Resumo Teoria de Voo Pc

25
FORÇAS QUE ATUAM EM UM AVIÃO EM VÔO PESO(W) SUSTENTAÇÃO(L) ARRASTO(D) TRAÇÃO- empuxo(T) No vôo reto horizontal essas 4 forças se anulam, arrasto é igual à tração e o peso é igual à sustentação (avião de instrução L e D não ultrapassam 10:1) PESO Considera-se o peso total do avião concentrado num ponto denominado CG. SUSTENTAÇAO Componente da RESULTANTE AERODINÂMICA (p5) perpendicular ao vento relativo!!!

Transcript of Resumo Teoria de Voo Pc

Page 1: Resumo Teoria de Voo Pc

FORÇAS QUE ATUAM EM UM AVIÃO EM VÔO

PESO(W) SUSTENTAÇÃO(L) ARRASTO(D) TRAÇÃO- empuxo(T)

No vôo reto horizontal essas 4 forças se anulam, arrasto é igual à tração e o peso é

igual à sustentação (avião de instrução L e D não ultrapassam 10:1)

PESO – Considera-se o peso total do avião concentrado num ponto denominado CG.

SUSTENTAÇAO – Componente da RESULTANTE AERODINÂMICA (p5) perpendicular ao

vento relativo!!!

Page 2: Resumo Teoria de Voo Pc

BERNOULLI E A 3ª LEI DE NEWTON

Quanto maior a velocidade do escoamento maior será a pressão dinâmica e menor

será a estática.

Como o ar escoa mais rápido no extradorso da asa do que no intradorso, temos

pressão menor em cima, gerando a sustentação.

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

Page 3: Resumo Teoria de Voo Pc

ASA!!!

AEROFÓLIO - São formas especialmente projetadas para gerar forças aerodinâmicas.

* A Linha da Corda (1) - é uma linha reta que passa pelo bordo de ataque e pelo

bordo de fuga.

* A Corda (2) - é o comprimento medido sobre a Linha de Corda entre o extremo

do Bordo de Ataque e o do Bordo de Fuga.

* A Linha Média de Curvatura (3) - é uma linha eqüidistante ao extradorso e ao

intradorso. A linha de corda liga as extremidades da Linha Média de Curvatura.

* A forma da Linha de Curvatura Média é importante para determinar as

características aerodinâmicas de uma asa.

* Curvatura Máxima (4) - é o ponto de máximo afastamento da Linha Média de

Curvatura, da linha da corda.

* A curvatura máxima e o seu ponto de localização em relação ao bordo de ataque,

ajudam a definir a forma da linha média de curvatura. Estas quantidades são

expressas em frações ou porcentagens da dimensão da corda.

* A Espessura (5) - e a situação do ponto de máxima espessura do perfil é

importante para definir as propriedades da superfície de sustentação. A espessura

máxima e a sua localização definem a forma da pá e é expressa em porcentagens

da dimensão da corda.

Page 4: Resumo Teoria de Voo Pc

* O raio do bordo de ataque é o raio da curvatura desse bordo.

λ = Ângulo de incidência α = Ângulo de ataque Φ = Ângulo da trajetória de vôo θ = Atitude

Ângulo de incidência λ – Linha da CORDA e o EIXO LONGITUDINAL do avião.

Ângulo de Ataque α – É o ângulo formado pela CORDA com o vento relativo.

Ângulo de Atitude (pitch) θ – Ângulo formado pelo EIXO LONGITUDINAL com o

horizonte.

Page 5: Resumo Teoria de Voo Pc

FORÇAS AERODINÂMICAS ENVOLVIDAS NO PERFIL, E TIPOS DE

PERFIL .

RESULTANTE AERODINAMICA – É dividida em duas componentes!!!

SUSTENTAÇÃO (L) lift – É a componente aerodinâmica perpendicular a direção do

vento relativo.

ARRASTO (D) drag – É a componente paralela a direção do vento.

TIPO DE PERFIL

SIMÉTRICO – Pode ser dividido em 2 partes iguais, quando aumentamos o ângulo de

ataque o CP (centro de pressão) permanece no mesmo lugar!!!

Page 6: Resumo Teoria de Voo Pc

ASSIMÉTRICO – Não pode ser dividido em 2 partes iguais, quando aumentamos o

ângulo de ataque o CP se desloca para frente!!!

ÂNGULO DE ATAQUE E SUSTENTAÇÃO!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! (cai na prova)

1- Quando o ângulo de ataque for positivo, a sustentação será positiva em

qualquer perfil.

2- O ângulo de ataque é nulo quando o vento relativo sopra na mesma direção da

CORDA do aerofólio, a sustentação pode ser nula ou positiva. (ASSIMÉTRICO

SUTENTAÇÃO POSITIVA) (SIMÉTRICO SUSTENTAÇÃO NULA).

3- Existe um ângulo de ataque no qual a asa não produz sustentação, seu nome é

“ÂNGULO DE ATAQUE DE SUSTENTAÇÃO NULA” (ASSIMETRICO L NEGATIVA)

(SIMÉTRICO L NULA ).

4- Quando o ângulo de ataque é menor que o ângulo de sustentação nula, a

sustentação torna-se negativa em qualquer perfil (utilizada em vôo invertido).

SUSTENTAÇÃO DEPENDE DE:

COEFICIENTE DE SUSTENTAÇÃO/ DENSIDADE DO AR/ ÁREA DA ASA/

VELOCIDADE.

SUSTENTAÇÃO É PROPORCIONAL:

COEFICIENTE DE SUSTENTAÇÃO/ DENSIDADE DO AR/ ÁREA DA ASA/

QUADRADO DA VELOCIDADE.

Page 7: Resumo Teoria de Voo Pc

ESTOL

Quando o ângulo de ataque é aumentado, a sustentação também aumenta até atingir

certo valor máximo, o qual é atingido no instante em que um turbilhonamento esta

prestes a se iniciar no extradorso, isso ocorre quando o perfil atinge o ÂNGULO

CRITICO ou (ângulo de estol, ângulo de sustentação máxima, ângulo de perda).

Ultrapassando esse ângulo, os filetes de ar não conseguem mais acompanhas a

curvatura do extradorso, e começa a se descolar e formar um turbilhonamento,

diminuindo bruscamente a sustentação e aumentando o arrasto.

ESTOL DE RAIZ DA ASA – Os filetes descolados de chocam com a cauda produzindo

VIBRAÇÃO na chegada do pré-stol, mesmo uma assimetria do estol na raiz não

produziria uma tendência ao rolamento da asa, devido ao pequeno braço de alavanca.

ESTOL DE PONTA DE ASA – Pior que o de raiz, pois anula a atuação dos ailerons e

qualquer assimetria levara a uma rotação devido ao grande braço de alavanca. Para

diminuir e levá-lo para raiz, utiliza o WASH-OUT que é uma torção que faz com que a

ponta tenha incidência negativa, de forma que seu ângulo de ataque seja inferior ao da

raiz da asa, outra forma é mudar o aerofólio da ponta ou colocar uma peça triangular

no bordo de ataque onde se deseja que o estol comece.

ARRASTO (D) DRAG

É a componente paralela a direção do vento.

Existem 2 tipos de arrasto.

1- Não associado com a produção de sustentação – PARASITA

2- Associado com a produção de sustentação – INDUZIDO

PARASITA – É o arrasto de todas as partes do avião que não produzem sustentação, o

fabricante determina a área plana equivalente.

Page 8: Resumo Teoria de Voo Pc

INDUZIDO – É um subproduto da sustentação, como a pressão é maior no intradorso

do que no extradorso o ar se move de baixo da asa cima pelas pontas da asa,

formando um turbilhonamento que gera o arrasto induzido.

Para reduzir o induzido, os aviões de grande rendimento (PLANADOR) possuem asas

com grande alongamento (alongamento é a razão entre envergadura e a corda media

geométrica) o vórtice induzido é maior nas baixas velocidades, porque nessas

condições o ângulo de ataque é maior.

DISPOSITIVOS HIPERSUSTENTADORES .

FLAPES

Flape é um dispositivo hipersustentador que serve para aumentar a curvatura

ou o arqueamento do perfil, aumentado dessa forma o seu coeficiente de

sustentação.

O ângulo critico diminui um pouco, e também funcionam como freio

aerodinâmico, pois aumentam o arrasto do aerofólio, o tipo FOWLER é o que

mais aumenta o coeficiente de sustentação, que é conseguido, pois o flape

aumenta o arqueamento e seu ângulo de ataque.

FLAPE NO POUSO – Além de permitir menor velocidade ele possibilita a descida

com um ângulo de planeio maior

FLAPE E ÂNGULO DE ESTOL – O flape reduz o ângulo de estol, com flape o estol

se dará com menor velocidade e menor ângulo de ataque.

SLOT & SLAT (slot móvel) .

É um dispositivo hipersustentador que aumenta o ângulo de ataque critico.!!

Desvantagem sobre o flape- obriga o avião a erguer demais o nariz!!!!!!

Ele ajuda a evitar o estol de ponta de asa.

Page 9: Resumo Teoria de Voo Pc

GRUPO MOTO-PROPULSOR

POTÊNCIA EFETIVA – É a potência medida no eixo da hélice.

POTÊNCIA NOMINAL – É a potência máxima para qual o motor foi projetado

POTÊNCIA ÚTIL – Potência de tração produzida pela hélice.

PASSOS DA HÉLICE.

Menos torcida---- passo mínimo---- decolagem arremetida

Mais torcida------ passo maior----- cruzeiro

VÔO HORIZONTAL

No vôo horizontal em velocidade constante a Sustentação(L) é igual ao Peso(W), e a

Tração(T) é igual ao arrasto(D)

A menor velocidade possível em vôo horizontal é conseguida voando com o ângulo de

ataque critico, essa se chama velocidade de Estol, o coeficiente de sustentação é

máximo!!!!!!

Velocidade Máxima – É a maior possível em vôo horizontal.

Velocidade de Máximo Alcance – É a velocidade que permite voar a maior distância

possível com dada quantidade de combustível.

Velocidade de Máxima Autonomia – Permite voar o máximo de tempo possível com

dada quantidade de combustível. (utilizada em esperas holding).

Velocidade Mínima – É a menor velocidade na qual é possível voar com velocidade

constante, o ângulo de ataque é maior que o critico, e a velocidade é maior que a de

estol.

Velocidade de Estol – É a menor velocidade possível em vôo horizontal.

Page 10: Resumo Teoria de Voo Pc

VÔO PLANADO

O ângulo formado pela trajetória do avião com a linha do horizonte é o ângulo de

planeio, quanto menor esse ângulo, maior será a distância atingida pela aeronave.

1 – Flapes e trem devem ser recolhidos!!!!!!!!

2 – Peso não influi no alcance do vôo, porém aumenta a velocidade de planeio e a

razão de descida!!!!!!!

3 – Vento de PROA diminui a distancia ou o alcance do vôo planado!!!!

4 – Vento de CAUDA aumenta a distancia ou o alcance do vôo planado!!!!!

5 – Altitude, o ar rarefeito não afeta o ângulo de descida, porem torna o planeio mais

rápido aumentado a VA e a Razão de Descida!!!!!!

Velocidade de Melhor Planeio – Também chamada de Velocidade de menor

afundamento, é a velocidade que possibilita ao avião planar a maior distancia possível.

Velocidade de menor razão de descida – O avião fica mais tempo planando, mas a

distancia é menor!!!!!!

VÔO ASCENDENTE

No vôo ascendente a Tração(T) é maior que o Arrasto(D), e a Sustentação(W) menor

que o Peso(W)

T > D / L < W – Quanto maior o Ângulo de Subida maior será essa diferença.

Ângulo de Subida – Ângulo formado entre a trajetória e a linha do horizonte.

Razão de Subida – Será tanto maior quanto maior for à diferença entre POTÊNCIA ÚTIL

e POTÊNCIA NECESSÀRIA.

Page 11: Resumo Teoria de Voo Pc

TIPOS DE SUBIDA

VELOCIDADE DE MÀXIMA RAZÃO DE SUBIDA - Velocidade a qual o avião ganha altura o

mais rápido possível (com velocidade).

VELOCIDADE DE MÁXIMO ÂNGULO DE SUBIDA – O avião sobe com o maior ângulo

(ganha altura mais rápido e sobe mais devagar, livrar obstáculos).

PERFORMANCE DE SUBIDA – Peso maior reduz a performance de subida (altitude

densidade também),

TETO PRATICO OU TETO DE SERVIÇO – É a altitude onde a razão de subida máxima é

igual a 100ft/m ou 0,51m/s!!!!!!!!!!!!!!!!!

TETO ABSOLUTO – É a altitude onde a razão de subida máxima é nula!!!!!!

VENTO DE CAUDA – Diminui gradiente de subida

VENTO DE PROA – Aumenta Gradiente

Menos peso!!!!!!!!!

Menos altitude!!!!!!!!!!

Alta potência disponível!!!!!!!!!!

Pequena área de asa!!!!!!!!!!!!!!

Menos peso!!!!!!!!!!!!!

Menos altitude!!!!!!!!!!!

Alta potência disponível!!!!!!!!

Grande área de asa!!!!!!!!!!!!

Page 12: Resumo Teoria de Voo Pc

VÔO EM CURVA

Ângulo de inclinação aumenta com a velocidade!!!!!

Ângulo de inclinação diminui quando o raio da curva aumenta!!!!!!

O ângulo de inclinação não depende do peso, o avião pesado deve voar com mais

potência e maior ângulo de ataque!!!!!!!

Para efetuar uma curva é necessário aumentar a sustentação(L), com isso aumenta o

arrasto induzido, sendo necessário, mais potência.

Com isso o piloto deve manter o manche cabrado, assim o fator G aumenta, por

exemplo: Curva de 60 graus a sustentação será o dobro do peso 2G.

GLISSADA – Provocada por uma inclinação exagerada da asa, a componente da

sustentação é menor que o peso, o avião escorrega para dentro da curva.

DERRAPAGEM – Causada pela inclinação insuficiente das asas, devido à força

centrípeta insuficiente o avião derrapa para fora da curva.

RAIO LIMITE – É o menor possível para qual a potência aplicada é máxima, quanto mais

alto maior será o raio limite, até o teto absoluto onde será impossível executar curvas.

ESTOL EM CURVA – A velocidade de estol é maior na curva!!!!!

Page 13: Resumo Teoria de Voo Pc

SUPERFICIES DE COMANDO

EIXO VERTICAL (GUINADA) – LEME

EIXO LONGITUDINAL (ROLAMENTO) – AILERONS

EIXO LATERAL (ARFAGEM) – PROFUNDOR

COMPENSADORES – Diminui a força nos comandos, tiram tendências indesejáveis, ele

sempre se move para o lado contrario da superfície de comando, ou seja, por exemplo:

Profundor cabrado, o compensador do profundor estará para baixo, profundor picado,

compensador para cima.

GUINADA ADVERSA – Para ser evitada: Primeiro aplica-se leme de direção no sentido

contrario, 2 Equipar o avião com ailerons diferenciais, 3 Ailerons do tipo FRISE.

Page 14: Resumo Teoria de Voo Pc

CARGAS DINAMICAS

Em vôo nivelado Fator Carga = 1!!!!!

Picar menor que = 1!!!!!!!

Descida em trajetória parabólica (queda livre) = 0

Picada violenta será negativa = -1

Fator de Carga elevado pode ser causado por:

.Vôos em curva

.Manobras feitas pelo piloto

.Rajada de vento

.Recuperação de mergulho

Page 15: Resumo Teoria de Voo Pc

FATOR CARGA NAS CURVAS – Fator Carga sempre maior que 1 (1G), quanto maior a

inclinação, maior será o fator carga, assim numa curva de 60 graus o fator carga é igual

a 2G

FATOR CARGA NAS RAJADAS – Reduzir a velocidade para velocidade de manobras (Vo)

FATOR CARGA NAS RECUPERAÇÕES – Após mergulho por: Velocidade elevada, a asa

tem que suportar o peso e a força centrípeta.

ESTOL DE VELOCIDADE – Numa recuperação, o piloto não deve puxar muito

bruscamente o manche, pois a asa poderá ultrapassar o ângulo de ataque critico, com

isso entrando em estol de velocidade (se agrava em aeronaves com calda em T)

FATOR DE CARGA LIMITE - É o numero de G que a aeronave pode sofrer

continuamente, o piloto deve evitar esse limite, e só atingir se for absolutamente

necessário.

FATOR DE CARGA ULTIMA – É 50% acima do fator de carga limite, só deve ser usado

em caso de extrema urgência.

VELOCIDADE DE MANOBRAS – Nessa velocidade o piloto pode movimentar

bruscamente, ou dar FULL comando sem produzir sobrecarga na estrutura do avião.

DECOLAGEM

Decolagem tem inicio na cabeceira da pista e termina quando o avião atinge a altura

de 15m (50ft).

1 – Ela é feita com (FULL THROTTLE), inicialmente o recuo da hélice é maximo e a

tração também é máxima!!!!!!

2 – Com o aumento da velocidade, o recuo da hélice diminui, e também a tração, a

velocidade da rotação da hélice aumenta.

3 – Aviões convencionais devem erguer a cauda, a fim de reduzir o ângulo de ataque e

o arrasto.

Page 16: Resumo Teoria de Voo Pc

4 – A velocidade aumenta até a de Estol, o piloto deve manter no solo até atingir

120%/130% da velocidade de Estol.

VARIÁVEIS QUE AFETAM A DISTÂNCIA DE DECOLAGEM

.Peso do avião

.Condições meteorológicas: Altitude Densidade (Alt. Pressão, Temperatura, Umidade)

Vento (Proa, Cauda, Través)

.Pista: Comprimento

Pavimentação

Gradiente

CONDIÇÕES IDEIAIS DE DECOLAGEM

.Baixa Altitude. Baixa Temperatura .Pista em Declive .Vento de Proa .Ar Seco

POUSO

CONDIÇÕES IDEIAIS DE POUSO

.Baixa Altitude. Baixa Temperatura .Pista em Aclive .Vento de Proa .Ar Seco

Page 17: Resumo Teoria de Voo Pc

ESTABILIDADE LONGITUDINAL

TIPOS DE EQUILIBRIO:

Estável – tende a voltar ao equilíbrio

Instável – tende a afastar-se do Equilíbrio

Indiferente – o avião continua fora do equilíbrio

COMPORTAMENTO DE UM AVIÃO ESTATICAMENTE ESTÁVEL

a) Reduzindo a potência do motor, o avião abaixa o nariz e inicia uma descida,

evitando automaticamente a perda de velocidade que poderia levar ao Estol.

b) Para baixar o nariz, é preciso forçar o manche p/ frente, se largarmos o

manche, este volta automaticamente para posição original e o avião ergue o

nariz.

Uma aeronave estaticamente estável pode apresentar 3 tipos de comportamento

quando afastada do equilíbrio.

1- Dinamicamente Estável – volta ao equilíbrio e logo se estabiliza com 1 ou 2

oscilações

2- Dinamicamente Instável – Tende a voltar ao equilíbrio muito fortemente, por

isso as oscilações aumentam.

3- Dinamicamente Indiferente – Tende a voltar ao equilíbrio, mas sempre

ultrapassa oscilando sem parar.

Page 18: Resumo Teoria de Voo Pc

ESTABILIDADE LATERAL

DIEDRO – Positivo aumenta a estabilidade lateral.

Negativo diminui a estabilidade lateral.

ENFLECHAMENTO – Positivo tende a ser estável.

Negativo tende a ser instável.

EFEITO QUILHA – Estável quando área lateral acima do CG é maior que a área a baixo.

Instável quando área lateral abaixo do CG é maior do que acima.

EFEITO FUSELAGEM – Diminui a estabilidade lateral pois prejudica o Diedro

DISTRIBUIÇÃO DE PESO – Asa alta a fuselagem como um pendulo melhora a

estabilidade.

Asa baixa a fuselagem aumenta o desequilíbrio reduzindo a

estabilidade

FATORES DA ESTABILIDAD LATERAL!!!!

a) DIEDRO

b) ENFLECHAMENTO

c) EFEITO QUILHA

d) EFEITO FUSELAGEM

e) DISTRIBUIÇÃO DE PESOS

Page 19: Resumo Teoria de Voo Pc

ESTABILIDADE DIRECIONAL

Basicamente 2 fatores

a) ENFLECHAMENTO

b) EFEITO QUILHA

PARAFUSO

a) TORQUE DO MOTOR – quando a aeronave está próxima ao ângulo critico , o

torque do motor tende a girar a acrft no sentido contrário ao da rotação da

hélice.

b) ASAS COM INCIDÊNCIAS DIFERENTES – Asa com incidência maior estola antes

que a outra, podendo dar início a um parafuso.

c) USO DE AILERONS PRÓXIMO AO ESTOL – Não pode comandar o aileron no

estol, pois o aileron que abaixa pode provocar estol nessa asa.

d) CURVAS – Curvas muito inclinadas proporcionam baixa sustentação, com isso a

glissada resultante e o efeito de diedro farão o avião entrar em parafuso.

RECUPERAÇÃO – Inicialmente interromper a rotação com o pedal contrario ao da

rotação, a seguir, deverá sair do mergulho, puxando o manche

progressivamente!!!!

PARAFUSO CHATO – Quando o CG está muito atrás do limite traseiro, após

algumas voltas no parafuso normal como a cauda está pesada o parafusovira chato

(É SEMPRE ACIDENTAL)!!!!

RECOMENDAÇÕES PARA RECUPERAÇÃO :

a) Recolher os Flapes

b) Reduzir potência

c) Aileron em neutro

Page 20: Resumo Teoria de Voo Pc

d) Pedal contrário a rotação

e) Neutralizar o profundor

f) Ao cessar a rotação, neutralize o pedal

g) Recuperar do mergulho puxando o manche progressivamente

TEORIA DE ALTA

VELOCIDADE DO SOM = 340m/s ou 1220Km/h ao nível do mar.

Quando a aeronave voa na mesma velocidade do som , as ondas de pressão não

conseguem se afastar, pois a acrft está tão veloz quanto as ondas, as ondas de pressão

ficam acumuladas no nariz do avião, formando uma fina parede de ar comprimido

ONDA DE CHOQUE!!!!!!

Essa onda no nariz recebe o nome de ONDA DE PROA, é perpendicular a direção do

vôo, o ar comprimido dentro dessa onda cria um grande arrasto.

Quando se voa acima da velocidade do som, a onda de proa deixa de ser normal , e

torna-se obliqua, tomando a forma de um CONE, que recebe o nome de CONE DE

MACH,

A abertura do cone forma o ÂNGULO DE MACH quanto maior a velocidade, menor

será o ângulo Mach!!!!!!

NUMERO MACH – É a razão entra a velocidade verdadeira e a velocidade do som no

mesmo nível de vôo!!!!!

A velocidade do som depende UNICAMENTE DA TEMPERATURA , o número Mach de

um avião subindo a uma velocidade constante aumentará som a altitude, isso ocorre

pois a temperatura diminui com o aumento da altitude, tornando a velocidade do som

MENOR!!!!!!!!

Page 21: Resumo Teoria de Voo Pc

NUMERO DE MACH CRÍTICO - Como o ar escoa mais veloz no EXTRADORSO, o mesmo

pode ultrapassar a velocidade de MACH1, se for excedida essa velocidade, surgira uma

ONDA DE CHOQUE sobre a asa, que terá muito arrasto podendo levar a asa a um

ESTOL PARCIAL!!!!!!!

A onda de choque aparece num ponto sobre o EXTRADORSO da asa, junto a

fuselagem, onde a espessura do perfil é maior, assim é determinado o NÚMERO DE

MACH CRITICO!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!.

O numero de MACH critico do aerofólio B é 0.85, pois acima dele a onde de choque se

formará, pois no ponto de maior curvatura já foi atingido o Mach1.

Quando a aeronave ultrapassa o NUMERO DE MACH CRITICO, aparece uma onda de

choque sobre a asa, as pressões elevadas que existem dentro dessa onda de choque,

dificultam, o avanço da camada limite, separando-a da asa e gerando um

turbilhonamento.

Portanto a asa deve ser construída de modo que a onda de choque apareça o mais

tardiamente possível, de modo que o número de MACH CRITICO seja o maior

possível.!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!

Page 22: Resumo Teoria de Voo Pc

Para aumentar o número de MACH CRITICO, podem ser usados perfis LAMINARES ou

perfis especiais chamados SUPERCRITICOS, nesses perfis, a curvatura do EXTRADORSO

é pouco acentuada, com isso a ONDA DE CHOQUE só aparecerá em velocidades mais

elevadas!!!

O NÚMERO DE MACH CRITICO pode também ser aumentado através do uso de ASAS

ENFLECHADAS!!!!!!!

O descolamento ou separação da camada limite pode ser evitado através de

GERADORES DE VÓRTICE ( VORTEX GENERATORS).

CLASSIFICAÇÃO DAS AERONAVES

Normalmente baixa velocidades até 350Kt ou 650Km/h, e de Alta velocidade acima

desse limite.

a) Aviões SUBSÔNICOS – voam abaixo do Numero de Mach Critico.

b) Aviões TRANSÔNICOS – voam acima do Numero de Mach Crítico porém abaixo

de Mach1

c) Aviões SUPERSÔNICOS – Voam acima de Mach 1

LIMITES DE VELOCIDADE

Acrft de alta velocidade deve respeitar 2 limites de velocidade:

1 – VMO (velocidade máxima operacional) Definida pelo fabricante em função da

estrutura da aeronave, acima da VMO pode haver dano estrutural.

2 – MMD (mach máximo operacional) Definido pelo fabricante em função do tipo de

operação, por exemplo: um avião subsônico não pode ultrapassar o MMO sem que

apareçam perigosas tendências de vôo, causadas pelo aparecimento de ondas de

choque.

ENVELOPE AERODINAMICO

Indica a velocidade máxima quye o piloto poderá permitir que o avião desenvolva em

uma determinada altitude.

Page 23: Resumo Teoria de Voo Pc

PROBLEMAS COM ALTA VELOCIDADE

TUCK UNDER

O Mach Tuck ou Tuck Under ocorre após o Mcri. Quando um aerofólio atinge

velocidade sônica, ele gera uma onda de choque que por si só gera sua própria

sustentação, "puxando" o centro de pressão para trás.

Se a velocidade continuar a subir, o efeito do turbilhonamento dos filetes de ar que

passam sobre a asa podem afetar o estabilizador horizontal, tornando-o inefetivo. Com

isso, a onda de choque fica mais forte e vai jogar o CP mais para trás, fazendo a

aeronave picar (devido a posição do CoG ao longo da MAC), podendo ficar em uma

atitude irrecuperável.

Vale lembrar que esse efeito é gradativo, e só ocorre após o aerofólio passar o Mcri.

Utilizar o pedal pode agravar o Tuck Under!!!!!

Para correção e evitar o Tuck Under temos o MACH TRIM!!!!

DUTCH ROLL

Em termos simples, o dutch roll resulta de uma estabilidade direcional relativamente mais fraca que a estabilidade lateral nos aviões (as asas são muito maiores que o estabilizador vertical certo?). Quando a aeronave gira através de seu eixo longitudinal (uma asa pra baixo e outra pra cima) uma pequena derrapagem ocorre dentro do vento relativo na direção da rolagem. Como a estabilidade é bem maior lateralmente, a aeronave começa a se

equilibrar (nivelar), mas ao mesmo tempo, a estabilidade direcional mais fraca tenta corrigir a derrapagem alinhando o avião com o vento relativo. Como a direcional é mais fraca, o movimento de alinhar fica atrasado em relação ao movimento de nivelar. Por consequencia, a aeronave nivela antes de se alinhar com o vento relativo, e como o a estabilidade vertical continua agindo, uma pequena derrapagem ocorre no sentido contrário e ai o processo começa de novo em sentido oposto (o cachorro correndo atrás do rabo).

Abaixo, dois vídeos que mostram o Dutch Roll em ação, lembrando que todos os aviões são dotados de “Yaw Dampers”, atuadores que praticamente eliminam este efeito através de pequenos comandos no leme de direção em direção oposta a da rolagem. Isto é imperceptível para os passageiros!!!!!!!!

Page 24: Resumo Teoria de Voo Pc

ONDAS DE EXPANSÃO É o efeito contrário da ONDA DE CHOQUE, a ONDA DE EXPANSÃO aparece quando o fluxo de ar em alta velocidade é obrigado a expandir-se, passando através de uma onda de expansão, A DENSIDADE E A PRESSÃO DO AR DIMINUEM BRUSCAMENTE E A VELOCIDADE AUMENTA!!!!!!!

FLUXO TRANVERSAL – A pressão na parte central do perfil é menor do que na região do bordo de ataque e do bordo de fuga, isso faz em que as linhas de fluxo num asa enflechada não sigam a direção original do escoamento, no bordo de ataque, o ar escoa em direção a fuselagem e no bordo de fuga, ele escoa em direção as pontas das asas.

FLUXO TRANSVERSAL DA CAMADA LIMITE – A camada limite numa asa ENFLECHADA escoa continuamente da raiz da asa em direção as pontas, nesse percurso, ela perde velocidade e pode descolar próximo as pontas, produzindo estol.

Para evitar esse fenômeno são usadas BARREIRAS CHAMADAS WING FENCES!!!!!!

DEFLEXÃO AEROELÁSTICA DAS PONTAS – Quando a asa enflechada produz sustentação, ela fica um pouco torcida, de modo tal que as pontas ficam com ângulo de ataque menor ISSO REDUZ A ESTABILIDADE LONGITUDINAL!!!!!

Page 25: Resumo Teoria de Voo Pc