos grandes. A sustentação
do perfil é definida como a componente perpendicular ao vento relativo. A componente paralela ao
vento relativo chama-se resistência ao avanço.
Fig. 3.8 - Sustentação.
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Fig. 3.9 - Componentes da força de reacção: sustentação e resistência.
Fig. 3.10 – Pequeno ângulo de ataque e distribuição de pressão estática.
A sustentação S é descrita pela relação
S = CS ½ v2 A
onde A é a área de superfície da asa (projectada num plano) e o coeficiente de sustentação CS (ou
CL do inglês lift) depende da forma da asa e do ângulo de ataque, porque estes factores influenciam
o escoamento do ar e assim a distribuição de pressão. A resistência ao avanço R é descrita de uma
maneira parecida:
R = CR ½ v2 A
onde CR (ou CD do inglês drag) é o coeficiente de resitência ao avanço, que depende também da
forma do perfil e do ângulo de ataque.
Vê-se logo que sustentação e resistência diminuem com a altitude, porque a densidade também
diminui na atmosfera terrestre. Um aumento de temperatura tem um efeito correspondente, porque
ar quente é menos denso.
3.5 Dependência dos coeficientes CS e CR do ângulo de ataque e da forma da asa
A Fig. 3.11 mostra o comportamento de CS e CR de uma asa típica, em função do ângulo de
ataque . O quociente CS /CR tem um máximo por volta de um ângulo de ataque de 40, o que
representa o ponto de máxima eficiência do perfil alar e corresponde tipicamente à escolha do
ângulo de incidência na montagem da asa no avião. O coeficiente de sustentação começa a diminuir
rapidamente a partir de um ângulo 160, o que corresponde ao ângulo de perda, quando já não
existe escoamento laminar acima da asa (Fig. 3.12). É importante notar que é este ângulo que
determina quando um avião entra em perda, e não a sua velocidade. Por isso, a velocidade de perda
varia com as condições de voo.
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Fig. 3.11 - Os coeficientes de sustentação e de resistência, e o quociente CS /CR.
Fig. 3.12 - Escoamento do ar e CS em dependência do ângulo de ataque.
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Como exemplo da dependência dos coeficientes CS e CR da forma da asa vemos três perfís
diferentes na Fig. 3.13.
Fig. 3.13 - Dependência de CS e CR do perfil alar.
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4. Escoamento tridimensional em torno de uma asa
No capítulo anterior discutimos os efeitos do fluxo do ar em torno de um perfil aerodinâmico, o
que representa só uma secção bidimensional (num plano paralelo às linhas de fluxo do vento
relativo) de uma asa real. Uma asa pode ser considerada como um conjunto tridimensional destas
secções (em geral de formas diferentes), e o escoamento do ar torna-se mais complexo. Em
particular, estudaremos também as forças de resistência mais importantes: a resistência induzida e a
resistência parasita.
4.1 Formas aerodinâmicas e asas
A Fig. 4.1 mostra um exemplo de uma asa. O perfil aerodinâmico ao longo dela varia, assim
como o comprimento e a posição da corda (como efeito, a entrada em perda ocorre neste caso
primeiro na raiz da asa). O fluxo do ar é obviamente mais complexo que na discussão anterior. A
descrição em três dimensões da forma de asas utiliza a seguinte terminologia adicional:
Corda da raiz - root chord - corda perto da raiz da asa.
Corda da ponta - tip chord - corda perto da ponta da asa.
Corda média - mean chord - a média dos comprimentos das cordas ao longo da asa.
Raíz da asa - wing root - a extremidade mais próxima da fuselagem.
Ponta da asa - wing tip - a extremidade mais afastada da fuselagem.
Envergadura - wing span - a distância entre as pontas das asas.
Razão de aspeto - aspect ratio - o quociente entre a envergadura e a corda média.
Alongamento - wing aspect ratio - o quociente entre a distância raíz-ponta e a corda média, cerca
de metade da razão de aspeto.
Forma da asa - wing planform – a forma da asa projetada para um plano.
Área da asa - wing surface area - o produto da corda média e da envergadura.
Asa cónica - taper - diminuição do comprimento da corda da raíz à ponta.
Asa em flecha - sweepback - a ponta da asa fica atrás da raiz.
Torsão - wash-out, twist - o ângulo calado diminui da raíz à ponta.
Fig. 4.1 - Exemplo de uma asa.
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Dependente da finalidade, as formas de asas variam de avião por avião (Fig. 4.2). Um avião de
transporte, por exemplo, deve ter asas com um grande CS de modo a suportar grandes cargas. O
interesse num avião de alta velocidade, no entanto, é de diminuir CR o mais possível para atingir
velocidade com mais facilidade. Considerações de estabilidade estrutural da asa nas várias
condições de voo influenciam também a sua forma.
Fig. 4.2 - Formas de asas.
4.2 - Resistência induzida
A força de sustentação resulta do facto da pressão estática ser mais baixa no extradorso da asa
que no intradorso (Fig. 4.3). O ar tem a tendêcia de passar da zona de pressão superior (no
intradorso) para a zona de pressão inferior (no extradorso), nas pontas das asas. Considerando, no
entanto, o vento relativo, observamos a criação de dois grandes turbilhões nas pontas das asas.
Além disso, o fluxo de ar ao longo das asas é desviado um pouco para fora no intradorso e para
dentro no extradorso. Quando as camadas de ar convergem no bordo de fuga, este movimento
relativo produz uma região de pequenos turbilhões atrás do bordo da fuga.
Fig. 4.3 - Criação de turbilhões.
O efeito total dos turbilhões nas pontas das asas é um fluxo do ar desviado para baixo no bordo
de fuga. A força de reacção resultante é inclinada para trás, tendo uma componente de força paralela
ao vento relativo: a resistência induzida (Fig. 4.4). Do exposto vemos que a existência de
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sustentação (diferença de pressão) é responsável pela resistência induzida. Um aumento de
sustentação, isto é, aumento de ângulo de ataque, aumenta a resistência induzida. Assim a
resistência induzida é maior para velocidades pequenas (onde o ângulo de ataque é maior) que em
cruzeiro (ângulo de ataque pequeno), embora seja formalmente proporcional ao quadrado da
velocidade. Tal como a sustentação responsável pela reistência induzida, esta também aumenta com
a densidade do ar.
Fig. 4.4 - Resistência induzida.
Existem várias maneiras de reduzir a resistência induzida. A forma da ponta da asa pode ser
alterada, ou podem existir “barreiras” no extradorso para diminuir o fluxo do ar do intradorso para o
extradorso como mostram os exemplos na Fig. 4.5. Asas com maior razão de aspecto têm menos
resistência induzida, assim como asas cuja corda diminui da raiz para a ponta (taper em inglês).
Outra possibilidade é de diminuir o ângulo de ataque progressivamente da raiz para a ponta da asa
(washout = torsão da asa), diminuindo assim o gradiente de pressão perto da ponta (a Fig. 4.1
mostra um exemplo deste tipo de asa).
Fig. 4.5 - Maneiras de reduzir turbilhões nos pontos das asas.
Quando o avião voa mesmo próximo da superfície da terra (ou da água), o movimento do ar é
influenciado pela presença do solo. O ar não pode ser desviado tanto para baixo como num voo alto,
e os turbilhões não se podem desenvolver livremente. Isto reduz a resistência iduzida e aumenta a
sustentação, e este efeito chama-se efeito de solo, particularmente notável em aviões de asa baixa,
20
por exemplo na aterragem. Voando com efeito de solo significa que pode voar mais devagar ou com
menos potência. A alteração do fluxo do ar tem também um efeito de alterar as forças
aerodinâmicas na cauda do avião, alterando particularmente a eficiência do estabilizador horizontal
e do leme de profundidade. Na maioria dos casos, a alteração do fluxo aumenta a pressão na tomada
estática o que resulta na redução dos valores indicados de velocidade e altitude.
Fig. 4.6 - Alteração do fluxo de ar perto do solo.
Fig. 4.7 - Efeito de solo: potência necessária e CS .
Fig 4.8 – Alteração do fluxo que atinge o estabilizador horizontal.
Considerações na aterragem ao entrar no efeito de solo:
reduzir o ângulo de ataque para não aumentar a sustentação,
reduzir a potência para não aumentar a velocidade,
contar com uma alteração de atitude,
contar com a redução do valor indicado da velocidade.
21
Considerações na descolagem ao sair do efeito de solo:
contar com uma diminuição da sustentação (situação perigosa em casos extremos!)
contar com uma diminuição velocidade,
contar com estabilidade reduzida e um momento que desvia o nariz do avião para cima,
contar com o aumento da velocidade indicada.
4.3 Resistência parasita
As forças de resistência não associadas directamente com a produção de sustentação chamam-se
resistência parasita e aumentam com a velocidade e a densidade do ar e dependem da sua
viscosidade. As forças mais importantes são:
Resistência de fricção(friction drag) - força causada pela fricção na passagem do ar na superfície
das asas e de outras partes do avião. Depende da asperidade da superfície e do tipo de
escoamento do ar: é mais pequena no caso de escoamento laminar que no caso turbulento, e é
maior para velocidedes maiores.
Fig. 4.9 – Asperidade de superfícies.
Resistência de forma (form drag, pressure drag) - resistência causada pela passagem de
escoamento laminar para turbulento, como energia é transferida para o movimento turbulento.
Depende da forma do objecto que se desloca no ar (Fig. 4.10).
Fig. 4.10 - Resistência de forma.
22
Resistência de interferência (interference drag) - A resistência total de um avião é maior que a
soma produzida por todas as suas partes separadamente, porque o fluxo do ar é perturbado nas
junções entre as várias partes (por exemplo na raiz da asa, o escoamento em torno da asa
interfere com o escoamento em torno da fuselagem) o que produz turbulências adicionais.
Formas “arredondadas” das junções dos vários componentes minimizam a resistência de
interferência.
Fig. 4.11 – Formas de redução da resistência de interferência.
A soma das resistências de fricção e de forma chama-se resistência de perfil (profile drag).
4.4 A razão sustentação / resistência
A resistência parasita aumenta com a velocidade. A resistência total, que é a soma da resistência
parasita e a resistência induzida tem um mínimo para uma certa velocidade (Fig. 4.12), chamada
VMD, (minimum drag velocity); é a velocidade a utilizar para subir ou planar. Para comparar a
sustentação com a resistência podemos calcular a razão das forças. Estas duas forças são descritas
pelo mesmo tipo de relação, como exposto anteriormente. Assim o quociente S/R corresponde ao
quociente dos coeficientes CS / CR , exibindo um máximo para um ângulo de ataque de perto de 40
(Fig. 4.13), independentemente da velocidade.
Fig. 4.12 – Variação da resistência com a velocidade. O ângulo de ataque não é constante neste
diagrama!
23
Fig. 4.13 - Os coeficientes de sustentação e de resistência, e o quociente CS /CR.
4.5 Hélices
A pá de uma hélice é de facto uma forma aerodinâmica com perfil alar. O extradorso com
pressão estática inferior encontra-se na parte frontal, o que produz o impulso. Bem como no caso de
uma asa temos de distinguir entre o ângulo de incidência e o ângulo de ataque. Em vez do ângulo de
incidência fala-se aqui do ângulo da pá (ou ângulo de calagem), do ângulo formado entre o plano
de rotação e a corda do perfil (Fig. 4.14). Para obter o ângulo de ataque temos de considerar o vento
relativo. Só que no caso de uma hélice surge imediatamente uma complicação: a velocidade das
várias secções da pá não é constante, porque na rotação a ponta da pá tem mais velocidade que um
ponto mais perto do eixo da hélice (Fig. 4.15). Para garantir um ângulo de ataque constante ao
longo da pá, tem-se de diminuir progressivamente o ângulo da pá da raiz para a ponta (Fig. 4.16),
isto é, a forma da pá apresenta uma torsão.
Fig. 4.14 - Ângulo da pá da hélice.
24
Fig. 4.15 - Velocidade das várias secções da hélice.
Fig. 4.16 - Variação do ângulo da pá para um ângulo de ataque constante.
Fig. 4.17 – Torsão duma hélice a passo fixo.
25
O ângulo de ataque depende da velocidade com a qual o avião se desloca no ar e da taxa de
rotações por minuto da hélice. Com uma hélice normal, chamada hélice de passo fixo, não é
possível obter um ângulo de ataque ideal em todas as condições. Inventou-se por isso a hélice de
passo variável, no qual o ângulo da pá pode ser ajustado para obter o mesmo ângulo de ataque a
qualquer velocidade. Um passo grosso (grandes ângulos da pá) é utilizado em cruzeiro, para baixas
velocidades (descolagem, aterragem) utiliza-se um passo fino (Fig. 4.18 e 4.19).
Fig. 4.18 - Hélice de passo variável.
Fig. 4.19 – Caminho da ponta da pá no ar.
Uma hélice de velocidade constante (constant speed propeller) é uma hélice de passo variável
que ajusta o passo da pá automaticamente, afim de manter uma velocidade rotacional constante.
Alguns aviões podem reverter o passo para ângulos de ataque negativos. Este passo invertido ou
reverso (reverse pitch) pode ser utilizado para diminuir a distância de aterragem ou para recuar no
solo.
Bem como no caso da asa temos de considerar a força de reacção da hélice. Aqui fazemos a
decomposição numa componente paralela ao eixo da hélice, o impulso (ou tracção), e numa
componente no plano de rotação, a resistência à rotação. A reacção do avião à resistência à rotação
da hélice (Fig. 4.20) é um binário em torno do eixo da hélice, no sentido oposto ao sentido da
rotação. Este binário, em conjunto com o escoamento do ar helicoidal induzido pela hélice (Fig.
4.21) e a assimetria de impulso devida à posição inclinada do eixo de rotação da hélice (Fig. 4.22),
produz um efeito notável por exemplo na descolagem.
26
Fig. 4.20 - Reacção à resistência à rotação.
Fig. 4.21 - Escoamento helicoidal.
27
Fig. 4.22 – Assimetria de impulso da hélice (P-factor).
Quando o motor parar em voo, a rotação da hélice normalmente continua. Nesta situação a rotação
não é mantida pela energia do motor mas pela energia extraída do vento relativo, isto é, da energia
cinética do avião. O ângulo de ataque torna-se negativo o que produz uma sustentação com
componente contrária à linha de voo. A resultante resistência chama-se windmilling drag. Aviões
com hélices à passo variável podem minimisar este efeito pondo as pás em posição de
embandeiramento (feathered), ângulo de ataque perto de zero, a rotação da hélice para e produz
muito menos resistência, aumentando a distância de planeio.
Fig. 4.23 – Hélice com motor a trabalhar (a) e em situação de “moinho” (b).
28
Fig. 4.24 – Hélice em posição feathered.
29
5. Distribuição das quatro forças
Este capítulo é dedicado ao estudo do efeito das quatro forças que actuam no avião em voo: a
sustentação que contrabalança o peso, e o impulso (a tracção) que supera a resistência ao avanço.
5.1 Equilíbrio e binários
De acordo com as leis de Newton, a força total que actua em qualquer corpo em movimento
rectilíneo e com velocidade constante é nula. Aplicado a um avião em voo horizontal, rectilíneo e
com velocidade constante, todas as forças que actuam nele têm de se encontrar em equilíbrio, isto é,
produzir uma força total resultante nula.
Qualquer força existente pode ser equilibrada por uma força de magnitude igual e de direcção
oposta. Temos de considerar no entanto também o ponto de aplicação de uma força. Um par de
forças de magnitude igual e oposta que têm pontos de aplicação em posições diferentes produz um
binário, isto é, causa rotação.
5.2 Sustentação e peso, impulso e resistência
Podemos considerar que as quatro forças actuam em quatro pontos do avião:
Centro de pressão (CP) - ponto de aplicação da sustentação, força perpendicular ao vento relativo
resultante das contribuições das várias secções das asas.
Centro de gravidade (CG) - ponto de aplicação do peso, força dirigida verticalmente (na direcção
do centro da terra), resultante da acção da gravidade sobre as massas das partes individuais do
avião.
Centro de impulso (CI) - ponto de aplicação do impulso, força que actua paralelamente ao vento
relativo, produzida pela hélice ou pelo reactor.
Centro de resistência (CR)- ponto de aplicação da resistência ao avanço, força paralela ao vento
relativo, resultante da força total de resistência ao avanço das asas e de todas as outras partes do
avião.
Em voo horizontal, rectilíneo e com velocidade constante, as forças têm de se encontrar em
equilíbrio, de acordo com as leis de Newton. Portanto, a sustentação tem de ser igual e oposta ao
peso, e o impulso igual e oposto à resistência (embora, na maioria dos casos, a sustentação e o peso
vão ter valores muito superiores ao impulso e à resistência), ver Fig. 5.1.
Fig. 5.1 - Equilíbrio das quatro forças.
30
5.3 Métodos de equilíbrio das forças
O CP não é um ponto fixo, pois varia de acordo com o ângulo de ataque. Também o CG depende
da distribuição da carga do avião, do movimento dos passageiros, do combustível que se gasta
durante o voo. Por conseguinte os dois centros não coincidirão em geral. Embora as duas forças
(sustentação e peso) tenham valores iguais e opostos, o facto de actuarem em pontos diferentes
produz um binário. No caso ideal, este binário é equilibrado pelo binário oposto produzido pelo
outro par de forças, pois o centro de resistência não coincide em geral com o centro de impulso. Na
maioria dos aviões, o CG encontra-se sempre em frente ao CP e o CR acima do CI (Fig. 5.2). Isto é
uma medida de segurança, pois em caso de falha do motor o nariz do avião baixa automaticamente
e evita a entrada em perda.
Fig. 5.2 - Binários das forças.
Um desequilíbrio residual dos binários pode ser corrigido actuando o leme de profundidade na
cauda do avião ou ajustando o compensador correspondente (Fig. 5.3). É de realçar que no caso de
hidroaviões os motores são montados em geral numa posição bem alta e o CI fica acima do CR. Por
conseguinte coloca-se o CG atrás do CP.
Fig. 5.3 - Acção do leme de profundidade para contrabalançar o binário.
31
5.4 Aceleração, subida e descida
Quando se aumenta a potência do motor para um novo valor, o impulso fica temporariamente
superior à resistência. Por conseguinte o avião acelera. A resistência aumenta com a velocidade e
atinge o valor do impulso depois de um certo tempo, e teremos de novo uma situação de equlíbrio
das forças e assim velocidade constante, embora mais alta que antes.
Numa subida o peso não actua numa direcção paralela à sustentação (Fig. 5.4). Podemos
decompor o peso numa componente paralela (e oposta) à sustentação e noutra paralela (e oposta) ao
impulso. Vemos de imediato que numa subida, a sustentação é mais pequena que o peso, mas que o
impulso é superior à resistência, pois tem de contrabalançar uma componente do peso também.
Fig. 5.4 - Forças numa subida. O peso está em equilíbrio vectorial com sustentação + excesso da
tracção (a parte que é superior à resistência). Em outras palavras, a tracção tem de estar em
equiíbrio com a resistência + a componente do peso paralela à resistência.
Na descida, o impulso é mais pequeno que a resistência, porque neste caso existe uma
componente do peso que aponta na mesma direcção que o impulso (Fig. 5.5). Numa descida
planada, o impulso é mesmo zero.
Fig. 5.5 - Forças numa descida com potência (a) e planada (b).
32
6. Comandos de voo
Além dos elementos fixos como asas e estabilizadores, o avião tem superfícies móveis que
servem para manobras em três dimensões. São normalmente ligados aos bordos de fuga das asas e
estabilizadores do avião, longe do centro de gravidade para produzir grande momento com pouco
esforço.
6.1 Comandos dos três eixos
Sentado no avião vemos o manche e os pedais que actuam sobre as superfícies de comando
(Fig. 6.1). O efeito em voo é um movimento em torno de três eixos, que passam pelo centro de
gravidade CG do avião (Fig. 6.2). Por isso, a efectividade dos comandos depende do CG e aumenta
com o braço.
Eixo longitudinal - comando lateral: movimento de pranchar (enrolar), comandado pela rotação
(ou desvio) equerda/direita do manche actuando os ailerons (lemes de pranchamento).
Eixo transversal - comando de profundidade (atitude): movimento de picar, comandado pelo
desvio frente/trás do manche actuando os lemes de profundidade.
Eixo vertical - comando direccional: movimento de desviar (guinar), comandado pelos pedais
actuando o leme direccional.
Cuidado com a terminologia: quando falamos do movimento em torno de um eixo, é este eixo que
não muda de posição no espaço!
Fig. 6.1 - Comandos dos três eixos.
33
Fig. 6.2 - Os três eixos.
6.2 Efeito dos ailerons
Rodando (ou desviando) o manche para a esquerda, levanta o aileron esquerdo e baixa o aileron
direito (Fig. 6.3). Isto altera a posição da corda do conjunto asa-aileron e assim o ângulo de ataque,
aumentando assim a sustentação da asa direita e diminuindo a sustentação da asa esquerda. O avião
prancha em torno do eixo longitudinal baixando a asa esquerda (comando lateral). Existe no entanto
um efeito relacionado à resistência dos ailerons. Quando a sustentação da asa direita aumenta,
aumenta também a resistência ao avanço desta asa, e o avião volta para a direita (em torno do eixo
vertical, efeito chamado adverse yaw em inglês). Para neutralizar este efeito, inventou-se os
ailerons diferenciais. Neste caso, o aileron que sobe (o lado da asa que desce) sobe mais do que o
aileron que desce. Isto aumenta a resistência parasita da asa com menos sustentação em comparação
34
com a asa com mais sustentação, para compensar o aumento da resistência induzida dessa. Outro
tipo de ailerons que conseguem isto são os frise ailerons (Fig. 6.4).
Fig. 6.3 - Efeito dos ailerons.
Fig. 6.4 – Frise ailerons.
Com o “adverse yaw” eliminado, um efeito secundário do pranchamento é a tendência de rodar
em torno do eixo vertical na mesma direcção que o pranchamento. Com asa esquerda baixa, a
sustentação não é dirigida na vertical, mas tem uma componente horizontal, não equilibrada por
uma outra força (Fig. 6.5). Se o piloto não aplica correcções com o leme direccional, o avião desliza
para a esquerda (glissagem), e o vento relativo embate no estabilizador vertical da cauda, o que
produz um movimento de rotação em torno do eixo vertical (efeito direccional).
Fig. 6.5 - Efeito secundário do pranchamento.
6.3 Efeito dos lemes de profundidade
Empurrando o manche para a frente baixa os lemes de profundidade, montados no bordo da fuga
do estabilizador horizontal (Fig. 6.6). A posição da corda do conjunto estabilizador-leme muda,
aumentando o ângulo de ataque e a sustentação do estabilizador horizontal, a cauda do avião sobe e
35
o nariz desce. Isto corresponde a uma rotação em torno do eixo transversal, o avião desce (comando
de profundidade). Puxando o manche para trás faz os lemes de profundidade subir. Este movimento
produz uma força de sustentação dirigida para baixo (ângulo de ataque negativo). A cauda do avião
desce, o avião sobe. O efeito secundário da actuação dos lemes de profundidade é a alteração de
velocidade, o avião perde velocidade na subida e aumenta velocidade na descida.
Fig. 6.6 - Efeito dos lemes de profundidade.
Em alguns aviões todo o estabilizador horizontal é móvel, servindo de leme de profundidade, ou
os estabilizadores da cauda têm a forma de V, combinando a função de lemes de profundidade e
direccional (ruddervator ou V-tail).
Fig. 6.7 – Aeronave com cauda em forma de V.
6.4 Efeito do leme direccional
Exercendo pressão no pedal esquerdo desvia o leme direccional montado no bordo de fuga do
estabilizador vertical para a esquerda (Fig. 6.8). O conjunto estabilizador-leme produz sustentação
dirigida para a direita. A cauda do avião desloca-se para a direita, o que corresponde a um desvio do
avião para a esquerda, em torno do eixo vertical (comando direccional). Existe também aqui um
efeito secundário. Na volta para a esquerda, a asa exterior (direita) tem mais velocidade que a asa
interior. Isto aumenta a sustentação da asa direita em relação à esquerda. O avião prancha em torno
do eixo longitudinal, baixando a asa esquerda.
Fig. 6.8 - Efeito do leme de direcção.
36
6.5 Comandos coordenados
Os efeitos secundários dos comandos indicam que é necessário aplicar correcções apropriadas.
Actuando o leme de profundidade para começar uma subida, temos de aumentar a potência do
motor para não perder velocidade. Na descida podemos reduzir a potência.
Numa volta vamos ter de operar os ailerons e o leme direccional ao mesmo tempo. O ideal é uma
volta coordenada, indicada por um instrumento de bordo, a bola centrada (Fig.6.9). Neste caso, o
avião não tem movimento lateral (nem desliza na direcção da asa baixa por dentro da curva, nem
derrapa na direcção da asa alta por fora da curva), o que provém do facto que a resultante da força
centrífuga e do peso se encontra em equilíbrio com a sustentação (Fig. 6.10). Vemos também que a
sustentação tem de ser aumentada em comparação ao voo rectilíneo. Para não perder altitude temos
de actuar os comandos de profundidade. Uma volta para a esquerda exige então a rotação (desvio)
do manche para a esquerda e para trás, em conjunto com a aplicação apropriada do pedal esquerdo.
Com a bola fora do centro a correcção necessária é “pisar a bola”, isto é, utilizar o pedal do lado da
bola.
Fig. 6.9 - O coordenador de voltas numa volta coordenada.
Fig. 6.10 - As forças numa volta coordenada.
37
O raio R (em milhas náuticas) da volta coordenada (turn radius) com um ângulo de
pranchamento e a velocidade verdadeira v (em nós) é
A volta coordenada corresponde à frequência angular de
quando medida em graus por segundo (rate of turn).
[Estas relações podem ser deduzido de tan = Fcentrifuga / W = m2R / mg, onde g é a aceleração
gravítica na Terra e com a frequência angular =v/R.]
Um volta standard corresponde à ROT ≡ 3o por segundo, a volta de 360
o demora assim 2
minutos, valor indicado no coordenador de volta.
Fig. 6.11 – O coordenador de volta com indicação de volta standard.
Como vimos anteriormente, as forças aerodinâmicas variam com o quadrado da velocidade. Isto
significa também que a efectividade dos comandos depende da velocidade. Diminuindo a
velocidade para ½ baixa a efectividade dos comandos para ¼. Isto é, temos de desviar os lemes
muito mais para obter o mesmo resultado.
6.6 Comandos cruzados e voltas não coordenadas
A técnica de comandos cruzados (cross-controlled turn) consiste na aplicação oposta do pedal
(leme direccional) ao comando dos ailerons. Por exemplo, baixa-se a asa direita e aplica-se o pedal
esquerdo para não fazer uma volta direita coordenada. O efeito é de deslizar (glissar) rapidamente
na direcção da asa baixa, com a posição da bola bem fora do centro, na direcção da asa baixa (Fig.
6.12). Esta técnica é utilizada para perder rapidamente altitude, sem ganhar velocidade, porque a
resistência de perfil é muito alta nesta configuração. O caso contrário à técnica de comandos
cruzados consiste em aplicar o pedal no sentido dos ailerons, mas mais de que o necessário
(uncoordinated turn), o que dá origem a uma volta na qual o avião derrapa para fora da curva (Fig.
6.13).
38
Fig. 6.12 - Glissagem.
Fig. 6.13 - Derrapagem.
6.7 Equilíbrio dinâmico e estático dos comandos de voo
Quando uma superfície de comando é deflectida, por exemplo empurrando o manche para baixar
os lemes de profundidade, o vento relativo embate na parte baixa dos lemes e tenta repor os lemes
na configuração neutra (Fig. 6.14). O piloto sente isto e tem de aplicar uma força para manter a
posição do leme. Para minimizar o esforço, os lemes podem ser montados da maneira indicada na
Fig. 6.15. Neste caso, o vento relativo atinge também o bordo de ataque do leme (ou uma parte
dele). Isto neutraliza em parte o efeito descrito; este método produz um equilíbrio aerodinâmico dos
comandos (aerodynamic balance). Um outro método que utiliza um compensador será discutido no
próximo capítulo.
Fig. 6.14 - Força que actua no leme.
39
Fig. 6.15 - Equilibrio aerodinâmico dos comandos.
Velocidades altas podem induzir oscilações das superfícies de comando (flutter), e estas podem
atingir amplitudes perigosas. Para as evitar coloca-se o centro de massa do leme mais perto da
charneira, apliando por exemplo pesos como indicado na Fig. 6.16 (mass balance).
Fig. 6.16 – Peso montado para evitar oscilações.
6.8 Efeito da posição do centro de massa nos comandos de voo
As características de manuseamento dependem da posição do centro de massa (centro de
gravidade CG), dado que os movimentos ocorrem em torno do centro de massa e que o binário das
forças depende da distância entre o ponto de aplicação e o centro de massa. A Fig. 6.17 mostra
algumas situações que afectam o funcionamento do leme de profundidade.
O funcionamento do leme de direcção também depende do centro de massa de maneira análoga.
Quanto ao controlo de pranchamento, este pode ser influenciado por exemplo pelo desequilíbrio da
quantidade de combustível nas asas.
Resumindo, o equilíbrio de massa é muito importante para garantir a operação dos comandos de
voo em segurança.
40
Fig. 6.17 – Posição do centro de massa e leme de profundidade.
41
7. Compensadores
Um avião encontra-se devidamente compensado quando o piloto não tem de aplicar nenhuma
força nos comandos. Para este efeito existem superfícies compensadoras chamadas compensadores.
7.1 Objectivos, funcionamento e modos de operação
Os compensadores são superfícies aerodinâmicas fixas ou ajustáveis, ou podem ser artifícios
mecânicos que exercem uma pressão sobre o manche no sentido desejado. O objectivo dos
compensadores é anular as forças necessárias numa certa atitude de voo. O funcionamento é de criar
uma força que actua no sentido contário ao esforço. O modo de operação depende de se tratar de um
compensador fixo ou móvel.
Compensadores fixos (fixed trim tabs, ground adjustable trim tabs) não podem ser ajustados
durante o voo. Se o avião tem, por exemplo, a tendência de voar com uma asa baixa, devido a
assimetrias na sua construcção, ou devido aos efeitos da hélice, pode ser aplicada uma pequena
placa de metal flexível num sítio apropriado. A placa pode ser inclinada para produzir a pequena
força aerodinâmica necessária para equilibrar a tendência não desejada (Fig. 7.1). Este ajuste tem de
ser feito no chão, e voos de teste são necessários para verificar o ajuste.
Fig. 7.1 - Compensador fixo.
Compensadores ajustáveis (trim tabs) podem ser ajustados durante o voo. A vantagem é de
compensar de acordo com a atitude de voo momentânea do avião. A manutenção da atitude depois
da compensação não requer mais esforço. A actuação pode ser mecânica (por cabos, por exemplo),
por motores eléctricos ou com um sistema hidráulico. Em alguns casos é utilizada a mesma
superfície aerodinâmica para funcionar como compensador (variando a posição média) e para o
equilíbrio aerodinâmico dos comandos (com deflecção automática, como discutido antes).
Em alguns aviões, o manche só atua sobre os compensadores (servo tabs) que desviam os lemes.
Compensadores automáticos (balance tabs, Flettner tabs) são outro tipo de compensadores
móveis, utilizados como método alternativo de equilíbrio aerodinâmico dos comandos. Um
exemplo é presentado na Fig. 7.2. Aqui existe uma pequena superfície de comando adicional, que é
deflectida automaticamente para o lado oposto do leme. A configuração produz sustentação,
contrariando a força que tenta repôr o leme na posição neutra. O compensador automático inclui
normalmente a função do compensador ajustável.
Fig. 7.2 - Compensador automático.
42
Anticompensadores (anti-balance tabs, anti-servo tabs) têm o funcionamento e o efeito oposto
aos compensadores automáticos e servem para evitar deflecção de superfícies de comando
exagerada, por exemplo no caso de existência de stabilators (Fig. 7.3), porque aqui pequenos
movimentos da superfície de controle são suficientes para controlar o avião. O anticompensador
inclui normalmente a função do compensador ajustável também.
Fig. 7.3 - Anticompensador.
7.2 Compensadores de profundidade, direccionais e de pranchamento
Quase todos os aviões têm um compensador de profundidade ajustável. É o compensador mais
importante porque sem ele factores como a distribuição da carga, posição dos flaps, subidas,
aterragens etc. requereriam um esforço contínuo no leme de profundidade. No exemplo da Fig. 7.4
o compensador de profundidade consiste de uma pequena superfície aerodinâmica montada no
bordo de fuga do leme de profundidade e é actuada mecanicamente por uma roda no cockpit.
Fig. 7.4 - Compensador de profundidade.
Como na Fig. 7.2 do comensador automático, o compensador ajustável gera uma força
aerodinâmica contrária ao esforço necessário para manter a deflexão do leme de profundidade; o
ângulo de ataque das asas do avião pode ser mantido sem esforço. Como o ângulo de ataque
necessário para manter sustentação diminui com a velocidade do vento relativo, assim como a
eficiência do leme de profundidade e do compensador aerodinâmico, é preciso compensar mais em
voo lento de que em voo de cruzeiro. Na descolagem, uma posição do centro de massa (CG)
dianteira requer um desvio maior do leme de profundidade e assim mais compensação que com um
CG numa posição traseira.
Aviões multimotores e alguns monomotores têm também um compensador direccional para
compensar os efeitos de impulso assimétrico. Aviões mais sofisticados têm além disso
compensadores de pranchamento, para compensar um eventual desequilíbrio da quantidade de
combustível nas asas etc.
43
Um compensador ajustável pode não recorrer a forças aerodinâmicas. A Fig. 7.5 mostra um
exemplo de um compensador direccional a funcionar com forças exercidas por molas ajustáveis.
Fig. 7.5 – Compensador direccional de molas.
44
8. Dispositivos de controlo de sustentação
Hipersustentadores são dispositivos móveis que aumentam o coeficiente de sustentação ou a
superfície alar em certas fases de voo e podem ser montados no bordo de ataque ou no bordo de
fuga da asa. Neste capítulo discutimos também dispositivos não-hipersustentadores.
8.1 Objectivo, funcionamento e operação normal e automática dos hipersustentadores
O objectivo principal é um aumento da sustentação para velocidades pequenas, reduzindo assim
a velocidade de perda e permitindo um voo mais lento. Isto é desejável por exemplo na
aproximação para a aterragem. Quando se aumenta a sustentação, a resistência também aumenta.
Este aumento de resistência pode ser desejável para perder velocidade ou para descidas mais
picadas.
O funcionamento varia com o tipo de hipersustentadores. Um método consiste em de alterar a
forma da asa, aumentando a curvatura do extradorso (a flecha máxima aumenta). Isto altera também
a corda e o ângulo de incidência da asa. Outro método é aumentar a superfície da asa. Os dois
métodos podem ser combinados. Existem também dispositivos que alteram o escoamento do ar para
adiar a formação de turbulências para além do ângulo de perda normal. Na Fig. 8.1 vemos um
exemplo de hipersustentadores num avião moderno, e a Fig. 8.2 mostra que neste caso o
escoamento do ar continua laminar mesmo para um ângulo de ataque de 250.
Fig. 8.1 - Exemplo de hipersustentadores.
Fig. 8.2 - Efeito dos hipersustentadores da figura anterior sobre o escoamento do ar.
45
A operação é normalmente comandada pelo piloto e pode ser eléctrica, hidráulica ou mecânica.
No entanto existem hipersustentadores que são operados automaticamente, por exemplo quando o
ângulo de ataque atinge um certo valor.
Os hipersustentadores estendem de maneira simétrica, isto é, de maneira idêntica nas duas asas.
Qualquer assimetria (flap asymmetry) pode causar situações perigosas. Aviões de alta performance
modernos têm dispositivos que ajudam evitar uma assimetria excessiva (por actuação de travões nos
flaps quando o mecanismo falhar) ou detectam assimetrias para avisar o piloto. Numa situação de
um flap encravado, tentar colocar o outro flap na mesma posição.
Uma excepção são os flaperons que combinam o funcionamento dos ailerons e flaps, e por isso
operam de maneira assimétrica.
Fig. 8.3 – Flaperons.
8.2 Flaps
Flaps são os hipersustentadores mais utilizados. São montados no bordo de fuga das asas e
comandados pelo piloto. Em geral, podem ser seleccionadas várias posiçãos dos flaps, expressas em
graus.
A extensão dos flaps
aumenta a flecha máxima da asa,
desloca o CP para trás,
aumenta o ângulo de ataque se a atitude não fôr corrigida,
aumenta o CS (Fig. 8.4),
o CS máximo e o ângulo de perda são atingidos a ângulos de ataque menores,
aumenta o CR , permitindo descidas mais picadas sem aumento de velocidade.
46
Fig. 8.4 - Efeito de flaps sobre CS (CL ).
A Fig. 8.5 mostra os tipos de flaps mais utilizados. A Fig. 8.6 apresenta valores típicos do ângulo
de perda e o aumento do máximo de CS (CL) em relação à asa simples.
Fig. 8.5 – Os principais tipos de flaps:
simples (plain), de intradorso (split), de ranhura (slotted) e Fowler.
47
Fig. 8.6 – Ângulos de perda e aumento de sustentação de vários tipos de flaps.
A extensão dos flaps desvia o centro de pressão CP para trás e dirige o fluxo de ár atrás do bordo
de fuga mais para baixo e aumenta a resistência ao avanço. O desvio do CP produz uma tendência
de baixar o nariz do avião. Em aviões de asa baixa, o ponto de aplicação da resistência CR é
debaixo do centro de massa CG e produz também uma tendência de baixar o nariz. Em aviões de
asa alta CR é acima do CG. A resistência produz uma tendência oposta ao efeito do desvio da
sustentação. Além disso, o fluxo de ár que desce atrás do bordo de fuga atinge o estabilizador
horizontal e desvia a cauda para baixo, subindo o nariz. Os dois efeitos são em geral
suficientemente fortes para resultar numa tendência de subir o nariz do avião de asa alta. Em
resumo, na maior parte dos casos a extensão de flaps em avião de asa baixa vai fazer descer o nariz,
e em avião da asa alta subir o nariz, se o piloto não corrigir a attitude.
A extensão dos flaps aumenta o ângulo de ataque. Numa aterragem, para não aumentar a
sustentação, o piloto deve baixar o nariz do avião, e esta atitude aumenta também a visibilidade da
pista.
Na descolagem não convém utilizar a posição máxima dos flaps, porque embora o CS aumente,
grande parte da potência do motor ia ser gasta para superar a resistência devido ao aumento do CR .
O valor ideal de extensão dos flaps na descolagem varia entre 100 e 20
0, de acordo com o avião (ver
exemplo da Fig. 8.7).
48
Fig. 8.7 – Extensão de flaps e distância de descolagem.
Após a descolagem, o piloto deve recolher os flaps passo por passo e deve aumentar o ângulo de
ataque para manter a sustentão e não entrar em perda.
8.3 Slats e Krueger flaps
Slats, também chamados inflectores, são hipersustentadores que também aumentam o ângulo de
perda, dirigindo o escoamento do ar para diminuir a formação de turbulências. São em geral
montados no bordo de ataque da asa (leading edge slats). Quando estendidos, ar é dirigido da parte
inferior da asa à parte superior pelo slot (fenda), estabilizando o escoamento laminar (Fig. 8.8). Os
slats podem ser
Slats fixos (ou slots) - adaptados fixamente aos bordos de ataque, pouco utilizados devido ao
aumento de CR .
Slats estensíveis - comandados pelo piloto.
Slats automáticos - montados no bordo de ataque e estendidos automaticamente. Em cruzeiro,
existe pressão no bordo de ataque da asa que empurra o slat na direcção da asa, fechando a
fenda. Com aumento de ângulo de ataque, por exemplo na aproximação para a aterragem, a
pressão no bordo de ataque vai diminuindo até dar lugar a uma depressão, a qual afasta o slat do
bordo de ataque, abrindo a fenda.
Fig. 8.8 Slat.
49
A alteração do coeficiente de sustentação na utilização de slats e flaps é indicada na Fig. 8.9.
Fig. 8.9 - CS em função do ângulo de ataque.
Krueger flaps são também dispositivos do bordo de ataque. O efeito aerodinâmico do Krueger
flap é em geral menos eficiente que o slat porque não abre uma fenda e a montagem mecânica é
diferente.
Fig. 8.10 - Krueger flap.
8.4 Spoilers
Para completar a discussão mencionamos os spoilers, que são superfícies que, quando
estendidas, aumentam a resistência ao avanço e ao mesmo tempo diminuem a sustentação. Em
geral, consistem de placas actuadas pelo piloto, que se levantam no extradorso da asa, perturbando o
escoamento do ar (Fig. 8.11). Spoilers são utilizados para reduzir a velocidade, tipicamente nas
descidas antes da aterragem. Aviões de transporte e planadores são, na maioria, equipados com
spoilers.
Fig. 8.11 – Spoiler.
50
9. Perda
O avião entra em perda quando a sustentação já não chega para suportar a aeronave - o avião
começa a descer rapidamente. Vamos discutir em pormenor o que acontece numa situação de perda
e o que o piloto tem de fazer para a evitar ou recuperar o avião.
Em voo horizontal e rectilíneo a susterntação suporta o peso do avião: L=W. Em manobras com
fator de carga (load factor, G-factor) n a sustentação tem de suportar o peso vezes o factor de
carga: L = n W. Esta relação serve de definição do factor de carga:
n = L / W .
Da relação L = CL ½ v2 A obtem-se
.
9.1 Perda e ângulo de ataque
Quando é atingido o ângulo de ataque crítico, o ângulo de perda, para o qual deixa de existir
escoamento laminar suficiente das camadas do ar (Fig. 9.1), o avião entra em perda, iso é, já não
existe sustentação adequada para suportar a aeronave. Para ser mais preciso, o ângulo de perda é
atingido quando a sustentação começa a diminuir (em vez de aumentar) com aumento do ângulo de
ataque. É importante lembrar que é o ângulo de perda que determina quando o avião entra em
perda, e não a velocidade; a velocidade de perda depende de factores como peso total, ângulo de
pranchamento, impulso exercido pela hélice, posição dos flaps etc.. Supondo que, num caso
específico, o ângulo de perda fôr 160, a velocidade de perda podia ser, por exemplo,
45 KT num voo horizontal e para o avião com pouco peso;
50 KT num voo horizontal e para o peso máximo do avião;
55 KT numa volta com 300 de pranchamento;
70 KT numa volta com 600 de pranchamento;
80 KT quando recuperar o avião de uma descida picada, sentindo 3G (onde 1G é a aceleração
gravítica normal na superfície da terra).
(Estes números só servem de exemplo e podem ser bem diferentes no seu avião!)
51
Fig. 9.1 - Entrada em perda (aqui por volta de 16
0 de ângulo de ataque).
52
A utilização de flaps diminui a velocidade de perda, como já foi dito. Isto é, a velocidade de
perda é influenciada pela configuração do avião.
A velocidade de perda depende da potência do motor; é mais pequena com o motor a trabalhar de
que sem o motor, porque a hélice aumenta a energia cinética do fluxo do ar acima das asas.
A velocidade de perda pode aumentar em condições de formação de gelo nas asas, porque o gelo é
capaz de alterar a forma do perfil e aumentar a asperidade da superfície da asa, quebrando assim o
fluxo laminar abaixo do ângulo de ataque normal.
Outra variável importante que aumenta a velocidade de perda é o factor de carga. Num voo
horizontal e rectilíneo, a sustentação é exactamente oposta e igual ao peso. O piloto e os passageiros
sentem os seus pesos normais, isto é, a aceleração gravítica de 1G. Esta situação define o factor de
carga 1. No entanto, existem manobras que aumentam o factor de carga, por exemplo a recuperação
de uma descida, ou uma volta (Fig. 9.2), e o resultado é um aumento da velocidade de perda.
Vamos discutir a razão no exemplo de uma volta. Já vimos que numa volta a sustentação tem de ser
aumentada para equilibrar a força resultante do peso e da força centrífuga. Para este efeito, o ângulo
de ataque tem de ser aumentado, em comparação com o ângulo de ataque num voo horizontal e
rectilíneo à mesma velocidade. Assim, numa volta, o ângulo de ataque aproxima-se mais do ângulo
de perda, isto é, o ângulo de perda é atingido a mais alta velocidade; a velocidade de perda aumenta
com o ângulo de pranchamento (Fig. 9.3).
Fig. 9.2 - Aumento do factor de carga com o ângulo de pranchamento (n = 1/cos ).
Fig. 9.3 - Aumento percentual da velocidade de perda com o ângulo de pranchamento.
53
O peso e a posição do CG do avião (massa e centragem) influenciam também a velocidade de
perda. Um maior peso necessita um maior ângulo de ataque para criar a sustentação suficiente, dado
um certo valor de velocidade; quando a velocidade é diminuida, o ângulo de perda é atingido para
um valor maior de velocidade: a velocidade de perda é maior. Em relação à posição do CG, um CG
mais dianteiro tenta a baixar o nariz do avião. Esta tendência é equilibrada com os lemes de
profundidade na cauda, que exercem uma força dirigida para baixo (Fig.9.4). A sustentação tem de
equilibrar também esta força adicional, o que resulta num aumento da velocidade de perda.
Fig. 9.4 – Posição do CG, peso e sustentação.
O aumento da carga alar (wing loading) aumenta a velocidade de perda.
Dado que o conjunto de forças (Fig. 9.4) depende da atitude do avião, esta influencia também a
velocidade de perda.
Altitude: Dado que a densidade diminui com a altitude a velocidade de perda aumenta.
Resumindo: A perda ocorre sempre a um dado ângulo de ataque, no ângulo de perda. Os
seguintes factores influenciam a velocidade de perda, isto é, a velocidade para a qual é atingido o
ângulo de perda:
posição dos hipersustentadores (configuração do avião);
potência actual do motor;
presença de gelo;
factor de carga nas manobras (subidas, curvas etc.);
peso e posição do CG (massa e centragem) e carga alar;
atitude do avião;
altitude.
A Fig. 9.5 serve de exemplo de uma tabela de velocidades de perda, em função da posição dos
flaps, do ângulo de pranchamento e da posição do CG.
54
Fig. 9.5 – Velocidades de perda do avião Cessna 152.
9.2 Redução da sustentação, aumento da resistência e movimento do centro de pressão
Na discussão do escoamento em torno de perfis alares vimos que no ângulo de perda o
escoamento passa de laminar para turbulento, o que aumenta também a resistência ao avanço. A
Fig. 9.6 mostra o aumento rápido da resistência e a diminuição da sustentação a partir do ângulo de
ataque crítico.
55
Fig. 9.6 - Sustentação, resistência e posição do centro de pressão em função do ângulo de ataque.
O CP (o ponto de aplicação da sustentação) avança de uma posição de 2/3 da corda atrás do
bordo de ataque, para ângulos de ataque pequenos, até 1/4 da corda, para ângulos grandes. Este
movimento do CP tende a aumentar o ângulo de ataque na direcção do ângulo de perda. Acima do
ângulo de perda, o CP volta rapidamente para trás (Fig. 9.6).
9.3 Comportamento do avião durante a perda
Na aproximação do ângulo de perda, o escoamento do ar torna-se turbulento sobre parte das
asas, e as turbulências passão para trás, influenciando os estabilizadores da cauda. Por conseguinte,
o piloto pode sentir uma trepidação do avião (inglês: buffet), que serve de sinal de uma perda
iminente. A aproximação do ângulo de perda é em geral acompanhada de um “amolecimento” dos
comandos, porque a velocidade do vento relativo é baixa, e porque no caso da disrupção do
escoamento laminar sobre os ailerons e lemes estes perdem efectividade. Como o CP se desloca
56
para trás, acima do ângulo de perda, a maioria dos aviões convencionais vai ter a tendência de
baixar o nariz.
Turbulências no ar podem causar que uma asa desce, porque entra em perda antes da outra. É
importante comprender que tentar subir a asa baixa com o controle dos ailerons piora a situação,
porque o movimento “apropriado” do aileron da asa baixa aumenta ainda mais o ângulo de ataque.
Isto pode levar ao desenvolvimento de uma vrille (ver mais adiante).
9.4 Dispositivos de prevenção da perda nas extremidades da asa
Existem vários métodos para garantir a efectividade dos ailerons e a estabilidade aerodinâmica
gerada pelas asas a grandes ângulos de ataque; a asa deve entrar em perda primeiro perto da raiz e
não na ponta. Assim, mesmo com a raiz da asa em situação de perda, os ailerons ainda permitem
controlar o avião.
Torsão: Muitas asas são construídas de tal maneira que o ângulo de ataque na ponta (perto dos
ailerons) é mais baixo que na raiz (ver Fig. 9.7).
Fig. 9.7 - Torsão da asa.
Geradores de vortices: Estes dispositivos montados nas extremidades das asas produzem vortices
regulares que aumentam a velocidade de escoamento na camada aerodinâmica (Fig. 9.8) e assim
adiam a entrada em perda das pontas das asas.
Fig. 9.8 – Geradores de vortices.
57
Slots nas extremidedes das asas: Os slots a frente dos ailerons ajudam adiar a entrada em perda
nesta parte da asa (Fig. 9.9).
Fig. 9.9 - Slots nas extremidades das asas.
Stall strips: São peças de secção triangular montadas no bordo de ataque perto da raiz da asa. Não
têm efeito aerodinâmica a pequenos ângulos de ataque (em cruzeiro), mas induzem separação do
fluxo a grandes ângulos de ataque e assim entrada em perda perto da raiz.
Fig 9.10 – Stall strips.
9.5 Perda em várias situações
Do exposto podemos resumir os sintomas e o comportamento nas várias situações. Lembramos
que a perda acontece quando a ângulo de ataque atinge o valor crítico, para qualquer velocidade,
peso, posição do CG e atitude do avião. Em todos os casos, a entrada em perda significa também
uma perda de altitude, até o piloto aplicar correções para esta situação. Num Cessna 152, o mínimo
de altitude perdida é 300 a 400 pés. Escusado dizer que uma perda em baixa altura não deixa muito
espaço de manobra.
Perda a partir da linha de voo (horizontal e rectilíneo):
A redução de velocidade leva ao amolecimento dos comandos antes da perda, o nariz desce na
perda, possivelmente acompanhado da descida de uma asa.
Perda a partir de uma subida:
Numa subida, por exemplo após a descolagem, o motor está a trabalhar em plena potência, e os
sintomas normais de uma perda incipiente podem ser disfarçados. Se o piloto aumeta a atitude de
subida demasiadamente, o avião entra em perda. O binário produzido pela hélice faz que, na perda,
58
o avião pranche e volte de repente na direcção oposta ao sentido de rotação da hélice. Sem acção
imediata do piloto, o avião pode entrar em vrille.
Perda a partir de uma descida:
Numa descida, por exemplo na aproximação para a aterragem, a velocidade devia ser controlada
pelo ângulo de descida (lemes de profundidade) e a altitude pela potência do motor. A velocidade
não é em geral baixa. Se o piloto tenta ganhar altitude actuanto os lemes de profundidade, o factor
de carga aumenta e o avião pode de repente atingir o ângulo de perda (Fig. 9.11).
Fig. 9.11 - Perda numa descida.
Perda numa volta:
Como foi dito, o factor de carga numa volta aumenta. Para não perder altitude, o piloto actua os
lemes de profundidade, o que aumenta o ângulo de ataque. Se este atinge o valor do ângulo de
perda, uma das asas desce (dependente da situação de glissagem ou derrapagem), o que pode levar a
um voo invertido, quando o nariz do avião desce como consequência da perda.
Perda com e sem potência:
Como a hélice aumenta a energia cinética do fluxo de ar nas asas, a sustentação aumenta: o avião
entra em perda a velocidades mais pequenas com potência que sem potência. Com potência
aplicada, o piloto pode não notar tão facilmente a aproximação da perda, porque as vibrações do
motor podem camuflar as trepidações que são sinal da perda iminente. Além disso, os efeitos de
rotação da hélice podem baixar uma das asas mais bruscamente que na situação sem potência.
Perda sem e com flaps:
Os flaps e outros hipersustentadores baixam a velocidade de perda em comparação à
configuração "limpa", mas uma menor velocidade implica também uma menor efectividade dos
comandos de voo, o que pode dificultar a recuperação.
Perda na configuração de aterragem:
Na aterragem, o avião entra em perda de maneira controlada momentos antes do trem de
aterragem principal tocar na pista, a baixa velocidade, com flaps normalmente em baixo (e trém de
aterragem estendido). O trem de aterragem (em aviãoes com trem retráctil) altera as propriedades de
manuseamento do avião. O piloto deve fazer as manobras antes da aterragem, que ocorrem a baixas
velocidades, com extremo cuidado porque uma recuperação da perda é em geral impossível, dada a
baixa altura acima do terreno. Por exemplo, é de evitar voltas apertadas que aumentam o factor de
carga.
59
Perda profunda de avião com cauda em T:
Situação de deep stall perigosa devido à perda de utilidade dos lemes de profundidade que se
encontram na parte do escoamento turbulento das asas em perda em caso de ãngulo de ataque
grande, normalmemte bem acima do ângulo de perda. Evitar ângulos de ataque acima do ângulo de
perda.
Fig. 9.12 – Voo normal e perda profunda; cizento: zona de escoamento turbulento.
Perda em condições de formação de gelo
Gelo acumula tipicamente no bordo de ataque (perto do ponto de estagnação) onde o efeito
aerodinâmico negativo é maior, além de obstruir o avisador de perda. No entanto, a acumulação de
gelo, geada ou neve e até chuva em qualquer parte da superfície alar e dos comandos afecta
negativamente as propriedades aerodinâmicas porque altera a forma do perfil de maneira irregular.
Isto resulta numa diminuição da sustentação e aumento da resistência. O ângulo de perda diminui e
a velocidade de perda aumenta. A eficiência dos comandos diminui e os comandos ficam mais
“moles”. O comportamento do avião durante a perda fica alterado. Exemplos: Alteração da posição
do centro de pressão, que em muitos aviões garante a recuperação automática por baixar o nariz,
quebrando o ângulo de perda. Assimetrias na acumulação do gelo podem provocar a entrada em
perda de só uma asa que desce de repente. Asas que normalmente entram em perda primeiro na raiz
para manter controlabilidade podem perder esta proriedade.
Gelo na cauda do avião
A acumulação de gelo no estabilizador horizontal na cauda do avião, que normalmente produz
sustentação negativa, tem os seguintes efeitos principalmente notáveis na aterragem, descolagem e
em voo lento, quando a utilização de flaps aumenta o ângulo de ataque (negativo) na cauda: sente-
se trepidação no manche (control wheel buffet), é difícil compensar a atitude do avião, o leme de
profundidade desvia facilmente para baixo (manche para frente) mas o desvio para cima (manche
para trás) é dificil, porque o movimento turbulento forma vortices de pressão baixa. A entrada em
perda do estabilizador horizontal (tail stall) produz uma picada repentina (nariz do avião para
baixo). A recuperação requer recolha de flaps, manche para trás (contrariamente à perda normal!) e
redução da potência do motor.
Fig. 9.13 – Perda no estabilizador horizontal.
Gelo na hélice
Provoca perda de eficiência (alteração do perfil das pás) e vibrações (acumulação desigual nas pás),
60
9.6 Avisadores de perda
A maioria dos aviões têm um avisador de perda instalado para alertar a aproximação do ângulo
de perda, uns 5 a 10 kt acima da velocidade de perda. Este avisador deve ser considerado
secundário aos “avisadores aerodinâmicos” que o piloto deve reconhecer:
velocidade diminuida (mas nem sempre!)
amolecimento dos comandos
factor de carga
trepidação (buffet)
formação de gelo nas asas
A depressão existente perto do bordo de ataque quando a asa se aproxima do ângulo de perda
(posição dianteira do CP) actua o avisador de perda, normalmente montado no bordo de ataque da
asa. O avisador pode ser um interruptor eléctrico que soa um alarme ou liga uma lâmpada de alerta,
ou simplesmente um orifício com um bisel que produz um som quando ar é extraído pela depressão.
9.7 Recuperação das perdas
Para sair da perda é necessário quebrar o ângulo de ataque crítico o mais rapidamente possível.
Aplica-se o método standard de recuperação de uma perda. Simultaneamente efectuar o seguinte:
empurrar o manche para a frente, para reduzir o ângulo de ataque;
aplicar potência máxima, para se aproveitar do fluxo de ar adicional;
neutralisar os ailerons, para não agravar a perda da asa baixa;
controlar com o leme direccional oposto se uma asa baixar (e não com os ailerons!).
Depois de recuperar da perda, levar o avião para atitude horizontal.
61
10. Prevenção de vrille
A vrille (spin em inglês) é uma situação progressiva depois da perda, na qual o avião descreve
uma espiral descendente, devido a uma rotação do avião em torno do seu eixo longitudinal.
10.1 Vrille incipiente e reconhecimento de vrille
Sempre quando um avião se aproxima do seu ângulo de perda e por qualquer motivo uma asa é
levada para baixo, existe uma tendência para o avião glissar para esse lado e simultâneamente rodar
em torno do seu eixo longitudinal. Esta situação é criada devido à asa que se baixou produzir um
ângulo de ataque superior à asa que está em cima, entrando consequentemente primeiro em perda.
O avião começa a deslizar para o lado da asa baixa e, devido ao binário criado pela maior
sustentação da asa que está em cima, o avião rodará em torno do seu eixo longitudinal, situação
chamada autorotação. O nariz do avião desce devido ao deslocamento do CP. Esta é a fase da vrille
incipiente, e mesmo nesta fase o avião pode se inverter! A asa que desce produz mais resistência
que a asa que sobe, e em conjunto com o efeito do vento relativo que embate no estabilizador
vertical durante a glissagem, o avião começa a rodar em volta do seu eixo vertical também. Esta
situação cria ainda mais sustentação na asa alta em relação à baixa, porque a asa alta é a asa
“exterior” na rotação em torno do eixo vertical, isto é, tem a maior velocidade. Isto agrava a
autorotação e assim a vrille.
Uma avião não entra normalmente na fase de perda directamente numa vrille. Existe um periodo
de transição durante o qual a autorotação acelera, que pode durar dois ou três autorotações,
dependente do modelo de avião. Só depois é que surge o movimento regular “estável” de uma
vrille. Numa vrille normal desenvolvida (Fig. 10.1) um avião
está em perda,
roda em torno dos três eixos,
glissa, e
perde rapidamente altura.
O ângulo de ataque da asa em baixo não atinge mais que cerca de 450.
Fig. 10.1 – Vrille normal desenvolvida.
62
Quando o ângulo da asa baixa atinge os 900, fala-se de vrille horizontal, porque o plano de
rotação do eixo longitudinal é horizontal (um plano que desce rapidamente, no entanto!). Este tipo
de vrille pode aparecer quando o avião tem o seu CG deslocado para trás. A saída desta vrille é mais
complicada, porque é necessário aplicar potência, tanto para tirar o avião da autorotação como para
quebrar o ângulo de perda.
10.2 Recuperação imediata
A asa que desce tem um ângulo de ataque superior à outra asa. Tentando contrariar a rotação em
torno do eixo longitudinal com os ailerons teria o efeito oposto, porque o ângulo de ataque da
região perto da ponta da asa que desce aumentaria com o movimento “correcto” dos ailerons.
Portanto, na maioria dos aviões, não se deve utilizar os ailerons para sair da vrille; o movimento de
rotação é contrariado com o leme direccional. Sendo o prerequisito da vrille a perda, o piloto tem
também de reduzir o ângulo de ataque utilizando os lemes de profundidade. Uma vrille de duas
voltas e a recuperação (que pode levar mais que uma volta adicional) correspondem, no Cessna 152,
a uma perda de altitude de 1000 pés.
A técnica para se recuperar de uma vrille depende do modelo de avião e é descrita no manual de
operação do avião. Deve sempre seguir o método recomendado no manual de operação. No
entanto, existe um método standard de se recuperar da vrille:
recolher flaps,
recolher trem de aterragem,
reduzir potência,
ailerons neutrais, leme direccional contrário à asa que desceu, isto é, pé contrário ao sentido de
rotação (se ficar desorientado, verificar o sentido da rotação no coordenador de volta),
esperar um a dois segundos,
leme de profundidade para baixo, isto é, manche para a frente,
quando a vrille acabar, centrar os comandos,
sair da descida com asas horizontais.
63
11. Estabilidade
A estabilidade é a propriedade do avião de regressar à posição normal de voo depois de uma
perturbação, sem acção do piloto. Uma grande estabilidade entra em conflito com a
controlabilidade ou manejabilidade, que é e facilidade de manobrar o avião. Existem dois tipos de
estabilidade, estabilidade estática e dinâmica. A classificação da estabilidade é ainda feita de acordo
com os três eixos.
11.1 Estabilidade estática e dinâmica
A estabilidade estática é a tendência inicial do avião de voltar (ou não) à atitude original. Pode
ser positiva (ou estável) se o avião tem a tendência de voltar à posição original depois de uma
perturbação, neutra se a perturbação é mantida, e negativa (ou instável) se a perturbação aumenta.
A Fig. 11.1 mostra exemplos destes três conceitos.
Fig. 11.1 – Estabilidade estática positiva, neutra e negativa.
A estabilidade dinâmica descreve o que acontece depois do movimento inicial causado pela
estabilidade estática positiva. A estabilidade dinâmica pode ser positiva (ou estável), quando o
deslocamento causado pela perturbação diminui gradualmente ou de uma maneira oscilatória cuja
amplitude diminui (amortecimento) (Fig. 11.2 (a)). Pode ser neutra, se a amplitude de oscilação
permanece constante (Fig. 11.2 (b)), ou negativa (ou instável), quando a amplitude aumenta no
decurso do tempo (Fig. 11.2 (c)).
64
Fig. 11.2 – Estabilidade dinâmica positiva, neutra e negativa.
Aeroplanos são construidos para terem estabilidade estática e dinâmica positiva. Em geral, a
efectividade tanto dos estabilizadores tal como dos comandos depende do CG e aumenta com o
braço.
Alem de ser conseguida por superfícies aerodinâmicas, a estabilidade (stability, balance) pode
também ser facilitada pela distribuição apropriada de peso (ballast trim, weight trim). O “balastro”
é normalmente o combustível (ou, na fase de preparação do voo - peso e centragem - a carga). Para
evitar assimetrias laterais o piloto gasta o combustível nas asas de maneira simétrica. No avião
superónico Concorde consegue-se estabilidade longitudinal distribuindo o combustível durante o
voo para alterar a posição do CG ao longo do eixo longitudinal.
11.2 Estabilidade longitudinal
A estabilidade longitudinal refere-se ao movimento de rotação em torno do eixo transversal
(Fig. 11.3), relaciona-se então com os movimentos em profundidade (não é, pois, o movimento em
torno do eixo longitudinal a que se refere!). O estabilizador horizontal (na cauda do avião, ou na
configuração de canard à frente das asas principais) é a superfície aerodinâmica primária que gera
estabilidade longitudinal. Esta estabilidade é afectada pelos seguintes factores:
posição do CP e posição do centro de gravidade;
distância entre o estabilizador horizontal e as asas;
ângulo de incidência (ângulo entre a corda e o eixo longitudinal) do estabilizador horizontal.
Vemos o que acontece se o avião é desviado da atitude normal por uma rajada de vento, por
exemplo. Normalmente, o CG encontra-se em frente do CP (Fig. 11.3), e o binário existente é
equilibrado pela sustentação negativa do estabilizador horizontal (fala-se do V longitudinal para
65
descrever as posições relativas das cordas das asas e do estabilizador horizontal). Se a rajada levanta
o nariz do avião, o ângulo de ataque do estabilizador horizontal torna-se menos negativo, gerando
menos sustentação negativa na cauda. Por consequência, o nariz volta a baixar. Como a efectividade
do estabilizador é determinada pelo braço, isto é, a distância entre o CP do estabilizador e o CG, o
avião torna-se meno estável quando o avião tem o seu CG deslocado para trás. Os limites
permissíveis da posição do CG estão descritos no manual de operação do avião.
Fig. 11.3 – Estabilidade longitudinal.
A estabilidade discutida acima diz respeito a oscilações de período curto. Existem oscilações de
período longo (dezenas de segundos para aviões pequenos, minutos para aviões grandes) chamadas
phugoid que correspondem a subidas e descidas suaves que praticamente não alteram o ângulo de
ataque - não há normalmente amortecimento. Correspondem à conversão cíclica entre energia
cinetica (velocidade) e potencial (altitude). Dado o peródo longo, normalmente o piloto corrige a
atitude sem se aperceber da existência de oscilações.
11.3 Estabilidade lateral
A estabilidade lateral (também chamada estabilidade transversal) está relacionada com o
movimento do avião em torno do seu eixo longitudinal (e não transversal), isto é, com o
pranchamento. A estabilidade lateral é conseguida principalmente pelas asas e e afectada por
um estabilizador vertical alto,
um ângulo diedro das asas., ou
asas em flecha, ou
um CG baixo.
66
Quando o avião é perturbado na sua posição lateral, começa a glissar na direcção da asa baixa. O
vento que embate lateralmente no estabilisador produz uma força oposta ao pranchamento (Fig.
11.4). Um estabilizador alto é mais efectivo porque o braço médio desta força é maior.
Fig. 11.4 - Efeito de um estabilizador vertical alto na glissagem.
O ângulo diedro é o ângulo de inclinação das asas em relação ao plano horizontal (Fig. 11.5).
Numa posição pranchada a asa em baixo gera mais sustentação que a asa em cima, porque tem um
maior ângulo de ataque com o vento relativo na glissagem, efeito que corrige o pranchamento
indesejado.
Fig. 11.5 – Efeito do ângulo diedro na glissagem.
Nota: a palavra inglesa anhedral denota um ângulo diedro negativo (asas para baixo)!
Num avião com asas em flecha, a asa em baixo apresenta mais envergadura ao vento relativo
que a asa de cima (Fig. 11.6) e gera assim mais sustentação, contrariando o movimento de
pranchamento.
67
Fig. 11.6 – Efeito de asas em flecha na glissagem.
Finalmente, num avião com CG baixo (por exemplo num avião de asas altas) é o binário criado
pela distância entre o CG e um CP alto que corrige a atitude (Fig. 11.7).
Fig. 11.7 – Efeito de um CG baixo no pranchamento.
11.4 Estabilidade direccional
A estabilidade direccional é relativa ao movimento em torno do eixo vertical, isto é, ao desvio. É
conseguida principalmente pelo estabilizador vertical e influenciada
pela distância entre o CG e o estabilizador vertical,
pelo tamanho da superfície do estabilizador vertical.
Quando o avião é desviado da sua posição paralela ao vento relativo, o estabilizador vertical
apresenta um ângulo de ataque que gera sustentação lateral (Fig. 11.8). Esta força corrige a
perturbação. A sustentação depende da superfície do estabilizador e a efectividade da força do braço
(isto é, da distância) que ela apresenta em relação ao CG.
68
Fig. 11.8 – Efeito do estabilizador vertical.
11.5 Interdependência entre a estabilidade lateral e direccional, e o Dutch Roll
Quando o avião é desviado da sua direcção, o movimento inicial lateral ao vento relativo, e o
facto que a asa “exterior” tem mais velocidade numa curva, aumenta a sustentação desta asa: o
desvio da direcção resulta num pranchamento. Por outro lado, quando o avião prancha vimos que o
avião glissa na direcção da asa que desceu. Esta glissagem resulta numa força lateral no
estabilizador vertical, efeito que produz um movimento em torno do eixo vertical. O eixo vertical
do avião pranchado é inclinado, por isso o movimento referido baixa o nariz do avião. Isto é, o
pranchamento causa um movimento direccional e uma descida. As estabilidade lateral e direccional
são assim interdependentes. Dois efeitos entram em conflito aqui:
A estabilidade direccional tenta apertar a volta e baixar o nariz do avião.
A estabilidade lateral tenta nivelar as asas.
Se o primeiro efeito ganhar, isto é, no caso de estabilidade direccional forte e estabilidade lateral
fraca, o avião tende a voltar cada vez mais na direcção da asa baixa e baixar o nariz, até que entra
numa descida em espiral. Isto é chamado instabilidade espiral. Recuperação: reduzir potência do
motor, nivelar as asas com o horizonte, manche para trás de maneira suave, para reduzir velocidade
exagerada, nivelar o avião e retomar voo normal.
No segundo caso de estabilidade lateral forte e direccional fraca, se uma rajada causa o avião a
deslizar para a esquerda, o avião prancha para a direita. Por conseguinte, o avião desliza para a
direita o que causa um pranchamento para a esquerda etc.. Esta instabilidade oscilatória chama-se
Dutch Roll (pranchamento holandês).
Fig. 11.9 – Dutch roll: o pranchamento e o movimento direccional acoplados produzem alterações
do ângulo de ataque e da velocidade do vento relativo (imagem da esquerda) o que resulta numa
componente da sustentação inclinada para frente-direita (ponto B na imagen à ditreita) e trás-
esquerda (ponto D) devido à glissagem.
69
12. Factor de carga e manobras
As manobras e outras condições de voo exercem forças no avião que têm de ser consideradas
para voar com segurança.
12.1 Considerações estruturais
Como qualquer estrutura, a estrutura do avião não pode suportar forças arbitrárias sem ser
danificada. As forças que existem nas várias condições de voo são causadas
pelo peso total,
pelo factor de carga nas manobras,
pela velocidade do vento relativo, que actua nas superfícies da aeronave,
por turbulências.
O manual de operação do avião contém informações sobre limitações que resultam da
esabilidade estrutural em relação a estas forças. As limitações de peso dependem além disso da
performance do avião. As limitações de peso mais importantes são:
MTOW (max. take-off weight) - peso máximo na descollagem;
MLW (max. landing weight) – peso máximo na aterragem, frequentemente inferior ao MTOW
devido aos esforços no trem de aterragem;
MZFW (max. zero fuel weight) – peso máximo sem combustível utilizável nas asas; o peso do
combustível nas asas tem a tendência a curvar as asas para baixo, a sustentação tem o efeito oposto
e pode, sem combustível, forçar a estrutura demasiado.
Vamos considerar no seguinte as limitações aplicáveis à operação do avião em voo.
12.2 Factor de carga em volta e recuperação de picada, e limites com e sem flaps
Num voo horizontal rectilíneo o factor de carga (load factor n, G-factor) é 1, isto é, o piloto
sente o seu peso normal. Numa volta (Fig. 12.1 e tabela), ou quando se recupera de uma picada
(pull up), aumenta o factor de carga e o piloto sente-se mais pesado. A sustentação tem de suportar
mais que só o peso: L = n W. No início de uma picada a partir de um voo horizontal, empurrando o
manche para a frente, o factor de carga diminui para valores inferiores a 1, o piloto sente-se mais
leve. No caso extremo, em acrobacia aérea por exemplo, o factor de carga pode atingir valores
negativos, objectos soltos “caem para cima” no avião (Fig. 12.2). Todas estas manobras exercem
forças na estructura da aeronave. Valores do factor de carga positivos ou negativos demasiado altos
podem danificar a estructura. Os factores limitativos para cada avião são determinados pelo
construtor. Os valores dependem da posição dos flaps. No exemplo do Cessna 152, as limitações
são +4,4 e –1,76 sem flaps, ou +3,5 e 0 com flaps estendidos. Aviões de acrobacia, como o C152
Aerobat, têm limites superiores devido a uma estrutura reforçada. Para melhor controle, estes aviões
podem ter um instrumento que mede o factor de carga momentâneo. Na determinação dos factores
de carga limites inclui-se um factor de segurança (tipicamente 1,5).
A EASA estipula os seguintes limites mínimos de factores de carga positivos e negativos, que o
avião tem de poder sofrer sem danos, de acordo com a categoria do avião.
Categoria normal: +2,5 g -1,0 g
Categoria utilitária: +4,4 g -1.76 g
Categoria aerobática: +6,0 g -3,0 g
70
Fig. 12.1 – Aumento do peso aparente (“Resultant”) com o ângulo de pranchamento.
ângulo de pranchamento 00
300
450
600
700
750
800
850
factor de carga 1/cos 1,0 1,15 1,4 2,0 2,9 3,9 5,8 11,5
Fig. 12.2 – Factores de carga nas manobras de profundidade.
12.3 Velocidades limite para manobrar e manobras em turbulência
Velocidade excessiva pode causar vibrações e forças perigosas na estrutura e nas superfícies de
comando perigosas. O flutter é uma oscilação não amortecida ou auto-ampliada de uma superfície
aerodinâmica. Além disso, as agitações causadas por turbulências podem agravar a situação, porque
o factoor de carga pode aumentar bruscamente. Por isso o piloto deve conhecer as velocidades
limite do seu avião. Estes são também calculadas com um factor de segurança na determinação das
forças estruturais. Existem as seguintes limitações (começando com a mais alta velocidade e
acabando com as velocidades de perda, para ser completo; ver Fig. 12.3):
VNE (never exceed speed) – a maior velocidade certificada; marcada com uma barra vermelha no
fim do arco amarelo no velocímetro.
VNO (max. normal operation speed) – a velocidade estrutural máxima de cruzeiro, a maior
velocidade que pode voar em ar turbulento, localizada no fim do arco verde e no início do arco
amarelo.
71
VA (max. manoeuvering speed) – a máxima velocidade de manobras, ou de máxima deflecção
dos comandos; acima dela, não deve operar os lemes abruptamente ou os desviar muito;
depende do peso actual do avião.
VB (turbulence penetration speed) – velocidade recomendada para voar em turbulência, um
compromisso que evita de um lado grandes factores de carga e entrada em perda do outro; se
não especificada, utilizar VA.
VFE (max. flaps extended speed) – a máxima velocidade que pode voar com flaps estendidos,
localizada no fim do arco branco.
VLE (max. landig gear extended speed) – a máxima velocidade de operação com o trem de
aterragem estendido.
VLO (max. landing gear operation speed) – a máxima velocidade de operar (estender ou recolher)
o trem de aterragem.
VS1 (clean stalling speed) – a velocidade de perda do avião “limpo”, isto é, com flaps
recolhiodos e peso máximo, no início do arco verde.
VS0 (flaps extended stalling speed) – a velocidade de perda com flaps estendidos ao máximo, na
configuração de aterragem, no início do arco branco.
Além destas velocidades limitativas existem outras, dependente do modelo de avião, por exemplo a
velocidade máxima do voo com janela aberta etc..
Fig. 12.3 – Velocidades limitativas do Cessna 152.
12.4 Cuidados da operação em voo
O velocímetro do avião tem as velocidades limite mais importantes marcadas, utilizando arcos
coloridos (Fig. 12.4). O piloto tem de ter o cuidado para não exceder os limites nas várias condições
de voo. O significado dos arcos é o seguinte.
Arco branco – leque de velocidades de operação com os flaps estendidos. O limite inferior é a
velocidade de perda com flaps VS0 e o limite superior a máxima velocidade com flaps estendidos
VFE .
Arco verde – leque de velocidades de operação normal. O limite inferior é a velocidade de perda
sem flaps VS1 e o limite superior a velocidade estrutural máxima de cruzeiro VNO .
Arco amarelo – operação deve ser conduzida com precauções e só em ar calmo.
Linha vermelha – velocidade máxima para todas operações VNE .
72
Fig. 12.4 – Um velocímetro.
Os outros cuidados consistem em observar as limitações de velocidade máxima de manobras VA
e outras velocidades limitativas do avião em questão, e dos factores de carga máximos na volta ou
no pull-up. De maneira geral, deve-se evitar manobras bruscas. Por exemplo, para se recuperar de
uma descida em espiral, deve sair da descida suavamente, porque a velocidade é alta.
Se o avião sofreu grandes esforços (por exemplo, em turbulências severas imprevistas, ou devido
a uma aterragem dura), é da responsabilidade do piloto arranjar uma inspecção técnica.
As limitações operacionais de uma aeronave podem ser resumidas num diagrama V-n (também
chamado diagrama VG), (velocidade - factor G, exemplos Fig. 12.5 e 12.8). A Fig. 12.8 resulta do
envelope de manobra traçado no diagrama do factor de carga de manobra (Fig. 12.6) que indica os
factores de carga em manobras e os limites suportados pela estrutura, e do envelope de rajada do
diagrama de factor de carga de rajada (Fig. 12.7) que considera os factores de carga devidos a
rajadas de várias velocidades. A Fig. 12.5 realça em particular a “Maneuvering speed” VA e a
“Maximum Structural cruise speed” VNO. Na “caution range” entre VNO e VNE não se deve voar em
ar turbulento.
Fig. 12.5 – Diagrama V-n.
73
Fig. 12.6 – Diagrama do factor de carga de manobra.
Fig. 12.7 – Diagrama do factor de carga de rajada. As linhas azuis correspondem a várias
velocidades de rajada definidas pela FAA (66, 50 e 25 ft/s), as linhas vermelhas indicam os
limites estruturais e as linhas verdes correspondem a VS1 e VNO .
Fig. 12.8 – Diagrama V-n que combina o envelope de manobra (azul) e o envelope de rajada
(vermelho).
74
13. Cargas estruturais no solo
As forças que actuam sobre o avião no solo são diferentes das situações em voo. Toda ou parte
da sustentação das asas é substituída pelo esforço do trem de aterragem. As velocidades são mais
pequenas, mesmo em condição de potência máxima (por exemplo na descolagem).
13.1 Esforços laterais no trem de aterragem e aterragens duras
Na discussão da hélice foram referidos os efeitos de binário, escoamento helicoidal e assimetria
de impulso, que fazem com que o avião seja desviado no sentido contrário ao sentido de rotação da
hélice, principalmente em condições de potência alta, como na descolagem. Na maioria dos aviões
monomotores, a hélice roda para a direita (visto do cockpit), e o efeito é de desviar o avião para a
esquerda. No solo, existe assim um esforço adicional no trem de aterragem, sentido pela roda
esquerda; este eforço produz uma maior resistência da roda esquerda que faz com que o avião tenda
a guinar para esse lado, o que pode resultar na chamada volta de cavalo, a qual exige a imediata
paragem do motor para deter o avião (Fig. 13.1)
Fig. 13.1 – A volta de cavalo.
Outro esforço provem de situações de vento cruzado na aterragem ou na descolagem. A máxima
componente lateral de vento que o avião é capaz de dominar é limitada pela efectividade do leme
direccional e está indicada no manual de operação. É obvio que qualquer vento cruzado exerce um
certo esforço lateral no trem de aterragem, enquanto o avião se encontra no solo. No caso de uma
aterragem com vento cruzado, uma das técnicas consiste em pranchar o avião na direcção do vento,
e ao mesmo tempo alinhar o eixo longitudinal do avião com a pista, utilizando o leme direccional
(Fig. 13.2). Perto do solo as asas estão niveladas, tendo por consequência um movimento lateral no
momento de contacto com o solo. Este movimento exerce um esforço lateral no trem de aterragem.
Outra técnica é de aterrar com uma asa ligeiramente em baixo. Neste caso, o impacto de aterragem
é inicialmente absorvido só pela roda baixa em vez de ser distribuído pelas duas rodas principais.
Fig. 13.2 – Aterragem com vento cruzado.
75
A técnica de crab (caranguejo) em condições de vento cruzado é a seguinte: aproximar-se à pista
com asas niveladas e com o eixo longitudinal do avião virado ao vento para compensar a
componente lateral (Fig. 13.3). Perto do solo, alinhar o avião com a pista. No momento da
aterragem existe um esforço lateral no trem de aterragem.
Fig. 13.3 - Aterragem com vento cruzado (crab).
O trem de aterragem principal é construido para absorver uma certa quantidade de energia
cinética no contacto com o solo. Uma aterragem dura pode-se aproximar do limite estrutural do
trem. Em aviões de trem triciclo não se deve aterrar primeiro com a roda de nariz ou ao mesmo
tempo que com as rodas principais; esta roda tem um limite estrutural inferior ao trem principal.
Quando o piloto se apercebe que a aterragem foi indevidamente dura ou com a roda de nariz
primeiro, tem de se proceder a uma revisão técnica do trem de aterragem.
13.2 Rolagem e cuidados durante voltas
A efectividade do leme direccional é bastante reduzida na rolagem, porque a velocidade é baixa.
É muitas vezes necessário utilizar (moderadamente) os travões além do leme direccional, para
voltas apertadas. Aplicar travões e potência ao mesmo tempo é um hábito errado. As rodas do trem
de aterragem estão pouco afastadas em relação à envergadura das asas ou ao comprimento do avião.
Por isso, não se deve rolar ou voltar com velocidade exagerada, porque o avião poderia capotar.
Em condições de vento forte é necessário tomar precauções adicionais para evitar que o vento
vire e estrague o avião. Se o manual do avião não contém a indicação da velocidade do vento
máxima durante a rolagem, um boa regra é de não começar a rolagem se a componente do vento
cruzado é maior que metade da velocidade de perda do avião.
Para neutralizar as tentativas do vento de “ levantar” o avião, utiliza-se a seguinte técnica (Fig.
13.4):
Vento com componente frontal: elevador neutral, ailerons na direcção do vento (se o vento vem de
frente-direita, manche para a direita).
Vento com componente de trás: elevador para baixo, aileron na direcção oposta do vento (se o
vento vem de trás-direita, manche para a esquerda).
76
Fig. 13.4 – Rolagem com vento.
77
14. Bibliografia
Na preparação deste curso e dos diagramas foram consultadas e utilizadas principalmente as
seguintes publicaçãoes.
The Air Pilot’s Manual, T. Thom (Airlife Publishing, England)
Manual of Flight, Cessna Pilot Centre (Cessna, England)
Manual de Aerodinâmica, Escola de aviação Aero Varela (Aero Varela, Portugal)
Material aeronáutico, Centro de Instrução e Documentação (TAP, Portugal)
Aerodynamics, Aeronautics, and Flight Mechanics, B.W. McCormick (John Wiley & Sons, USA)
Fundamentals of Aerodynamics, J.D. Anderson (McGraw-Hill, USA)
Anatomy of a Spin, J. Lowery (Airguide Publications, USA)
JAA PPL Ground Training, CD-ROMs (Transair Pilot Shop & Oxford Aviation Training)
Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge, Federal Aviation Administration (FAA-H-8083-25A)
Quero expressar os meus agradecimentos à Dra. Brigitte Hiller por me ter ajudado a erradicar
inúmeros erros de português (todos quantos restaram são da minha inteira responsabilidade), e ao
Sr. Comandante António Varela por me ter dado a oportunidade de escrever este manual.
78
15. Pontos de estudo
Princípios de Voo Curso PPA Teste no
1
Nome: Data: Classificação:
1- A atmosfera terrestre
a) tem uma percentagem de vapor de água constante.
b) é constituida por 78% de oxigénio e 21% de azoto.
c) é constituida por 21% de oxigénio e 78% de azoto.
d) contém cerca de 21% de dióxido de carbóno.
2- Na troposfera
a) a pressão e a temperatura aumentam com a altitude.
b) a pressão e a temperatura diminuem com a altitude.
c) a temperatura tem um valor constante de –56,5ºC.
d) a temperatura tem um valor constante de +56,5ºC.
3- A pressão dinâmica
a) aumenta com o quadrado da velocidade do vento relativo.
b) diminui com o quadrado da velocidade do vento relativo.
c) não depende da densidade do ar.
d) é sempre proporcional à pressão estática.
4- O princípio de Bernoulli estipula que
a) a velocidade do ar em torno de um perfil alar é constante.
b) a pressão dinâmica é inversamente proporcional à pressão estática.
c) a sustentação é gerida pela diminuição da pressão dinâmica.
d) a soma de pressão estática e pressão dinâmica é constante.
5- Num perfil alar,
a) o extradorso é, em geral, a superfície com menos curvatura.
b) a pressão no intradorso gere a sustentação.
c) a esbeltez é a razão entre a linha média e a espessura máxima.
d) a corde é a linha que une os bordos de ataque e de fuga.
6- A sustentação
a) é proporcional à velocidade do vento relativo.
b) e o peso são sempre vectores paralelos que apontam no sentido oposto.
c) e a resistência ao avanço são sempre vectores que sustentam um ângulo de 90º.
d) aumenta sempre com o ângulo de ataque.
7- O avião entra em perda
a) quando o escoamento do ar no extradorso das asas deixa de ser laminar, o que resulta numa
diminuição do coeficiente de sustentação e num forte aumento do coeficiente de resistência.
b) a velocidades baixas, e nunca a partir de uma velocidade mínima para o tipo de avião
considerado.
c) a partir do ângulo de ataque que corresponde ao máximo da razão CS/CR. d) quando o factor de carga atinge o limite de ensaio dinâmico.
79
8- A resistência induzida
a) é maior em cruzeiro que a velocidades pequenas.
b) é maior a velocidades pequenas que em cruzeiro.
c) aumenta na proximidade da superfície da pista (efeito de solo).
d) é uma componente da resistência de perfil.
9- A resistência parasita
a) aumenta com a sustentação.
b) tem a sua origem nos turbilhões nas pontas das asas.
c) é a soma das resistências de atrito, de forma e de interferência.
d) diminui com a velocidade.
10-O ângulo de ataque é definido como o ângulo formado pela corda e
a) o bordo de ataque da asa.
b) o eixo longitudinal do avião.
c) o plano horizontal.
d) a direcção do vento relativo.
80
Princípios de Voo Curso PPA Teste no
2
Nome: Data: Classificação:
1- A torsão da pá da hélice
a) corresponde a um aumento progressivo do ângulo da pá da raíz para a ponta.
b) garante uma velocidade constante do vento relativo ao longo da pá.
c) garante um ângulo de ataque constante a qualquer velocidade e taxa de rotações por minuto da
hélice.
d) garante um ângulo de ataque constante ao longo da pá.
2- Num avião de hélice a passo variável utiliza-se
a) um passo fixo em cruzeiro e nas descolagens e aterragens.
b) um passo fino em cruzeiro e um passo grosso nas descolagens e aterragens.
c) um passo grosso em cruzeiro e um passo fino nas descolagens e aterragens.
d) o ajuste da torsão da pá.
3- Na descolagem, um avião a hélice monomotor tem a tendência de “fugir” para um lado. Este
comportamento deve-se
a) a erros na montagem do estabilizador vertical.
b) principalmente ao efeito de binário produzido pela resistência à rotação da hélice, ao
escoamento helicoidal do ar e à assimetria do impulso da hélice.
c) ao efeito giroscópico da hélice.
d) à posição dos flaps na descolagem.
4- As quatro forças principais que actuam no avião são:
a) sustentação, peso, impulso e tracção.
b) sustentação, factor de carga, impulso e resistência.
c) sustentação, binário, vento relativo e tracção.
d) sustentação, peso, impulso e resistência.
5- Num avião convencional em condicões normais de voo,
a) o centro de pressão (CP) encontra-se a frente do centro de gravidade (CG).
b) o CG encontra-a frente do CP.
c) o CG encontra-se acima do CP.
d) o CG encontra-se abaixo do CP.
6- O centro de pressão (CP) é
a) o ponto de aplicação da sustentação total, resultante das forças de sustentação das várias
secções das asas.
b) um ponto fixo no perfil alar que não varia com as condições de voo.
c) o ponto de pressão mínima no extradorso da asa.
d) o ponto de aplicação da tracção.
7- Numa volta coordenada,
a) a sustentação está em equilíbrio com o peso.
b) a resultante do peso e da força centrífuga estão em equilíbrio com a sustentação.
c) utiliza-se comandos cruzados.
d) o avião glissa na direcção da asa alta.
81
8- Os ailerons afectam o movimento em torno do eixo
a) transversal.
b) vertical.
c) lateral.
d) longitudinal.
9- O comando de profundidade
a) altera a posição dos ailerons.
b) altera a posição do leme direccional.
c) é utilizado para picar ou subir (alteração da atitude).
d) altera a posição do eixo transversal.
10-Os pedais
a) servem para desviar o leme de direcção.
b) aumentam a sustentação de uma das asas em comparação com a outra.
c) só servem para o controle direccional da roda de nariz e para actuar os travões.
d) ficam em posição neutral numa volta coordenada.
82
Princípios de Voo Curso PPA Teste no
3
Nome: Data: Classificação:
1- Dependente do tipo de hipersustentadores, estes podem
a) aumentar a curvatura do extradorso da asa.
b) adiar a formação de turbulências.
c) aumentar a superfície da asa.
d) Todas as respostas certas.
2- Escolher a frase certa:
a) Na actuação dos flaps, o flap que sobe, sobe mais que o flap que desce (flaps diferenciais).
b) O slat automático estende-se com diminuição do ângulo de ataque.
c) Os flaps estendidos aumentam os coeficientes CL e CD. d) Os spoilers estendidos aumentam CS. e CR.
3- Para uma dada posição dos hipersustentadores, um avião entra em perda
a) a uma dada velocidade crítica, independentemente das condições de voo.
b) a um dado ângulo de ataque crítico, independentemente das condições de voo.
c) a velocidades menores para ângulos de pranchamento maiores.
d) a velocidades maiores com pouco peso e a velocidades menores com muito peso.
4- Aeroplanos são construídos com
a) estabilidade longitudinal estática e transversal dinâmica.
b) estabilidade estática positiva e estabilidade dinâmica negativa.
c) estabilidade estática neutra e estabilidade dinâmica positiva.
d) estabilidade estática positiva e estabilidade dinâmica positiva.
5- A estabilidade longitudinal
a) refere-se ao movimento em torno do eixo longitudinal
b) é conseguida pelo “V longitudinal”.
c) é conseguida pelo ângulo diedro.
d) é negativa para aviões de transporte.
6- A estabilidade lateral (ou transversal) refere-se
a) a atitude do avião (movimento em profundidade).
b) ao movimento em torno do eixo longitudinal.
c) ao movimento em torno do eixo transversal.
d) ao movimento em torno do eixo vertical.
7- O factor de carga
a) é negativo em voltas coordenadas.
b) é 1 em voltas coordenadas.
c) aumenta com o ângulo de pranchamento, o que aumenta a velocidade de perda.
d) aumenta com o ângulo de pranchamento, o que diminui a velocidade de perda.
83
8- VA é a velocidade
a) mínima de voo controlado.
b) máxima de operação com trem de aterragem estendido.
c) máxima de operação com flaps estendidos.
d) máxima de manobras.
9- Na rolagem com vento,
a) deve actuar o comando dos ailerons na direcção do vento se o vento sopra de frente, com
elevador neutral.
b) deve actuar o comando dos ailerons na direcção oposta ao vento se o vento sopra de trás, com
elevador em baixo.
c) Respostas a) e b) certas.
d) Todas respostas erradas.
10-Os métodos standard de recuperação de uma perda ou de uma vrille requer,
a) utilização imediata dos ailerons no sentido oposto ao pranchamento ou à rotação.
b) ailerons neutrais e leme direccional oposto ao sentido de pranchamento ou de rotação.
c) actuação do manche para trás, isto é, levantar o nariz do avião.
d) Todas as respostas certas.
84
Soluções
Problema 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
Teste 1 c b a d d c a b c d
Teste 2 d c b d b a b d c a
Teste 3 d c b d b b c d c b
