AERODINÂMICA E TEORIA DE VOO -> Capítulo VII - Dispositivos Hipersustentadores

CAPÍTULO 7 

DISPOSITIVOS HIPERSUSTENTADORES

Já vimos que todo perfil tem um coeficiente de sustentação máximo, o qual não pode ser ultrapassado, devido ao aparecimento de um turbilhonamento no extradorso da asa quando esta atinge o ângulo de ataque crítico.

Entretanto, usando os chamados dispositivos hipersustentadores, é possível aumentar consideravelmente o coeficiente de sustentação.

A figura abaixo mostra os tipos de dispositivos hipersustentadores mais utilizados em aviões: o flape e o slot.

FLAPE 

É um dispositivo hipersustentador que serve para aumentar a curvatura ou arqueamento do perfil, aumentando dessa forma o seu coeficiente de sustentação. 

O ângulo crítico do aerofólio diminui um pouco, pois o flape produz uma perturbação no escoamento de influencia o fluxo do no extradorso da asa.

Alguns dos tipos mais comuns estão mostrados abaixo:

NOTA: O Flape do tipo FOWLER é o mais utilizado atualmente em aviões de grande porte.

Os flapes funcionam também como freio aerodinâmico, por que aumentam o arrasto do aerofólio.

O flape tipo "Fowler" é o que proporciona o maior aumento no coeficiente de sustentação, mas não é muito utilizado em aviões leves, devido ao maior custo e complexidade mecânica.

SLOT

O slot (também denominado fenda ou ranhura) é um dispositivo hipersustentador que aumenta o ângulo de ataque crítico do aerofólio.

Consiste numa fenda que suaviza o escoamento no extradorso da asa, evitando o turbilhonamento. Isso faz com que a asa possa atingir ângulos de ataque mais elevados, isto é, produzir mais sustentação.

ATENÇÃO: Ambos os aerofólios acima ilustrados estão deslocando-se horizontalmente, embora possa parecer subindo.

Existe um tipo especial de slot que fica recolhido durante  voo normal, só entrando em funcionamento quando é necessário.

Esses slots móveis são denominados slats. Em alguns aviões leves, o slat fica normalmente estendido (na posição funcionamento) por ação de molas.

Em voo nivelado, o impacto do ar obriga o slat a recolher-se junto ao bordo de ataque da asa.

Quando o ângulo de ataque aumenta, a mola consegue empurrar o slat para fora, fazendo-o entrar em ação. conforme mostra a figura abaixo.

NOTA: 

Tanto os slots como os slats têm uma desvantagem sobre os flapes; embora permita aumentar o coeficiente de sustentação, obrigam  avião a erguer demasiadamente o nariz (principalmente durante o pouso), prejudicando a visibilidade do piloto.

Os slots têm ainda uma outra utilidade, que será descrita a seguir.

As asas de muitos aviões entram em estol iniciando pelas pontas.

Isso torna o voo mais inseguro, pois o avião perde o controle dos ailerons aos primeiros sintomas do estol.

Para evitar esse inconveniente, alguns aviões têm o ângulo de incidência reduzido nas pontas (a asa é portanto torcida).

Todavia, essa torção, que pode aumentar o arrasto da asa, pode ser evitada através de slots nas pontas das asas.

AERODINÂMICA E TEORIA DE VOO -> Capítulo VI - Forças Aerodinâmicas (Parte 3/3)

CAPÍTULO 6 

FORÇAS AERODINÂMICAS

Parte 3/3

ARRASTO

Todos os objetos apresentam uma resistência ao avanço quando se deslocam através do ar.

Ela é produzida pela turbulência que se forma atrás desses objetos(*).

Uma superfície aerodinâmica tem pequena resistência ao avanço por que ela produz um turbilhonamento muito pequeno.

A resistência ai avanço do aerofólio, ou arrasto (definido neste estudo na Parte 1/3) é muito pequena quando o ângulo de ataque da asa é pequeno. 

Entretanto, quando o ângulo de ataque é grande, o arrasto também é muito maior.

O arrasto é calculado através de uma fórmula matemática que deve ser memorizada.

Abaixo, podemos notar que sua fórmula é quase idêntica à formula da sustentação.

O coeficiente do arrasto é um número determinado experimentalmente, que depende do ângulo de ataque e do formato do aerofólio.

(*) - A rigor, o arrasto não é causado pela turbulência em si, mas pela redução da pressão atrás dos objetos.

O aparecimento da turbulência simplesmente indica que os filetes de ar não estão conseguindo acompanhar suavemente o contorno do objeto.


ARRASTO INDUZIDO

Já vimos que quando o ar escoa sobre uma asa, a pressão é maior no intradorso do que no extradorso.

Como resultado, o ar escapa do intradorso em direção ao extradorso pelas pontas das asas, formando um turbilhonamento em espiral.

Esse fenômeno cria um arrasto adicional no avião, chamado Arrasto Induzido.

(Novamente, o arrasto induzido não é provocado pela turbulência em si, mas pela fuga do ar que se encontra no intradorso.
Essa fuga diminui a sustentação, obrigando o piloto a aumentar o ângulo de ataque, o que implica maior arrasto.)

ALONGAMENTO

Para diminuir o arrasto induzido, os aviões de grande rendimento possuem asas com grande alongamento.

O alongamento é a razão entre a envergadura e a corda média geométrica (ou entre o quadrado da envergadura e área da asa).

Onde:

b        - Envergadura;
S        - Área da asa;
CMG   - Corda Média Geométrica (Também simbolizada pela letra "c" com um traço superior) .



O arrasto induzido pode ser diminuído através de dispositivos como tanques nas pontas das asas, que server para dificultar a formação do turbilhonamento ou vórtice induzido.

O turbilhonamento induzido (ou vórtice induzido) é maior nas baixas velocidades, como na decolagem ou pouso, porque nessas condições o ângulo de ataque é maior.

ARRASTO PARASITA

É o arrasto de todas as partes do avião que não produzem sustentação.

Para definir o arrasto parasita de um avião, o fabricante determina a área de uma placa plana perpendicular à direção do vento relativo, cujo arrasto é igual ao arrasto parasita do avião.

Conhecendo-se a área plana equivalente, torna-se então possível calcular o arrasto parasita do avião em qualquer condição.

A fórmula abaixo permite calcular o arrasto parasita. É muito semelhante à fórmula do arrasto vista anteriormente.

O valor 1,28 é o coeficiente de arrasto de uma placa plana perpendicular ao vento (valor discutível, mas convém conhecê-lo).

O arrasto parasita é praticamente constante para pequenos ângulos de ataque. Como o avião é formado por partes que produzem sustentação (a asa) e partes que não produzem (o resto do avião), o arrasto total será:

NOTA: Não é necessário decorar a fórmula acima; ela está apresentada simplesmente a título de informação.


ÂNGULO DE ATAQUE E ÂNGULO DE ATITUDE

Quando observamos um avião com o nariz alto, como a figura abaixo, geralmente tendemos a imaginar que o seu ângulo de ataque é positivo. Toda via, observando melhor, vê-se que o avião está chegando ao topo de "looping" invertido, com o vento relativo incidindo sobre o extradorso da asa.

O ângulo de ataque é portanto negativo e a asa produz sustentação para baixo.

O ângulo de atitude, que é medido entre o eixo longitudinal e a linha do horizonte, não depende da direção ou trajetória do voo.

Na figura acima, com o nariz d avião está alto, podemos dizer seguramente que o seu ângulo de atitude é positivo.

AERODINÂMICA E TEORIA DE VOO -> Capítulo VI - Forças Aerodinâmicas (Parte 1/3)

CAPÍTULO 6 

FORÇAS AERODINÂMICAS

Parte 1/3

Este capítulo tratará das forças aerodinâmicas que tornam possível o voo do avião.

O estudo será feito em três partes:

1. Generalidades;
2. Sustentação;
3. Arrasto;

GENERALIDADES

Num voo normal, o ar escoa pela asa de um avião com maior velocidade no extradorso do que no intradorso, devido à curvatura mais acentuada no extradorso.

Conforme visto no capítulo 5 (Teorema de Bernoulli) - Tubo de Venturi - a maior velocidade no extradorso resulta em menor pressão, criando na asa uma força dirigida para cima e inclinada para trás.

Essa força chama-se Resultante Aerodinâmica, a qual pasa por um ponto chamado Centro de Pressão (Abreviadamente CP).

Na figura abaixo, o ângulo de ataque foi aumentado. Com isso, ocorrem duas mudanças:

• A resultante aerodinâmica dicou maior.
• O Centro de Pressão (CP) avançou mais para a frente.

Na figura abaixo mostra o perfil simétrico. O ângulo de ataque é o "alpha" e a resultante aerodinâmica é RA.

Aumentando o ângulo de ataque, a resultante aerodinâmica aumenta, mas o centro de pressão (CP) permanece no mesmo lugar. 

Isso mostra que o Centro de Pressão de um perfil simétrico é imutável.

Para facilitar o estudo das forças numa asa, a resultante aerodinâmica é dividida em dois componentes, que são:

• SUSTENTAÇÃO (L) - é o componente da resultante aerodinâmica perpendicular à direção do vento relativo; ela sustenta o peso do avião.

• ARRASTO (D) - é o componente da resultante aerodinâmica paralela à direção do vento relativo; ela é prejudicial, portanto deve ser reduzida ao mínimo possível.

NOTA: Convém frisar que a única força produzida pela asa é a Resultante Aerodinâmica. A sustentação e o arrasto são as dois componentes da mesma, que foram criadas simplesmente para facilitar o estudo.

A sustentação não é sempre vertical e o arrasto nem sempre é horizontal. 

Por exemplo, na figura abaixo, o avião está subindo. O vento relativo é, portanto, inclinado; conseqüentemente, a sustentação e o arrasto são também inclinados em relação à linha do horizonte.

AERODINÂMICA E TEORIA DE VOO -> Capítulo V - Escoamento

CAPÍTULO 5 
ESCOAMENTO

O movimento de um fluído gasoso ou líquido é denominado escoamento, o qual pode ser de dois tipos:

• Laminar ou Lamelar.
• Turbulento ou Turbilhonado.

A figura abaixo ilustra os dois tipos de escoamento, através do exemplo da fumaça de um cigarro

TUBO DE ESCOAMENTO

É a canalização por onde escoa o fluído.

Existem dois tipos de tubo de escoamento:

• Tubo Real
• Tubo Imaginário

A imagem abaixo ilustra o que os dois tipos de tubos de escoamento.

EQUAÇÃO DA CONTINUIDADE

É uma lei do escoamento, a qual afirma, de forma simplificada:

"Quanto mais estreito for o tubo de escoamento, maior será a velocidade do fluido e vice-versa".

TÚNEL AERODINÂMICO

A equação da continuidade torna possível a construção do túnel aerodinâmico, que é usado para testar modelos de aviões durante a fase de projeto.

PRESSÃO DINÂMICA

É a pressão produzida pelo impacto do vento. A pressão dinâmica deixa de existir o vento para de soprar.

Ela é tanto maior quanto maior for a densidade ou a velocidade do fluído que escoa.

A pressão dinâmica é calculada através da fórmula:

VELOCÍMETRO

O velocímetro utilizado nos aviões é um manômetro com mostrador modificado para indicar a velocidade do vento relativo, em vez da sua pressão dinâmica. 

Ela possui uma entrada para a pressão estática e uma outra para pressão total (Que é igual à pressão estática mais a dinâmica)

A pressão estática entra pelos dois tubos e anula-se dentro do instrumento, sobrando então apenas a pressão dinâmica, que aciona o ponteiro.

TEOREMA DE BERNOULLI

É uma lei de escoamento que afirma, de forma simplificada:

"Quando maior a velocidade do escoamento, maior será a pressão dinâmica e menor a pressão estática".

Esta afirmação é de certo modo intuitiva, pois a força do impacto do ar (ou pressão dinâmica) é tanto maior quanto maior a velocidade de escoamento.

Quanto a diminuição da pressão estática, podemos demonstrá-la através do Tubo de Venturi (tubo com um estreitamento), onde fazemos um pequeno furo, adaptando um tubinho plástico, cuja extremidade é mergulhada num copo d'água.

O vento passando pelo Tubo de Venturi, sofre um aumento de velocidade no estreitamento, onde irá aspirar a água do copo, que será pulverizada nim fino jato.

APLICAÇÕES

O teorema de Bernoulli é aplicado na construção dos pulverizadores (bombas manuais) de inseticida, nos carburadores dos motores a gasolina e outros dispositivos.

SISTEMA PITOT-ESTÁTICO

Já vimos que:

1. O altímetro funciona através da pressão estática.
2. O velocímetro precisa da pressão estática e da pressão total.

Para fazer esses dois instrumentos funcionarem, o avião possui:

1. Uma tomada de pressão estática.
2. Uma tomada de pressão total (dinâmica mais estática), que chama-se Tubo de Pitot.

O conjunto completo, montado num avião, chama-se Sistema Pitot-Estático.

Nos aviões de pequeno porte, o tubo de Pitot e a tomada de pressão estática podem estar incorporados num único conjunto conforme mostra a figura abaixo.

Existem também outros formatos bastante diferentes. internamente podem ter dispositivos de aquecimento elétrico, com a finalidade de evitar o bloqueio das passagens pelo gelo em baixa temperatura.

VELOCIDADE INDICADA E VELOCIDADE AERODINÂMICA

A velocidade que o piloto lê no mostrador de velocímetro somente é correta se o avião estiver voando na atmosfera padrão, ao nível do mar.

Na prática, dificilmente o avião estará voando nessas condições, o que equivale a dizer que o velocímetro estará mostrando ao piloto uma velocidade incorreta, que chamaremos de Velocidade Indicada (Abreviadamente VI).

A velocidade do avião em relação ao ar recebe o nome de Velocidade Aerodinâmica (VA) ou Velocidade Verdadeira.

"A velocidade aerodinâmica (VA) é muito importante, pois é aquela que deve ser usada nas formulas matemáticas de Teoria de Voo".

Apesar do nome, a Velocidade Verdadeira ou Aerodinâmica não é realmente a verdadeira, pois falta considerar ainda a velocidade do vento atmosférico.

Somente após efetuada essa correção chega-se à velocidade real do avião em relação à terra.

AERODINÂMICA E TEORIA DE VOO -> Capítulo IV - Geometria do Avião

CAPÍTULO 4 
GEOMETRIA DO AVIÃO

A figura abaixo mostra a nomenclatura das principais partes do avião. A função de cada uma dela será vista durante o curso.

As seguintes partes podem ser encontradas  num avião:

• Superfícies Aerodinâmicas;
• Aerofólios;

SUPERFÍCIES AERODINÂMICAS

São aquelas que produzem pequena resistência ao avanço, mais não produzem nenhuma força útil  ao voo.

Exemplos:

• Spinner;
• Carenagem da Roda;

AEROFÓLIOS

São aquelas que produzem forças úteis ao voo.

Exemplos:

• Hélice;
• Asa;
• Estabilizador;

ELEMENTOS DE UMA ASA

A figura abaixo mostra os principais elementos de uma asa.

• Envergadura(b);
• Corda(c);
• Raiz da Asa;
• Ponta da Asa;
• Bordo de Ataque;
• Bordo de Fuga;

Temos ainda a área da asa (geralmente representada pela letra S), que é igual ao produto da envergadura pela corda, ou seja:

S = b.c

PERFIL

É o formato em corte do aerofólio.

Existem dois tipos de perfis:

• Perfil Simétrico - é aquele que pode ser divido por uma linha reta em duas metades iguais.

• Perfil Assimétrico - é aquele que não poder ser dividido por uma linha reta em duas pastes iguais.

ELEMENTOS DE UM PERFIL

Os principais elementos que compões um perfil são:

• Bordo de Ataque - é a extremidade dianteira do perfil.
• Bordo de Fuga - é a extremidade traseira do perfil.
• Extradorso - é a superfície superior do perfil.
• Intradorso - é a superfície inferior do perfil.
• Corda - é a linha reta que liga o bordo de ataque ao bordo de fuga.
• Linha de Curvatura Média (ou Linha Média) - é a linha que equidistante do extradorso e do intradorso.

ÂNGULO DE INCIDÊNCIA

É o ângulo formado entre a corda e o eixo longitudinal do avião.

NOTA: O eixo longitudinal é uma linha de referência imaginária do avião, estabelecida durante o projeto e geralmente coincide com a direção do voo horizontal.

AERODINÂMICA E TEORIA DE VOO -> Capítulo III - Fluídos e Atmosfera

CAPÍTULO 3 
FLUÍDOS E ATMOSFERA

FLUÍDO 

É todo corpo que não possui forma fixa.

Existem duas espécies de fluídos:

• Líquidos - Água, Gasolina, Óleo e etc...
• Gases     - Ar, Oxigênio, Vapor D'água e etc..

Os aviões voam através do ar. Por esse motivo, é extremamente importante conhecer as propriedades do ar que afetam o voo.

Essas propriedades (ou parâmetros) são:

1. Temperatura;
2. Densidade;
3. Pressão;

TEMPERATURA

A temperatura é medida através de termômetros que podem ser graduados em escala Celsius ou Fakrenheint.

Abaixo vemos um termômetro graduado em escala Celsius (ou Centigrada), que é a mais conhecida. O zero dessa escala é a temperatura de congelamento da água e 100ºC corresponde à temperatura de fervura da água. 

Abaixo vemos um termômetro na escala Fahrenheit, usada nos países de língua inglesa.

Nessa escala, a temperatura de congelamento da água corresponde a 32ºF, e a temperatura de fervura a 212ºF.

ESCALAS ABSOLUTAS

Mais tarde, descobriu-se que a menor temperatura possível na natureza é igual a 273ºC ou -460ºF, a qual deve ser adotada como verdadeiro zero (Zero Absoluto) das escalas termométricas.

Assim, alterando a posição do zero, a escala Celsius originou a escala Kelvin. Nos Países de língua inglesa, a escala Fahrenheit deu origem a Rankine.

As escalas Kelvin e Rankine são chamadas "escalas absolutas" e somente elas podem ser usadas em cálculos.


A figura abaixo ilustra todas as escalas de temperatura:

DENSIDADE

É a massa por unidade de volume do gás.

A densidade varia inversamente com o volume, ou seja, a densidade aumenta quando o volume diminui e vice-versa.

Na figura abaixo, o gás comprimido tem a mesma massa do gás não comprimido (Não houve fuga do mesmo); porém, como o volume diminui, sua densidade é maior.

PRESSÃO ESTÁTICA

Sabemos que o ar contido no pneu de um automóvel ou o gás dentro de um botijão exercem uma pressão sobre as paredes do recipiente.

Esse tipo de pressão chama-se pressão estática, por que é exercida por um gás estático, isso é, em repouso.

LEI DOS GASES

É a lei que descreve o comportamento dos gases, ou seja, a maneira como variam a pressão, a temperatura e a densidade dos gases.

Como exemplo, temos:

• Se Aumentarmos a pressão de um gás:
• A Temperatura aumentará;
• A Densidade Aumentará;

• Se Aumentarmos a temperatura de um gás
• A pressão aumentará;
• A densidade diminuirá;

As variações de pressão, densidade e temperatura são sempre direta ou inversamente proporcionais entre si, em obediência à Lei dos Gases.

Por exemplo:

• Aumentando-se duas vezes a pressão de um gás, sua densidade também aumentará duas vezes.
• Diminuindo-se a temperatura de um gás para a metade, sua pressão também cairá para a metade do valor inicial.
• Aumentando-se a temperatura 7 vezes, sua densidade diminuirá 7 vezes.
• Aumentando-se a pressão 5 vezes, a temperatura aumentará 5 vezes.

NOTA:

As temperaturas consideradas devem ser absolutas, ou seja, quando se diz que a temperatura aumentou 2 vezes, subentende-se que a temperatura em graus RANKINE ou KELVIN aumentou duas vezes. 

Por exemplo, o dobro de 27ºC não é 54ºC. 

O valor certo é 327ºC, conforme explicado a seguir:

• 27ºC é igual a: 27 + 273 = 300º K;  

• O dobro de 300ºK é igual a 600ºK; 

• 600ºK é igual a 600 - 273 = 327ºC;

ATMOSFERA

É a camada de ar que circunda a terra; 

É a mistura de gases que contem aproximadamente:

1. 21% de Oxigênio;
2. 78% de Nitrogênio;
3. 1% de Outros Gases;

O ar atmosférico pode ainda conter vários componentes estranhos como a poeira, vapor d'água e poluentes diversos.

PRESSÃO ATMOSFÉRICA

É a pressão exercida pelo ar sobre todas as coisas que estão dentro da atmosfera.

Comprovando a existência dessa pressão, se fizermos um vácuo no interior de uma lata vazia de paredes finas, esta ficará inteiramente amassada devido à pressão atmosférica que age no lado externo.

VARIAÇÃO DOS PARÂMETROS ATMOSFÉRICOS

Os parâmetros atmosféricos mais importantes são:

• A Pressão;
• A Densidade;
• A Temperatura do Ar;

Como regra geral os valores destes três parâmetros diminuem quando a altitude aumenta.

A densidade depende ainda da umidade. Quanto maior a umidade, menor será a densidade do ar, pois o vapor d'água que constitui a umidade é mais leve do que o oxigênio e o nitrogênio do ar.

Além da altitude e da umidade, diversas influências meteorológicas fazem variar os parâmetros atmosféricos.

ATMOSFERA PADRÃO

O desempenho do avião, ou seja, a velocidade máxima, o comprimento da pista requerida para decolagem e etc, dependem muito dos parâmetros atmosféricos.

Como esses parâmetros variam de momento a momento e de acordo com o local, torna-se necessário criar uma Atmosfera Padrão, a qual nos possibilitaria:

• Calcular o desempenho de aviões em diversas condições, a partir de uma condição padrão.
• Comparar desempenhos de aviões diferentes.
• Padronizar os critérios de avaliação dos desempenhos de aviões pelos diversos fabricantes de todo o mundo.

ATMOSFERA PADRÃO ISA (ICAO STANDARD ATMOSPHERE)

A atmosfera padrão mais conhecida é a ISA, a qual foi definida pela Organização da Aviação Civil Internacional - OACI (ICAO em Inglês)  - com sede em Montreal, no Canadá.

São adotados os seguintes parâmetros para o nível do mar:

• Pressão : 1013,25 hPa (760mm de mercúrio) 29,92 Poleg.
• Densidade : 1,225 Kg/m³ (0,1249 Kgf.s².m⁴);
• Temperatura : 15ºC;

ALTÍMETRO

A pressão atmosférica diminui quando a altitude aumenta.

Isso pode ser aproveitado na construção dos altímetros dos aviões.

Na realizada, o altímetro é apenas um manômetro (Instrumento medidor de pressão) especialmente adaptado para mostrar ao piloto a altitude em que ele se encontra, em vez da pressão do ar fora do avião.

Depois de fabricado, o altímetro é calibrado para indicar a altitude correta na atmosfera padrão. 

Entretanto, na atmosfera real a pressão varia de forma diferente da atmosfera padrão; portanto a altitude indicada pelo altímetro apresentará um determinado erro.

Na prática, esse erro não apresenta inconvenientes quanto à segurança de voo, por que todos os aviões que voam em uma mesma região estarão com erros iguais, portanto sem perigo de colisão.

A altitude indicada pelo altímetro recebe o nome de Altitude de Pressão, e a altitude real em que o avião está voando chama-se Altitude Verdadeira.

ALTITUDE DENSIDADE

Como a densidade do ar atmosférico diminui com o aumento da altitude, é teoricamente possível construir um aparelho medir de densidade e adaptá-lo, transformando-o em um altímetro.

Entretanto, da mesma forma como acontece com a pressão atmosférica, a densidade do ar na atmosfera real também varia de maneira diferente da atmosfera padrão.

Portanto a altitude indicada pelo instrumento será quase sempre incorreta, e recebe o nome de Altitude Densidade.

Na prática, a altitude densidade só tem interesse no estudo do teto de subida (Altitude Máxima Atingida) dos aviões, conforme veremos no capítulo posterior.

Para determinar a altitude densidade, geralmente usam-se tabelas ou o computador de voo.