Aerodinâmica - Apostilas - Engenharia Aeronáutica, Notas de estudo de Engenharia Aeronáutica

Baixe Aerodinâmica - Apostilas - Engenharia Aeronáutica e outras Notas de estudo em PDF para Engenharia Aeronáutica, somente na Docsity! 13-1 CAPÍTULO 13 AERODINÂMICA TEORIA DE VÔO Numerosos textos compreensivos foram escritos sobre a aerodinâmica, envolvida no vôo de uma aeronave. Entretanto, é desnecessário que um mecânico esteja totalmente versado sobre a matéria. O que ele precisa é entender a relação entre a atmosfera, a aeronave e as forças que agem no vôo da mesma; de forma a tomar decisões inteligentes que afetem a segurança de vôo, tanto de aviões quanto de helicópteros.O mecânico precisa saber porque a aeronave é projetada com um tipo particular de sistema de controle primário ou secundário e porque as superfícies têm que ser aerodinamicamente regulares. Tudo isto se torna essencial ao se fazer a manutenção das complexas aeronaves de hoje. A teoria de vôo relaciona-se com a aerodinâmica. O termo aerodinâmica é derivado da combinação de duas palavras gregas "AER", significando ar; e "DYNE", significando força (de potência) . Assim, quando juntamos aero e dinâmica, temos aerodinâmica, significando o estudo dos objetos em movimento através do ar, e as forças que produzem ou mudam tal movimento. A aerodinâmica estuda a ação do ar sobre um objeto. Ela é, além disso, definida como aquele ramo da dinâmica, que trata do movimento do ar e de outros gases, com as forças agindo sobre um objeto em movimento através do ar, ou com um objeto que esteja estacionário na corrente de ar. De fato a aerodinâmica está relacionada com três partes distintas. Essas três partes podem ser definidas como a aeronave, o vento relativo e a atmosfera. A atmosfera Antes de discutir os fundamentos da teo- ria de vôo, existem diversas idéias básicas que devem ser consideradas: -Uma aeronave opera no ar, portanto, as propriedades do ar que afetam o controle e o desempenho de uma aeronave, devem ser entendidos; -O ar é uma mistura de gases composta principalmente de nitrogênio e oxigênio. Uma vez que o ar é uma combinação de gases, ele segue suas próprias leis; -O ar é considerado um fluido, ele define uma substância, que pode fluir ou trocar sua forma através da aplicação de uma pressão moderada; -O ar tem peso, uma vez que qualquer coisa mais leve que ele, como um balão cheio de hélio irá subir no ar. Pressão Quanto mais fundo um homem mergulhar, maior será a pressão agindo sobre seu corpo, devido o peso da água. Uma vez que o ar também tem peso, quanto maior a profundidade da superfície externa da atmosfera, maior a pressão. Se uma coluna de ar de uma polegada quadrada, estendendo-se do nível do mar ao "topo" da atmosfera pudesse ser pesada, poderia ser encontrado o peso de cerca de 14,7 libras. Dessa forma, a pressão atmosférica ao nível do mar é de 14,7 libras por polegada quadrada. Contudo, libra por polegada quadrada é uma unidade grosseira para a medição de uma substância tão leve quanto o ar. Por isso, a pressão atmosférica é geralmente medida em termos de polegada de mercúrio. Um dispositivo para medição da pressão atmosférica é mostrado na figura 13-1. Figura 13-1 Medida da pressão atmosférica. 13-2 Um tubo de vidro com 36 polegadas de comprimento, aberto em uma das extremidades e fechado na outra, é cheio com mercúrio; a extremidade aberta é selada temporariamente e, então, mergulhada em um recipiente parcialmente cheio de mercúrio, onde, logo após, a extremidade é aberta. Isso permite que o mercúrio do tubo desça, deixando um vácuo no topo do tubo. Parte do mercúrio flui para o recipiente, enquanto outra parte permanece no tubo. O peso da pressão atmosférica sobre o mercúrio no recipiente aberto, contrabalança o peso do mercúrio no tubo, o qual não tem a pressão atmosférica agindo sobre ele devido ao vácuo no topo do tubo. Na medida em que a pressão do ar ao redor aumenta ou diminui, a coluna de mercúrio corresponde descendo ou subindo. Ao nível do mar a altura do mercúrio no tubo mede aproximadamente 29,92 polegadas, embora varie suavemente com as condições atmosféricas. Uma consideração importante é a de que a pressão atmosférica varia com a altitude. Quanto mais alto um objeto estiver em relação ao nível do mar, menor será a pressão. Diversas condições atmosféricas têm uma relação definida com o vôo. O efeito da temperatura, da altitude e da densidade do ar sobre o desempenho de uma aeronave é discutido nos parágrafos seguintes. Densidade Densidade é um termo que significa peso por unidade de volume. Uma vez que o ar é uma mistura de gases, ele pode ser comprimido. Se o ar em um recipiente estiver sob metade da pres- são do ar em outro recipiente idêntico, o ar sob a pressão mais elevada pesa duas vezes mais que aquele do recipiente sob menor pressão. O ar sob maior pressão, tem duas vezes a densidade daquele no outro recipiente. Para pesos iguais de ar, aquele sob maior pressão ocupa apenas metade do volume do outro, sob metade da pressão. A densidade dos gases é governada pelas seguintes regras: 1) A densidade varia em proporção direta com a pressão. 2) A densidade varia inversamente com a temperatura. Assim, o ar em grandes altitudes é menos denso do que em pequenas altitudes, e a massa de ar quente é menos densa que a massa de ar frio. Mudanças na densidade afetam a performance aerodinâmica da aeronave. Com a mesma potência, uma aeronave pode voar mais rápido a grandes altitudes onde a densidade é menor, que a baixas altitudes onde a densidade é alta. Isso se deve ao fato de que o ar oferece menos resistência à aeronave, quando ele contém menor número de partículas por volume. Umidade Umidade é a quantidade de vapor d'água no ar. A quantidade máxima de vapor que o ar pode absorver varia com a temperatura. Quanto mais elevada a temperatura do ar, mais vapor d'água ele pode absorver. O vapor d'água pesa aproximadamente cinco oitavos a mais que a mesma quantidade de ar perfeitamente seco. Dessa forma, quando o ar contém vapor d'água ele não é tão pesado quanto o ar que não contém umidade. Considerando-se que a temperatura e a pressão permanecem as mesmas, a densidade do ar varia inversamente com a umidade. Nos dias úmidos a densidade do ar é menor que nos dias secos. Por essa razão, uma aeronave requer uma pista mais longa para decolagem nos dias úmidos que nos dias secos. Princípio de Bernoulli e fluxo subsônico O princípio de Bernoulli estabelece que, quando um fluido (ar), passando por um tubo, atinge uma restrição ou estreitamento desse tubo, a velocidade do fluido que passa por essa restrição é aumentada e sua pressão reduzida. O lado arqueado (curva) da superfície de um aerofólio (asa) afeta o fluxo de ar, exatamente como acontece com um estrangulamento em um tubo. O diagrama "A" na figura 13-2 ilustra o efeito do ar que passa através de uma restrição ou estrangulamento em um tubo. Em "B" o fluxo de ar passa por uma superfície curva, tal qual um aerofólio, e o efeito é similar àquele que passa por um estrangulamento. 13-5 cada pé quadrado dessa asa sustenta 18,72 libras. Assim , pode ser visto que uma pressão diferencial menor através da seção de um aerofólio, pode produzir uma grande força de sustentação. Dentro de limites, a sustentação pode ser aumentada, aumentando-se o ângulo de ataque, área da asa, a velocidade do fluxo livre ou a densidade do ar, ou trocando o formato do aerofólio. Ângulo de ataque Antes de começar a falar sobre o ângulo de ataque e seus efeitos sobre o aerofólio, devemos considerar primeiro os termos "corda" e "centro de pressão". A corda de um aerofólio ou seção da asa é uma linha imaginária que passa da seção do bordo de ataque para o bordo de fuga, conforme mostra a figura 13-4. Figura 13-4 Ângulo de ataque positivo. A linha da corda constitui um lado de um ângulo, o qual eventualmente forma o ângulo de ataque. O outro lado do ângulo é formado por uma linha que indica a direção relativa do fluxo de ar. Dessa forma, ângulo de ataque é definido como o ângulo entre a corda da asa e a direção do vento relativo. Isso não deve ser confundido com o ângulo de incidência, o qual é o ângulo entre a corda da asa e o eixo longitudinal da aeronave. Em cada minúscula parte de uma superfície de aerofólio ou asa, uma pequena força está presente. Essa força é diferente em amplitude e direção, de qualquer outra que esteja agindo sobre outras áreas, à frente ou para trás desse ponto. É possível adicionar todas essas pequenas forças matematicamente, e a força encontrada é chamada de força resultante (sustentação). Essa força resultante tem amplitude, direção e localização e pode ser representada por um vetor, como mostra a figura.13-4. O ponto de interseção da força resultante como a corda do aerofólio é chamada de centro de pressão. O centro de pressão se move ao longo da corda do aerofólio com a mudança no ângulo de ataque. Durante praticamente todo o vôo, o centro de pressão se move para frente com o aumento do ângulo de ataque, e para trás quando esse ângulo diminui. Figura 13-5 Efeito do aumento do ângulo de ataque. O efeito do aumento do ângulo de ataque sobre o centro de pressão é mostrado na figura 13-5. O ângulo de ataque varia, na medida em que haja mudança na atitude da aeronave. Uma vez que o ângulo de ataque tem grande influência na determinação da sustentação, a ele são dadas as primeiras considerações, quando se projeta um aerofólio. Em um aerofólio projetado adequadamente, a sustentação é aumentada na medida em que o ângulo de ataque aumenta. Quando um ângulo de ataque é aumentado gradativamente para um ângulo 13-6 positivo, o componente da sustentação aumenta rapidamente até um certo ponto, e, então, repentinamente começa a diminuir. Durante essa ação, o componente de arrasto aumenta primeiro vagarosamente, e depois rapidamente, conforme a sustentação começa a diminuir. Quando o ângulo de ataque aumenta para o ângulo de máxima sustentação, o ponto crítico é atingido. Isso é conhecido como ângulo crítico. Quando o ângulo crítico é atingido, o ar cessa de fluir suavemente na superfície superior do aerofólio, começando a turbulência ou o tur- bilhonamento. Isso significa que o ar se des- prende da cambra superior da asa. O que outrora era uma área de baixa pressão, está agora cheia de ar turbulento. Quando isso ocorre, a susten- tação diminui e o arrasto torna-se excessivo. A força de gravidade empenha-se em jogar o nariz da aeronave para baixo. Assim vemos que o ponto de turbulência é o ângulo de estolagem. Como temos visto, a distribuição das forças sobre o aerofólio varia com o ângulo de ataque. A aplicação da força resultante, ou seja, o centro de pressão, varia correspondentemente. Na medida em que o ângulo aumenta, o centro de pressão se move para frente e, conforme o ângulo diminui, o centro de pressão se move para trás. O passeio instável do centro de pressão é característico de praticamente todo aerofólio. Ângulo de incidência O ângulo agudo que a corda da asa forma com o eixo longitudinal da aeronave é chamado de ângulo de incidência (figura 13-6). Figura 13-6 Ângulo de incidência. O ângulo de incidência é na maioria dos casos, um ângulo fixo. Quando o ângulo de ataque de uma asa está mais alto que o bordo de fuga, o ângulo de incidência é dito positivo. O ângulo de incidência é negativo quando o bordo de ataque está mais baixo que o bordo de fuga da asa. Área da asa A área da asa é medida em pés quadra- dos, e inclui a parte bloqueada pela fuselagem.. Ela é adequadamente descrita como a área da sombra, projetada pela asa ao meio dia (num dia de sol). Testes mostram que as forças de sustentação e arrasto que agem sobre a asa, são proporcionais à sua área. Isso significa que, se a área da asa for duplicada, todas as outras variáveis permanecem as mesmas, enquanto a sustentação e o arrasto criados pela asa são duplicados. Se a área é triplicada, empuxo e arrasto são triplicados. Forma do aerofólio A forma do aerofólio determina a quanti- dade de turbulência ou atrito de superfície que será produzido. Conseqüentemente, a forma da asa afeta sua eficiência. As propriedades da seção de aerofólio diferem das propriedades da asa, ou da aeronave, devido à forma plana da asa. Uma asa pode ter diversas seções de aerofólio, desde a raiz até a ponta, com diminuição gradual da espessura, torção e enflechamento. As propriedades aerodinâmicas resultantes da asa são determinadas pela ação de cada seção ao longo da envergadura. A turbulência e o atrito de superfície são controlados, principalmente, pela relação de alongamento, a qual é definida como a razão entre a corda do aerofólio e a espessura máxima. Se a asa for muito longa ela será muito fina, se ela tiver baixa razão de fineza, será espessa. Uma asa com alta razão de fineza, produz maior quantidade de atrito de superfície, com baixa razão de fineza produz maior quantidade de turbulência. A melhor asa é aquela que está entre os dois extremos, para manter tanto a turbulência quanto o atrito de superfície nos mínimos. A eficiência de uma asa é medida em termos de razão entre sustentação e arrasto. Essa razão varia com o ângulo de ataque, porém, ela alcança o valor máximo preciso. Nesse ângulo, a asa tem alcançado sua eficiência máxima. A forma do aerofólio é o fator que determina o 13-7 ângulo de ataque no qual a asa é mais eficiente, além de determinar o grau de eficiência. Pesquisas têm mostrado que os aerofólios mais eficientes para uso geral têm sua espessura máxima a cerca de um terço do bordo de ataque da asa. Asas, e dispositivos para asas, de grande sustentação têm sido desenvolvidos, dando formas a aerofólios que produzam o efeito desejado. A sustentação produzida por um aerofólio aumentará com o aumento da cambra da asa. Cambra, é a curvatura de um aerofólio acima e abaixo da superfície da corda. A cambra superior se refere à superfície superior; a cambra inferior à superfície inferior; e a cambra média à seção da linha média. A cambra é positiva quando a variação da corda é exterior, e negativa quando inferior. Assim, asas de alta sustentação têm uma grande cambra positiva na superfície superior e pequena cambra negativa na superfície inferior. Os flapes das asas fazem com que uma asa comum se aproxime dessa condição, aumentando a cambra superior e criando uma cambra inferior negativa. É sabido que, quanto maior a envergadura da asa quando comparada com a corda, maior é a sustentação obtida. Essa comparação é chamada de alongamento. Quanto maior o alongamento, maior a sustentação. A despeito das vantagens da alteração no alongamento, foi descoberto que limites definidos de arrasto e estruturais devem ser considerados. Por outro lado, um aerofólio que seja perfeitamente aerodinâmico, e ofereça pequena resistência ao vento, algumas vezes não tem sustentação suficiente para decolar a aeronave. Assim, as aeronaves modernas têm aerofólios que se situam na média entre os extremos, com sua forma variando de acordo com a aeronave para a qual é projetado. CENTRO DE GRAVIDADE Gravidade é a força que tende a puxar todos os corpos da esfera terrestre para o centro da terra. O centro de gravidade pode ser consi- derado como o ponto no qual todo o peso de uma aeronave está concentrado. Se uma aeronave for suportada no seu exato centro de gravidade ficará equilibrada em qualquer posição. O centro de gravidade é de grande importância para uma aeronave, pois sua posição tem grande relação com a estabilidade. O centro de gravidade é determinado pelo projeto geral da aeronave. O projetista calcula o passeio do centro de pressão. Ele então fixa o centro de gravidade em frente ao centro de pressão, para a velocidade correspondente de vôo, de forma a proporcionar o momento restaurador adequado para o equilíbrio em vôo. Empuxo e arrasto Uma aeronave em vôo é o centro de uma contínua batalha de forças. Na verdade este conflito não é tão violento quanto parece, mas é a chave para todas as manobras executadas no ar. Não existe nenhum mistério a respeito dessas forças; elas são definidas e conhecidas. As direções nas quais elas agem, podem ser calculadas, e uma aeronave é projetada para tirar vantagem de cada uma delas. Em todos os tipos de vôo, os cálculos estão baseados na amplitude e direção de quatro forças: peso, sustentação, arrasto e empuxo (ver figura 13-7). Figura 13-7 Ação das forças em vôo. -O peso é a força de gravidade agindo para baixo, sobre o que está na aeronave, tal como a aeronave em si, tripulação, combustível e carga. -A sustentação age verticalmente contrariando o efeito do peso. -Arrasto é uma força em direção à ré, causada pelo rompimento do fluxo de ar na asa, fuselagem e objetos salientes. 13-10 . A Figura 13-10 mostra os três eixos, os quais são linhas imaginárias que passam no centro da aeronave Os eixos de uma aeronave podem ser considerados eixos imaginários, em torno dos quais a aeronave gira como uma roda. No centro, onde os três eixos se interceptam, cada um deles é perpendicular aos outros dois. O eixo, que se estende através da fuselagem do nariz para a cauda, é denominado eixo longitudinal. O eixo que se estende transversalmente de ponta a ponta da asa, é chamado lateral. O eixo que passa pelo centro, do fundo ao topo, é chamado eixo vertical. O movimento sobre o eixo longitudinal é semelhante ao balanço de um navio de um lado para outro. De fato, os nomes utilizados na des- crição dos movimentos em torno dos três eixos de uma aeronave, são termos de origem náutica. Eles foram adaptados para a terminologia aero- náutica devido a similaridade entre os movimentos de uma aeronave e de um navio. Assim, o movimento em torno do eixo longitudinal é chamado rolamento; àquele em torno do eixo lateral é chamado arfagem; e, finalmente, o movimento de uma aeronave, em torno do eixo vertical, é chamado guinada, ou seja, um movimento horizontal do nariz da aeronave. Rolamento, arfagem e guinada, movi- mentos de uma aeronave em torno dos eixos longitudinal, lateral e vertical são controlados por três superfícies de controle. O rolamento é produzido pelos ailerons, os quais estão localizados no bordo de fuga das asas. A arfagem é afetada pelos profundores, na parte traseira do estabilizador horizontal. O movimento de guinada é controlado pelo leme de direção, na parte traseira do conjunto vertical da empenagem. ESTABILIDADE E CONTROLE Uma aeronave deve ter estabilidade suficiente para manter uma trajetória uniforme de vôo, e se recuperar da ação das diversas forças. Também para obter o melhor desempenho, a aeronave deve ter a resposta para os movimentos dos controles. Três termos que sempre aparecem em qualquer discussão sobre estabilidade e controle, são: (1) Estabilidade propriamente dita, (2) Maneabilidade e (3) Controlabilidade. Estabilidade é a característica de uma aeronave, que tende a fazê-la voar em trajetórias reta e nivelada. Maneabilidade é a habilidade de uma aeronave, quanto à sua dirigibilidade ao longo de uma trajetória de vôo, para resistir aos esforços que lhes são impostos.. Controlabilidade é a qualidade de resposta de uma aeronave ao comando do piloto, quando manobramos a aeronave. Estabilidade Estática Uma aeronave está num estado de equi- líbrio, quando a soma de todas as forças que agem sobre ela, e a soma de todos os momentos é igual a zero. Uma aeronave em equilíbrio não sofre aceleração, e mantém um vôo em condição uniforme. Uma rajada de vento ou uma deflexão dos controles, alteram o equilíbrio, e a aeronave sofre uma aceleração, devido ao desbalanceamento dos momentos ou das forças. Os três tipos de estabilidade estática são definidos pela característica do movimento que se segue a cada perturbação do equilíbrio. Figura 13-11 – Estabilidade estática. 13-11 A estabilidade estática positiva existe quando o objeto que sofre a perturbação, tende a retornar ao equilíbrio. Estabilidade negativa ou instabilidade estática existe quando o objeto que sofre a perturbação tende a continuar na direção do distúrbio. A estabilidade estática neutra existe quando o objeto que sofre a perturbação não tem tendência a retornar, ou a continuar, na direção de deslocamento, porém permanece em equilíbrio na direção do distúrbio. Esses três tipos de estabilidade estão ilustrados na figura 13-11. Estabilidade Dinâmica Enquanto a estabilidade estática, trata da tendência de um corpo deslocado retornar ao equilíbrio, a estabilidade dinâmica diz respeito ao movimento que resulta com o tempo. Se um objeto sofre um distúrbio em relação ao seu equilíbrio, o tempo de movimento resultante, define a estabilidade dinâmica do objeto. Em geral, um objeto demonstra estabilidade dinâmica positiva, se a amplitude do movimento diminui com o tempo. Caso a amplitude aumente com o tempo, diz-se que o objeto possui instabilidade dinâmica. Toda aeronave deve demonstrar o grau requerido de estabilidade estática e dinâmica. Se uma aeronave for projetada com instabilidade estática e uma ligeira taxa de instabilidade dinâmica, ela estará difícil, se não impossível de voar. Geralmente a estabilidade dinâmica positi- va, em uma aeronave, é projetada para evitar os- cilações continuadas desagradáveis. Estabilidade Longitudinal Quando uma aeronave tem uma tendên- cia de manter um ângulo de ataque constante com relação ao vento relativo - ou seja, quando ela não tende a jogar seu nariz para baixo e mer- gulhar ou levantar seu nariz e perder velocidade diz-se que ela tem estabilidade longitudinal. Estabilidade longitudinal se refere ao movimento de arfagem. O estabilizador horizontal é a superfície primária que controla a estabilidade longitudinal. A ação de estabilizador depende da velocidade e do ângulo de ataque da aeronave. A Figura 13-12 ilustra a contribuição da empenagem para a estabilidade. Figura 13-12 Sustentação na empenagem. Se uma aeronave muda seu ângulo de ataque, ocorre uma mudança na sustentação no centro aerodinâmico (centro de pressão) do estabilizador horizontal. Sob certas condições de velocidade, carga e ângulo de ataque, o fluxo de ar sobre o estabilizador horizontal cria uma força, a qual empurra a empenagem para cima ou para baixo. Quando devido as condições, o fluxo de ar cria forças iguais para cima e para baixo, dizemos que as forças estão em equilíbrio. Essa condição é geralmente encontrada em vôo nivelado e em vento calmo. Estabilidade Direcional A estabilidade em torno do eixo vertical é conhecida como estabilidade direcional. A ae- ronave deve ser projetada, de forma que, quando ela estiver em vôo reto e nivelado, permaneça em sua proa, mesmo que o piloto tire suas mãos e pés dos controles. Se uma aeronave se recupera automaticamente de uma derrapada, ela foi bem projetada, e possui bom balanceamento direcional. O estabilizador vertical é a superfície primária que controla a estabilidade direcional. Conforme mostra a figura 13-13, quando uma aeronave sofre uma glissada ou uma guinada, o estabilizador vertical sofre uma mudança no ângulo de ataque, com uma mudança resultante na sustentação (não confundir com a sustentação criada pelas asas). A mudança na sustentação, ou força lateral, sobre o estabilizador vertical, cria um momento de guinada sobre o centro de gravidade, o qual 13-12 tende a retornar a aeronave à sua trajetória original. Figura 13-13 Contribuição do estabilizador vertical para a estabilidade direcional. As asas enflechadas ajudam na estabili- dade direcional.Se uma aeronave dá uma guina- da na sua direção de vôo, a asa que está à frente oferece maior arrasto de que a que está atrás. O efeito desse arrasto retém a asa que está à frente e deixa a que está atrás alcançá-la. A estabilidade direcional também é aju- dade pela utilização de uma fuselagem longa, e uma grande quilha dorsal. O alto número Mach do vôo super- sônico, reduz a contribuição do estabilizador vertical para a estabilidade direcional. Para pro- duzir a estabilidade direcional a altos números Mach, pode ser necessário uma área do estabili- zador vertical muito grande. Alhetas ventrais podem ser colocadas como uma contribuição adicional à estabilidade direcional. Estabilidade Lateral Vimos que, arfagem é o movimento em torno do eixo lateral da aeronave, e guinada é o movimento em torno do seu eixo vertical. O movimento em torno do seu eixo longitudinal (na frente ou atrás) é um movimento lateral ou de rolamento. A tendência de retornar para a atitude original é chamada estabilidade lateral. A estabilidade lateral de uma aeronave, envolve considerações de momento de rola- mento devido à glissada. Uma glissada tende a produzir os movimentos, tanto de rolagem quan- to de guinada. Se uma aeronave tem um momento de rolamento favorável, uma guinada tende a retornar a aeronave para a atitude de vôo nivelado. A superfície principal, em termos de contribuição para a estabilidade lateral de uma aeronave, é a asa. Figura 13-14 Contribuição do diedro para a estabilidade lateral. O efeito da geometria do diedro (figura 14) de uma asa, é uma contribuição em poten- cial para a estabilidade lateral. Como mostrado na figura 13-14, uma asa com diedro desenvolve momentos de rolagem estáveis com glissada. Com vento relativo lateral, a asa do lado do vento está sujeita a um aumento do ângulo de ataque, e desenvolve um aumento de sus- tentação. A asa contrária à direção do vento está sujeita a uma diminuição do ângulo de ataque, e desenvolve menos sustentação. As mudanças na sustentação produzem um momento de rolagem tendendo a levantar a asa contra o vento. Quando a asa é enflechada, o diedro efe- tivo aumenta rapidamente com a mudança no coeficiente de sustentação da asa. Enflechamento é o ângulo entre uma linha perpendicular à linha de centro da fuselagem e o quarto de corda de cada seção de aerofólio da asa. O enflechamento em combinação com o diedro faz com que o efeito do diedro seja excessivo. Conforme mostra a figura 13-15, a aeronave com asa enflechada durante uma glissada, tem uma asa que está operando do lado do vento, com um aumento efetivo no enflechamento, enquanto a outra asa opera com uma redução efetiva no enflechamento. Figura 13-15 Efeito do enflechamento na estabilidade lateral. 13-15 direito e abaixa o esquerdo, provocando a inclinação da aeronave para a direita. Os ailerons são interligados por cabos de comando, de forma que, quando um aileron é comandado para baixo, o outro é comandado para cima. A função do aileron que é comandado para baixo é aumentar a sustentação, aumentando a cambra da asa. Ao mesmo tempo o aileron abaixado, também cria arrasto adicional, uma vez que ele está numa área de alta pressão embaixo da asa. O aileron que está em cima, na extremidade oposta da asa, diminui a sustentação daquele lado. O aumento de sustentação sob a asa cujo aileron está para baixo, levanta essa asa. Isso provoca o rolamento da aeronave em torno do seu eixo longitudinal, conforme mostrado na figura 13- 19. Figura 13-19 Sistema de controle do aileron. Como resultado do aumento de sustentação na asa cujo aileron está para baixo, o arrasto também é aumentado. Esse arrasto produz um esforço para puxar o nariz na direção da asa alta. Uma vez que os ailerons são utilizados em conjunto com o leme, quando a aeronave está em curva, o aumento de arrasto tenta girar a aeronave na direção oposta à desejada. Para evitar esse efeito indesejável as aeronaves são projetadas com deslocamentos diferenciados dos ailerons. O deslocamento diferenciado do aileron (figura 13-20) proporciona maior deslocamento para cima do que para baixo, para um dado movimento do manche ou do volante na cabine. Os "spoileres" ou freios aerodinâmicos, como também são chamados, são placas instaladas na superfície superior da asa. Elas são geralmente defletidas para cima por meio de atuadores hidráulicos, em resposta ao movimento do volante de controle na cabine. Figura 13-20 Controle diferencial do aileron. O propósito dos "spoilers" é perturbar o fluxo de ar uniforme que passa pelo topo da aerofólio, criando assim um aumento do arrasto e uma redução da sustentação nesse aerofólio. Os “spoileres” são utilizados, a princípio, para controle lateral. Durante a inclinação de uma aeronave, os “spoileres” funcionam co os ailerons. Os "spoileres" do lado cujo aileron está para cima sobem com esse aileron para posterior redução da sustentação da asa. O "spoiler" do lado oposto permanece na posição inalterada. Quando os spoileres são utilizados como freios aerodinâmicos, são totalmente defletidos para cima, simultaneamente. Uma alavanca de comando separada, permite a operação dos "spoileres" como freios aerodinâmicos. Enquanto temos uma tendência a imagi- nar um "spoiler" como sendo um dispositivo de controle totalmente complicado, deveríamos ter em mente que alguns não são controláveis. Alguns “spoileres” são operados automaticamente e atuam apenas em grandes ângulos de ataque. Essa montagem os mantém fora do turbilhonamento a altas velocidades e em cruzeiro. Um "spoiler" fixo pode ser uma pequena cunha afixada ao bordo de ataque do aerofólio, como mostrado na figura 13-21. Esse tipo de "spoiler" faz com que a parte de dentro da asa estole na frente da parte de fora, o que resulta em controle do aileron até que ocorra o estol completo da asa. Usamos extrema precisão no posicionamento de um "spoiler" de bordo de 13-16 ataque durante sua reinstalação, após ter sido removido para manutenção. O posicionamento inadequado pode resultar em características adversas de estol. Figura 13-21 Spoileres fixos. Seguimos sempre as instruções do fabricante, com respeito à localização e método de fixação. Controle em torno do eixo vertical Girando o nariz de uma aeronave, provo- camos a rotação dessa aeronave em torno do seu eixo vertical. A rotação da aeronave em torno do eixo vertical é chamada de guinada. Esse movimento é controlado pelo leme, como ilustrado na figura 13-22. Figura 13-22 Ação do leme de direção. O leme é uma superfície de comando, unida ao bordo de fuga do estabilizador vertical. Para girar a aeronave para a direita, o leme é movimentado para a direita. O leme sobressai no fluxo de ar fazendo com que uma força aja sobre ele. Essa é a força necessária para dar o movimento giratório em torno do centro de gravidade, o qual gira a aeronave para a direita. Se o leme for movimentado para a esquerda, induz uma rotação no sentido anti-horário, e a aeronave similarmente gira para a esquerda. O leme pode também ser utilizado no controle de curva e inclinação em vôo. A principal função do leme é girar a ae- ronave em vôo. Esse giro é mantido pela pressão lateral do ar em movimento, passando pela superfície vertical. Quando uma aeronave começa a escorregar ou derrapar, é aplicada uma pressão no leme para manter a aeronave aproada na direção desejada. Glissagem se refere a qualquer movi- mento da aeronave para o lado e para baixo, na direção do interior da curva. Derrapagem diz respeito a qualquer movimento para cima e para fora do centro da curva. Controle em torno do eixo lateral Quando o nariz de uma aeronave é levantado ou abaixado, ele gira sobre seu eixo lateral. Os profundores são superfícies móveis de comando que provocam sua rotação (figura 13-23). Eles estão normalmente unidos ao bordo de fuga do estabilizador horizontal. Figura 13-23 Controle do profundor. Os profundores são usados para fazer a aeronave elevar-se ou mergulhar e, também para obter suficiente sustentação das asas para manter a aeronave nivelada nas diversas velocidades de vôo. Os profundores podem ser movimentados tanto para cima quanto para baixo; se ele for movimentado para cima, diminui a força de sustentação na cauda, provocando sua queda e elevação do nariz, se o profundor for movimentado para baixo, ele 13-17 aumenta a força de sustentação sobre a causa, provocando sua elevação e abaixando o nariz. Abaixando-se o nariz da aeronave, aumenta-se sua velocidade; elevando-o, diminuimos a velocidade. Algumas aeronaves utilizam uma super- fície horizontal móvel chamada estabilizador móvel (figura 13-24). Esse estabilizador serve para o mesmo propósito do estabilizador horizontal, combinado ao profundor. Figura 13-24 Estabilizador horizontal móvel. Quando o controle na cabine é comandado, o estabilizador completo é movimentado para elevar ou abaixar o bordo de ataque, mudando dessa forma o ângulo de ata- que e a sustentação nas superfícies da empena- gem. Algumas empenagens de aeronaves são projetadas com uma combinação dos estabiliza- dores vertical e horizontal. Esse tipo de empena- gem tem os seus estabilizadores montados, for- mando um ângulo, conforme mostra a figura 13- 25 As empenagens com esse formato são conhecidas como empenagem em "V". As superfícies de comando são instaladas no bordo de fuga dos estabilizadores. A parte estabilizadora desse conjunto é denominada estabilizador e a parte de comando é denominada "ruddervators" (combinação de leme e profundor). Figura 13-25 Empenagem em “ V “ . Essas superfícies podem ser comandadas, ambas para baixo ou para cima, ao mesmo tempo. Quando utilizadas dessa forma, o resultado é o mesmo que seria obtido com qualquer outro tipo de profundor. Esse comando é executado através do manche. Os "ruddervators" podem ser comandados em sentidos opostos um ao outro, empurrando-se o pedal do leme direito ou esquerdo (figura 13-26). Figura 13-26 Ação dos Ruddervators Se o pedal do leme direito for empurrado, a superfície direita se move para baixo e a esquerda para cima. Isso produz um movimento de rotação que moverá o nariz da aeronave para a direita. COMPENSADORES Muito embora uma aeronave tenha a es- tabilidade inerente, nem sempre ela tende a voar reta e nivelada. O peso e a distribuição da carga afetam a estabilidade da aeronave. Diversas velocidades também afetam as características de vôo. Se o combustível do tanque de uma asa for utilizado antes do combustível do tanque da outra asa, a aeronave tenderá a girar para o lado do tanque cheio. Todas essas variações requerem constante atuação nos comandos para correção. Enquanto subindo ou em planeio, é necessário aplicar pressão nos comandos para que a aeronave mantenha a atitude desejada. Para compensar as forças que tendem a desbalancear o vôo de uma aeronave, os aile- rons, profundores e leme dispõem de comandos auxiliares conhecidos como compensadores. São pequenas superfícies de comando, ligadas ao bordo de fuga da superfície de comando primária (figura 13-27). Os compensadores podem ser comandados para cima ou para baixo, por meio de manivela ou comando elétrico na cabine. Os compensadores podem ser comandados para cima ou para baixo, por meio de manivela ou comando elétrico na cabine. 13-20 sustentações são obtidas com a asa operando com ângulo de ataque maior. O outro dispositivo de hipersustentação é conhecido como flape. É uma superfície ligada à superfície do bordo de fuga da asa. O flape é controlado da cabine, e quando não está em uso, aloja-se suavemente na superfície inferior de cada asa. A utilização dos flapes aumenta a cambra da asa e, por conseguinte, a sustentação da asa, tornando possível a redução da veloci- dade da aeronave, sem estolar. Isso também permite a obtenção de curvas com grande incli- nação nas aproximações para pouso. Os flapes são usados primariamente durante decolagens e pousos. Os tipos de flapes em uso em aeronaves incluem: (1) plano, (2) bipartido, (3) “fowler” e (4) eslotado. O plano (figura 13-30) é simplesmente articulado com a asa, formando uma parte da superfície, quando recolhido. O flape bipartido (figura 13-30) tem esse nome devido a articulação na parte inferior da asa, próximo ao bordo de fuga permitindo que ele seja abaixado da superfície fixa superior. O flap "fowler" (figura 13-30) é instalado na parte inferior da asa, de forma a facear com a superfície. Quando o flape é acionado, desliza para trás sobre trilhos e pende para baixo ao mesmo tempo. Figura 13-30 Tipos de flapes das asas. Isso aumenta a cambra da asa, da mesma forma que ocorre com outros tipos de flapes. Contudo, os flapes "fowler" aumentam a área da asa; desse modo, eles aumentam a sustentação sem indevidamente aumentar o arrasto. O flape eslotado (figura 13-30) é igual ao flap "fowler" quanto a operação, porém, em aparência é similar ao flape plano. Esse flape, ou está equipado com trilhos e roletes ou acoplamentos de projeto especial. Durante a operação, o flape se desloca para baixo e para trás, para fora da asa. Dessa forma, o eslote aberto permite um fluxo de ar sobre a superfície superior do flape. O efeito é um fluxo de ar supostamente alinhado e uma melhoria da eficiência do flape. Dispositivos de controle da camada limite. A camada de ar sobre a superfície com menor velocidade em relação ao fluxo de ar, é conhecida por camada limite. O fluxo de ar inicial sobre uma superfície uniforme (figura 13-31) dá a evidência de uma camada limite muito fina, com um fluxo que ocorre em camadas que deslizam suavemente, uma sobre a outra. Portanto, o termo para esse tipo de fluxo é ” camada limite laminar”. Figura 13-31 Características da camada limite. Enquanto o fluxo continua do bordo de ataque para trás, forças de fricção na camada limite continuam a dissipar a energia do fluxo dos filetes de ar, diminuindo esse fluxo. A camada limite laminada aumenta em espessura com relação a distância do bordo de ataque da asa. A certa distância do bordo de ataque, o fluxo laminar começa um distúrbio oscilante instável. Uma ondulação ocorre na camada 13-21 limite laminar, a qual cresce de modo a tornar- se mais severa e destruir o suave fluxo laminar. Dessa forma, uma transição ocorre, quando a camada limite laminar desagrega-se numa camada limite turbulenta. O mesmo tipo de transição pode ser observado na fumaça de um cigarro. Primeiramente a cinta de fumaça é suave e laminar, depois revela uma ondulação definitiva e, depois, torna-se uma amostra turbulenta de fumaça. Os dispositivos de controle da camada limite constituem meios adicionais de aumentar o coeficiente de sustentação de uma seção. A fina camada de ar adjacente à superfície de um aerofólio mostra as velocidades reduzidas pelo efeito do atrito de superfície. Em grandes ân- gulos de ataque, a camada limite sobre a super- fície superior tende a estagnar-se. Quando isso acontece, o fluxo de ar se separa da superfície e ocorre o estol. Vários dispositivos de controle da camada limite para aplicação de alta sustentação, se destacam para manter a alta velocidade na camada limite e retardar a separação do fluxo de ar. O controle da energia cinética da camada limite pode ser conseguido usando-se eslates (aerofólio auxiliar móvel no bordo de ataque da asa) e a aplicação de sucção, para retirar o ar estagnado e recolocá-lo com alta velocidade de fora da camada limite. Eslotes (figura 13-32) são superfícies de controle móveis presas ao bordo de ataque das asas. Na posição fechada eles formam o bordo de ataque da asa, na posição aberta (estendido para frente) uma fenda é criada entre o eslote e o bordo de ataque da asa. Dessa forma, ar na forma de alta energia é introduzido na camada limite no topo da asa. isso é conhecido como "controle da camada limite". Em baixas velocidades do ar, isso melhora as características de movimentação, permitindo que a aeronave seja controlada lateralmente a velocidades abaixo das velocidades normais de pouso. Controlando-se o ar da camada limite pela sucção na superfície, permite-se que a asa opere em ângulos de ataque maiores. O efeito das características de sustentação é similar àquele de um eslote, porque o eslote é essencialmente um dispositivo de controle da camada limite, conduzindo ar de alta energia para a superfície superior. Figura 13-32 Métodos de controlar a camada limite. O controle da camada limite também pode ser conseguido, direcionando-se o ar sangrado do motor a alta pressão através de um estreito orifício, localizado exatamente à frente no bordo de ataque do flape de asa. Isso dirige um fluxo laminar (camadas de ar) sobre a asa e os flapes, quando estes estiverem abaixados o suficiente para expor o orifício em alta temperatura. O ar laminar a alta velocidade passando sobre a asa e flapes, retarda a separação do fluxo (o fluxo de ar sobre um aerofólio segue o contorno deste aerofólio). Isso resulta em menor velocidade de estol e permite velocidades de pouso mais baixas. FORÇAS QUE ATUAM SOBRE UM HE- LICÓPTERO Uma das diferenças entre um helicóptero e uma aeronave de asas fixas é a principal fonte de sustentação. A aeronave de asa fixa deduz sua sustentação da superfície de um aerofólio fixo, enquanto um helicóptero deriva sustentação de um aerofólio rotativo, denominado rotor. 13-22 As aeronaves são classificadas de asa fixa ou de asa rotativa. A palavra helicóptero vem de uma palavra grega, significando "asa rotativa". Durante qualquer tipo de vôo horizontal ou vertical, existem quatro forças atuando na sustentação, no empuxo, no peso e no arrasto do helicóptero. Sustentação é a força requerida para suportar o peso do helicóptero. Empuxo é a força requerida para vencer o arrasto sobre a fu- selagem e outros componentes do helicóptero. Durante vôo pairado, numa condição "sem vento", o plano desenvolvido é horizontal, isto é, paralelo ao solo. Sustentação e empuxo agem em linha reta para cima; peso e arrasto agem retos para baixo. A soma das forças de sustentação e de empuxo tem que igualar a soma das forças do peso e empuxo, de forma a fazer o helicóptero pairar. Durante o vôo vertical, numa condição "sem vento", as forças de sustentação e empuxo agem ambos verticalmente para cima. Peso e ar- rasto agem, ambos verticalmente, para baixo. Quando sustentação e empuxo se igualam ao peso e arrasto, o helicóptero paira; se a sustenta- ção e o empuxo são menores que peso e arrasto, o helicóptero desce verticalmente; se sustentação e empuxo são maiores que peso e arrasto, o helicóptero sobe verticalmente. Em vôos para frente, o plano desenvolvido é inclinado para frente, dessa forma inclinando a força sustentação-empuxo para frente. Essa força resultante sustentação- empuxo pode ser decomposta em duas componentes (sustentação atuando vertical- mente, e empuxo atuando horizontalmente na direção do vôo). Além disso, para sustentação e empuxo, existe o peso, a força que atua para baixo, e o arrasto, a força que atua para trás, ou força retardadora de inércia e de resistência ao vento. Em vôo reto e nivelado, vôo para frente desacelerado, a sustentação se iguala ao peso, e o empuxo se iguala ao arrasto (vôo reto e nive- lado é o vôo com proa e altitude constantes). Se sustentação exceder o peso, o helicóptero sobe; se a sustentação for menor que o peso o helicóptero desce. Se o empuxo exceder o arrasto a velocidade do helicóptero aumenta; se o empuxo for reduzido, a velocidade diminui; em vôo lateral, o plano desenvolvido é inclinado lateralmente na direção do vôo, inclinando dessa forma o vetor sustentação-empuxo lateral total. Nesse caso, a componente sustentação, ou vertical, é ainda reto para cima, o peso reto para baixo; porém o componente aceleração, ou horizontal, agora atua lateralmente com o arrasto, atuando para o lado oposto. No vôo para trás, o plano desenvolvido é inclinado para trás, inclinando o vetor sustenta- ção-empuxo, lateralmente. O componente do empuxo é para trás, e o componente arrasto, para frente, exatamente oposto ao vôo para frente. O componente de sustentação é reto para cima, e o do peso, reto para baixo. Torque A terceira lei de Newton estabelece que "para toda ação existe uma reação igual e opos- ta". Como o rotor principal de um helicóptero gira em uma direção, a fuselagem tende a girar na direção oposta. Essa tendência que a fusela- gem tem de girar, é denominada torque. Uma vez que o efeito do torque sobre a fuselagem é o resultado direto da potência do motor suprida para o rotor principal, qualquer mudança na po- tência do motor causará uma mudança corres- pondente no efeito do torque. Quanto maior a potência do motor , maior o efeito do torque. Uma vez que não haja potência do motor, sendo suprida para o rotor principal durante a autoro- tação, não haverá, também, reação de torque durante a auto-rotação. A força que compensa o torque e proporciona o controle direcional, pode ser produzida por um rotor auxiliar, localizado na cauda. .Esse rotor auxiliar, geralmente chamado de rotor de cauda ou rotor antitorque, produz empuxo na direção oposta à reação de torque desenvolvida pelo rotor principal (figura 13-33). Pedais na cabine de comando permitem ao piloto aumentar ou diminuir o empuxo no rotor de cauda, como necessário, para neutralizar o efeito de torque. Outros métodos de compensação do tor- que e de se prover controle direcional estão ilus- trados na figura 13-33. A centrifugação do rotor principal de um helicóptero atua como um giroscópio. Como tal, ele tem as propriedades da ação giroscópica, uma das quais, a precessão. 13-25 Figura 13-38 Ação do ângulo de batimento (plano vertical). No vôo para frente, considerando que o passo da pá permanece constante, o aumento de sustentação na pá que avança, provoca o levantamento da pá, aumentando o ângulo de ataque, uma vez que o vento relativo irá mudar da direção horizontal para baixo. A redução da sustentação na pá que recua causará a queda da pá, aumentando o ângulo de ataque devido à troca do vento relativo, da direção horizontal para a direção para cima. A combinação do ângulo de ataque reduzido na pá que avança e o ângulo de ataque aumentado na pá que recua pela ação do ângulo de batimento, tende a equalizar a sustentação sobre as duas metades do disco do rotor. O deslocamento da pá para cima é conseqüência da força centrífuga, a qual tende a arrancar a pá do cubo e da força de sustentação que tende a levantar a pá sobre sua articulação. Na medida em que as pás sobem, elas deixam seu plano desenvolvido momentaneamente. Em conseqüência, a ponta da pá que está "batendo" deve percorrer uma distância maior. Dessa forma, ela tem que atingir maior velocidade pôr uma fração de segundo, de forma a acompanhar as outras pás. A ação de batimento da pá, cria uma condição de desbalanceamento, resultando em vibração. Para evitar essa vibração, braços de arrasto (figura 13-39) são incorporados para permitir o movimento de vaivém no plano horizontal. Figura 13-39 Ação do braço de arrasto. Com as pás livres para se movimentarem no eixo de arrasto, uma condição de desbalance- amento é criada, uma vez que o C.G. (Centro de Gravidade) não irá permanecer fixo, mas sim se mover em volta do mastro. Esse movimento do C.G. causa vibração excessiva. Para amortecer as vibrações, amortecedores hidráulicos limitam o movimento das pás sobre o braço de arrasto. Esses amortecedores também tendem a manter o relacionamento geométrico das pás. Um rotor que permite o movimento in- dividual das pás em relação ao cubo, tanto no plano vertical quanto horizontal, é chamado de rotor articulado. Os pontos de articulação e direção do movimento, ao redor da articulação, estão ilustrados na figura 13-40. Figura 13-40 Cabeça de rotor articulado. Num sistema bi-pá, as pás batem como uma só unidade. Enquanto a pá que avança bate para cima devido ao aumento de sustentação, a pá que recua bate para baixo, devido à redução da sustentação. A mudança no ângulo de ataque em cada pá produzida por esse fato, tende a equalizar a sustentação sobre as duas metades do disco do rotor. A posição do controle cíclico de passo no vôo para frente, também causa diminuição do ângulo de ataque na pá que avança, e um au- mento do ângulo de ataque na pá que recua. Isso, somados ao batimento das pás equaliza a sustentação sobre as duas metades do disco do rotor. Formação de cones A formação de cone (figura 13-41) é uma espécie de dobramento das pás para cima, causada pela combinação das forças de sustentação e centrífuga. Antes da decolagem, 13-26 as pás giram em um plano aproximadamente perpendicular ao mastro do rotor, uma vez que a força centrífuga é a maior força atuando sobre elas. Quando é realizada uma decolagem ver- tical, duas grandes forças estão agindo ao mesmo tempo. A força centrífuga atuando perpendicularmente ao mastro do rotor e a força de sustentação, atuando paralelamente ao mastro. Figura 13-41 Cone nas pás. O resultado da ação dessas duas forças, é que as pás assumem uma forma cônica, ao invés de permanecerem no plano perpendicular ao mastro. A formação de cone resulta em um ar- queamento das pás em um rotor semi-rígido; em um rotor articulado, as pás assumem um ângulo para cima, através do movimento ao redor da articulação. Efeito solo Quando um helicóptero está num vôo pairado, próximo ao solo, as pás do rotor afas- Tam o ar descendente através do disco, com ve- locidade superior àquela com que ele é capaz de escapar debaixo do helicóptero. Isso produz um denso colchão de ar entre o solo e o helicóptero (figura 13-42). Figura 13-42 Efeito de solo. Esse colchão de ar mais denso é chamado de efeito solo e ajuda na sustentação do helicóptero durante o vôo pairado. Ele geralmente é efetivo a uma altura de aproximadamente metade do diâmetro do disco do rotor. A aproximadamente 3 a 5 milhas por hora em relação ao solo, o helicóptero deixa o colchão. Auto-rotação Auto-rotação é o termo usado para a condição de vôo durante o qual não há forneci- mento de potência do motor, e o rotor principal é acionado apenas pela ação do vento relativo. A transmissão do helicóptero ou trem de potência é projetado, de forma que o motor, quando para, é automaticamente desengajado do sistema do rotor principal, para permitir que este gire livremente na sua direção original. Quando a potência do motor está sendo suprida para o rotor principal, o fluxo de ar é para baixo, através do rotor. Quando a potência do motor não está sendo suprida para o rotor principal, ou seja, quando o helicóptero está em auto-rotação, o fluxo de ar do rotor é para cima. É esse fluxo de ar para cima que faz com que o rotor continue girando após a falha do motor. A parte da pá do rotor que produz as forças, que fazem com que o rotor gire, quando o motor não está mais suprindo potência para o rotor, é aquela entre aproximadamente 25% e 70% do raio, a partir do centro. Essa parte é freqüentemente chamada de "região de aciona- mento ou de auto-rotação". Forças aerodinâmicas, ao longo dessa parte da pá, tendem a aumentar a rotação delas. Os 25% da parte interna da pá do rotor, chamada de "região de estol", opera acima do ângulo máximo de ataque (ângulo de estol), contribuindo dessa forma com pouca sustentação, porém considerável arrasto, o qual tende a diminuir a rotação da pá. Os 30% para a extremidade da pá do rotor são conhecidos como "região de propulsão". As forças aerodinâmicas nessa região resultam numa pequena força de arrasto, a qual tende a retardar a porção da ponta da pá. As regiões aerodinâmicas, como descritas acima, são para auto-rotações verticais. 13-27 Durante o vôo para frente em auto- rotação, essas regiões são deslocadas através do disco do rotor para a esquerda. A R.P.M. do rotor estabiliza quando as forças auto-rotativas (empuxo) da "região de propulsão" e as forças auto-rotativas (arrasto) da "região acionada" e a "região de estol" são iguais. A velocidade para frente durante a desci- da em auto-rotação, permite que o piloto incline o disco do rotor para trás, causando assim uma curva suave. A sustentação adicional induzida, criada por um volume maior de ar, momentane- amente retém a velocidade para frente, bem como a descida. O volume maior de ar atuando sobre o disco do rotor, normalmente aumenta a R.P.M. do rotor durante o arredondamento de planeio. Na medida em que a velocidade para frente e a de descida se aproximam de zero, o fluxo de ar para cima praticamente cessa e a R.P.M. do rotor outra vez diminui; o helicóptero se precipita com uma razão ligeiramente aumen- tada, porém com velocidade para frente reduzi- da. O arredondamento permite que o piloto faça um pouco de emergência em lugar definido, com pouca ou nenhuma rolagem ou derrapagem. Eixos de vôo do helicóptero Quando um helicóptero faz uma manobra no ar, sua atitude em relação ao solo se altera. Essas mudanças são descritas com referência aos três eixos de vôo (figura 13-43): (1) Vertical, (2) Longitudinal e (3) Lateral. O movimento em torno do eixo vertical produz guinada, uma oscilação do nariz (ou mu- dança de direção) para a direita ou para a esquerda. Isso é controlado pelo pedal. Os diversos métodos de obtenção do controle direcional foram discutidos anteriormente nessa seção. O movimento em torno do eixo longitu- dinal é chamado de rolagem. Esse movimento é efetuado movimentando-se o controle cíclico de passo para a direta ou para a esquerda. O controle cíclico de passo é similar ao manche de uma aeronave convencional. Ele atua por meio de articulações mecânicas (figura 13-44) para mudar o passo de cada pá do rotor principal durante um ciclo de rotação. Figura 13-43 Eixos de vôo. Figura 13-44 Mecanismo de controle do passo cíclico. A rapidez com que as pás do rotor giram, cria uma área de disco que pode ser inclinada em qualquer direção, com respeito à sustentação do mastro do rotor. O movimento horizontal é controlado pela mudança de direção da inclinação do rotor principal, para produzir uma força na direção desejada. O movimento em torno do eixo lateral produz o levantamento ou abaixamento do nariz. Esse movimento é conseguido através do controle cíclico de passo, para frente ou para trás. O controle de passo coletivo (figura 13- 45) varia a sustentação do rotor principal, 13-30 Os efeitos da compressibilidade não es- tão limitados às velocidades de vôo à velocidade do som ou acima desta. Uma vez que qualquer avião é construído com forma aerodinâmica, o ar acelera e desacelera ao redor dessas formas e alcança velocidades locais acima da velocidade de vôo. Assim, uma aeronave pode experimentar efeitos de compressibilidade em velocidades de vôo bem abaixo da velocidade do som. Uma vez que é possível ter fluxos tanto subsônicos quanto supersônicos na aeronave ao mesmo tempo, é melhor definir o regime exato de vôo. Esses regimes são definidos como se segue: (1) SUBSÔNICO - Vôo com número de Mach abaixo de 0,75. 2) TRANSÔNICO - Vôo com número de Mach entre 0,75 e 1,20. (3) SUPERSÔNICO - Vôo com número de Ma- ch entre 1,20 e 5,00. (4) HIPERSÔNICO - Vôo com número de Ma- ch acima de 5,00. Enquanto os números de Mach do vôo, usados para definir esses regimes, são aproximados, é importante avaliar os tipos de fluxo existentes em cada área. No regime subsônico, existem fluxos subsônicos de ar em todas as partes da aeronave. No regime transônico, o fluxo sobre os componentes da aeronave é parcialmente subsônico e parcialmente supersônico. Nos regimes supersônico e hipersônico existe fluxo supersônico sobre todas as partes da aeronave. Naturalmente, nos vôos supersônico e hipersônico, algumas partes da camada limite são subsônicas, porém o fluxo predominante ainda é supersônico. Diferença entre os fluxos subsônico e supersônico Em um fluxo subsônico, toda molécula é mais ou menos afetada pelo movimento de todas as outras moléculas, em todo o campo do fluxo. Em velocidades supersônicas, uma molécula de ar pode influenciar apenas aquela parte do fluxo contido no cone Mach, formado atrás daquela molécula. As diferenças peculiares entre os fluxos subsônicos e supersônicos podem ser vistas melhor, considerando o fluxo de ar num tubo fechado de contração e expansão, conforme representado na figura 13-49. Figura 13-49 Comparação dos fluxos subsônico e supersônico através de um tubo fechado. Figura 13-50 Fluxos de alta velocidade. Ao contrário do fluxo subsônico, um flu- xo de ar supersônico acelera ao longo de um tubo de expansão, provocando a rápida queda da densidade do ar, para compensar os efeitos combinados do aumento de velocidade e aumento da área secional. Ao contrário do fluxo subsônico, um fluxo de ar supersônico desacelera ao longo de um tubo de contração, causando a rápida queda da densidade do ar, para compensar os efeitos combinados da queda de velocidade e redução da área secional. Para clarear esses pontos fundamentais, a figura 13-50 relaciona a natureza dos dois tipos de tubos. Um entendimento das figuras 13-49 e 13-50 é essencial para quem pretende entender os fundamentos do fluxo supersônico. 13-31 Exemplos típicos de fluxo supersônico Com fluxo supersônico, todas as mudan- ças na velocidade, pressão, temperatura, densi- dade e direção de fluxo acontecem repentina- mente e em curta distância. As áreas de mudan- ças são distintas, e os fenômenos causadores da mudança são chamados de formações de ondas. Todas as ondas de compressão ocorrem abruptamente e são dissipadoras de energia. As ondas de compressão são familiarmente conhecidas como ondas de choque. Ondas de expansão resultam na transição de fluxos brandos e, não são perdas de energia, como as ondas de choque. Três tipos de ondas podem ocorrer num fluxo supersônico: (1) ondas de choque oblíquas (compressão em ângulo inclinado); (2) onda de choque normais (compressão em ângulo reto); e (3) ondas de expansão. A natureza da onda depende do número de Mach, da forma do objeto causador da mudança de fluxo e da direção do fluxo. Um fluxo de ar passando através de uma onda de choque oblíqua, passa pelas seguintes mudanças: 1) O fluxo de ar é diminuído. Tanto o número de Mach quanto a velocidade atrás da onda são reduzidos, mas o fluxo é ainda supersônico. 2) A direção do fluxo é mudada de forma que irá seguir paralela à nova superfície. 3) A pressão estática atrás da onda é aumentada. 4) A temperatura estática atrás da onda é au- mentada (ocorrendo o mesmo com a velocidade local do som); 5) A densidade do fluxo de ar atrás da onda é aumentada; 6) Parte da energia disponível do fluxo de ar (indicada pela soma das pressões estática e dinâmica) é dissipada por conversão em energia calorífica indisponível. Assim, a onda de choque é dissipação de energia. Onda de choque normal Se um objeto despontado é colocado num fluxo de ar supersônico, a onda de choque formada é desprendida do bordo de ataque. O desprendimento da onda também ocorre quando uma borda, ou ângulo de meio cone, excede um valor crítico. A figura 13-51 mostra a formação de uma onda de choque normal, dos dois casos acima. Sempre que uma onda de choque se forma, perpendicular ao fluxo livre, é chamada normal (ângulo reto), e o fluxo, imediatamente atrás da onda, é subsônico. Não importa quão intenso o número de Mach do fluxo livre possa ser; o fluxo diretamente atrás de uma onda de choque normal é sempre subsônico. De fato, quanto maior o número de Mach do fluxo livre supersônico (M) na frente da onda de choque normal, menor o número de Mach subsônico atrás da onda. Por exemplo, se M1, for 1,5, M2 será 0,7; enquanto que se M1 for 2,6, M2 será apenas 0,5. Figura 13-51 Formação de onda de choque normal com onda desprendida. Uma onda de choque normal se forma imediatamente na frente de qualquer objeto relativamente despontado num fluxo de ar supersônico, diminuindo esse fluxo para subsônico, de forma que o fluxo possa sentir a presença do objeto sem ponta e, assim, fluir em volta dele. Uma vez passado o nariz, o fluxo de ar pode permanecer subsônico ou pode acelerar de novo para supersônico, dependendo da forma do nariz e do número de Mach do fluxo livre. Uma onda normal pode ser formada quando não houver objeto no fluxo supersônico. Acontece que sempre que um fluxo de ar super- sônico é diminuído para subsônico, sem uma troca de direção, uma onda de choque normal se forma na fronteira entre as regiões supersônicas e subsônicas. É, devido a isso, que os aviões en- contram efeitos de compressibilidade antes de velocidades sônicas. A figura 13-52 ilustra a maneira na qual um aerofólio em grandes velocidades subsônicas tem velocidade de fluxo local super- sônica. Na medida em que o fluxo supersônico local se move para trás, uma onda de choque normal se forma para que o fluxo possa retornar 13-32 para subsônico e reunir o fluxo livre subsônico no bordo de fuga sem descontinuidade. A transi- ção do fluxo subsônico para o supersônico é branda, e não é acompanhada pelas ondas de choque se a transição for feita gradualmente com a superfície lisa. A transição do fluxo de supersônico para subsônico, sem troca de dire- ção, sempre forma uma onda de choque normal. Um fluxo de ar supersônico, que passa por uma onda de choque normal, experimenta as seguintes mudanças: Figura 13-52 Formação de onda de choque normal sobre um aerofólio num fluxo de ar supersônico. 1) O fluxo é diminuído para subsônico. O nú- mero de Mach local atrás da onda é aproximadamente igual a recíproca do número de Mach adiante da onda. Por exemplo, se o número de Mach à frente de uma onda é 1.25, o número de Mach do fluxo atrás da onda é cerca de 0.8 (mais exatamente 0.81264). 2) A direção do fluxo imediatamente atrás da onda é inalterada. 3) A pressão estática atrás da onda é significantemente aumentada. 4) A temperatura estática atrás da onda é significantemente aumentada (e, assim, a velocidade local do som). 5) A densidade do fluxo de ar atrás da onda é significantemente aumentada. 6) A disponibilidade de energia do fluxo de ar (indicado pela soma das pressões dinâmica e estática) é significantemente reduzida. A onda de choque normal é muito dissipadora de energia. Onda de expansão Se um fluxo de ar for desviado do seu caminho normal, uma onda de expansão será formada. Figura 13-53 Formação de onda de expansão. O fluxo em uma quina canto, mostrado na figura 13-53, não causa mudança brusca, exceto no próprio canto e, assim, não é de fato uma onda de choque. Um fluxo de ar supersônico que passa através de uma onda de expansão, passa pelas seguintes mudanças: 1) O fluxo supersônico é acelerado. A veloci- dade e o número de Mach atrás da onda são maiores. 2) A direção do fluxo é alterada de forma que o fluxo de ar segue paralelo à nova superfície, uma vez que não ocorre separação. 3) A temperatura estática atrás da onda diminui. 4) A temperatura estática atrás da onda diminui (e com isso a velocidade local do som diminui). 5) A densidade do fluxo de ar atrás da onda diminui. 6) Uma vez que o fluxo se altera de maneira gradual, não há choque nem perda de energia no