FORÇAS QUE ATUAM EM UM AVIÃO EM VÔO
PESO(W)
SUSTENTAÇÃO(L) SUSTENTAÇ ÃO(L)
ARRASTO(D)
TRAÇÃO- empuxo(T)
No vôo reto horizontal essas 4 forças se anulam, arrasto é igual à tração e o p eso é igual à sustentação (avião de instrução L e D não ultrapassam 10:1) PESO – PESO – Considera-se o peso total do avião concentrado num ponto denominado CG. SUSTENTAÇAO – SUSTENTAÇAO – Componente da RESULTANTE RESULTANTE AERODINÂMICA (p5) perpendicular ao vento relativo!!!
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 qu e no intradorso, temos pressão menor em cima, gerando a sustentação.
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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 de Curvatura (3) - é uma linha eqüidistante ao extradorso e ao intradorso. A linha de corda liga as extremidades da Linha Média de Curvatura. Cu rvatura.
* 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 propri edades 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.
* 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 incidência λ – Linha da CORDA e o EIXO LONGITUDINAL LONGITUDINAL do avião. Ângulo de Ataque α – É o ângulo formado pela CORDA com o vento relativo. Ângulo de Atitude Atitude (pitch) θ – Ângulo formado pelo EIXO LONGITUDINAL com o horizonte.
FORÇAS AERODINÂMICAS ENVOLVIDAS NO PERFIL, E TIPOS DE PERFIL . RESULTANTE AERODINAMICA – É dividida em duas componentes!!! 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 permanece no mesmo lugar!!!
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 SUSTENTAÇÃ SUSTENTAÇÃO!!!!!!!!!!!!!! O!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! !!!!!!!!!!!!!! (cai na prova) prova) 1- Quando o ângulo de ataque for positivo, a sustentação será positiva em qualquer perfil. 2- O ângulo de ataque é nulo n ulo 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 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.
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 esta prestes a se iniciar no extradorso, isso ocorre quando o perfil atinge o ÂNGULO CRITICO ou (ângulo de estol, ângulo de sustentação 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, 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 – sustentação – PARASITA 2- Associado com a produção de sustentação – sustentação – INDUZIDO
PARASITA – É o arrasto de todas as partes do avião que não produzem sustentação, o fabricante determina a área plana equivalente.
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
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FLAPES Flape é um dispositivo hipersustentador que serve para aumentar a curvatura ou o arqueamento 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 – POUSO – Além de permitir menor velocidade v elocidade ele possibilita a descida com um ângulo de planeio maior FLAPE E ÂNGULO DE ESTOL – 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)
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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.
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. h élice.
PASSOS DA HÉLICE. Menos torcida---- passo mínimo---- decolagem d ecolagem 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 sustentação é máximo!!!!!!
Velocidade Máxima – Máxima – É a maior possível em vôo horizontal. Velocidade de Máximo Alcance – Alcance – É a velocidade que permite voar a maior distância possível com dada quantidade qu antidade de combustível. Velocidade de Máxima Autonomia – Autonomia – Permite voar o máximo de tempo possível po ssível com dada quantidade de combustível. (utilizada em esperas holding). holding). Velocidade Mínima – 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. h orizontal.
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!!!!!!!! recolhidos!!!!!!!! 2 – Peso não influi no alcance do vôo, porém aumenta a velocidade de planeio e a razão de descida!!!!!!! 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 d e descida, porem torna o planeio mais rápido aumentado a VA e a Razão de Descida!!!!!!
Velocidade de Melhor Planeio – Planeio – Também chamada de Velocidade de menor afundamento, afundamento, é a velocidade que possibilita ao avião planar a maior distancia possível. Velocidade de menor razão de descida – 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 – Subida – Ângulo formado entre a trajetória e a linha do horizonte. Razão de Subida – Subida – Será tanto maior quanto maior for à diferença entre POTÊNCIA ÚTIL e POTÊNCIA NECESSÀRIA.
TIPOS DE SUBIDA
VELOCIDADE DE MÀXIMA RAZÃO DE SUBIDA - Velocidade a qual o avião ganha altura o mais rápido possível (com velocidade). Menos peso!!!!!!!!! Menos altitude!!!!!!!!!! Alta potência disponível!!!!!!!!!! Pequena área de asa!!!!!!!!!!!!!!
VELOCIDADE DE MÁXIMO ÂNGULO DE SUBIDA – SUBIDA – O avião sobe com o maior ângulo (ganha altura mais rápido e sobe mais devagar, li vrar obstáculos). Menos peso!!!!!!!!!!!!! Menos altitude!!!!!!!!!!! Alta potência disponível!!!!!!!! Grande área de asa!!!!!!!!!!!!
PERFORMANCE DE SUBIDA – SUBIDA – Peso maior reduz a performance de subida (altitude densidade também),
TETO PRATICO OU TETO DE SERVIÇO – SERVIÇO – É a altitude onde a razão de subida máxima é igual a 100ft/m ou 0,51m/s!!!!!!!!!!!!!!!!!
TETO ABSOLUTO – ABSOLUTO – É a altitude onde a razão de subida máxima é nula!!!!!!
VENTO DE CAUDA – CAUDA – Diminui gradiente de subida VENTO DE PROA – PROA – Aumenta Gradiente
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 p iloto 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 – 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 – DERRAPAGEM – Causada pela inclinação insuficiente das asas, devido à força centrípeta insuficiente 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 – CURVA – A velocidade de estol é maior na curva!!!!!
SUPERFICIES DE COMANDO
EIXO VERTICAL (GUINADA) – (GUINADA) – LEME EIXO LONGITUDINAL (ROLAMENTO) – (ROLAMENTO) – AILERONS EIXO LATERAL (ARFAGEM) – (ARFAGEM) – PROFUNDOR
COMPENSADORES – Diminui a força nos comandos, tiram tendências indesejáveis, 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 – 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.
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
FATOR CARGA NAS CURVAS – 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 – RAJADAS – Reduzir a velocidade para velocidade de manobras (Vo) FATOR CARGA NAS RECUPERAÇÕES – RECUPERAÇÕES – Após mergulho por: Velocidade elevada, a asa tem que suportar o peso e a força centrípeta.
ESTOL DE VELOCIDADE – 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, continuamente, o piloto deve evitar esse limite, e só atingir se for absolutamente necessário. FATOR DE CARGA ULTIMA – ULTIMA – É 50% acima do fator de carga limite, só deve ser usado em caso de extrema urgência. VELOCIDADE DE MANOBRAS – 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.
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 Temperatura .Pista em Declive
.Vento de Proa .Ar Seco
POUSO CONDIÇÕES IDEIAIS DE POUSO .Baixa Altitude. Baixa Temperatura Temperatura .Pista em Aclive .Vento de Proa .Ar Seco
ESTABILIDADE LONGITUDINAL TIPOS DE EQUILIBRIO: Estável – Estável – tende a voltar ao equilíbrio Instável – Instável – tende a afastar-se do Equilíbrio Indiferente – 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 u ma 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 – Estável – volta ao equilíbrio e logo se estabiliza com 1 ou 2 oscilações 2- Dinamicamente Instável – Instável – Tende a voltar ao equilíbrio muito fortemente, por isso as oscilações o scilações aumentam. 3- Dinamicamente Indiferente – Indiferente – Tende a voltar ao equilíbrio, mas sempre ultrapassa oscilando sem parar.
ESTABILIDADE LATERAL
FATORES DA ESTABILIDAD LATERAL!!!! a) b) c) d) e)
DIEDRO ENFLECHAMENTO EFEITO QUILHA EFEITO FUSELAGEM DISTRIBUIÇÃO DE PESOS
DIEDRO – DIEDRO – Positivo aumenta a estabilidade lateral. Negativo diminui a estabilidade lateral.
ENFLECHAMENTO – ENFLECHAMENTO – Positivo tende a ser estável. Negativo tende a ser instável.
EFEITO QUILHA – 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 – PESO – Asa alta a fuselagem como um pendulo melhora a estabilidade. Asa baixa a fuselagem aumenta o desequilíbrio desequilíb rio reduzindo a estabilidade
ESTABILIDADE DIRECIONAL Basicamente 2 fatores a) ENFLECHAMENTO b) EFEITO QUILHA
PARAFUSO
a) TORQUE DO MOTOR – 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 INCIDÊNCIAS DIFERENTES – 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 – Curvas muito inclinadas proporcionam baixa sustentação, com isso a glissada resultante e o efeito de diedro farão o avião entrar em parafuso.
RECUPERAÇÃO – RECUPERAÇÃO – Inicialmente interromper interromper a rotação com o pedal contrario ao da rotação, a seguir, deverá sair do mergulho, puxando o manche progressivamente!!!!
PARAFUSO CHATO – 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
d) e) f) g)
Pedal contrário a rotação Neutralizar o profundor Ao cessar a rotação, neutralize o pedal Recuperar do mergulho puxando o manche progressivamente 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!!!!!! 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 – 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!!!!!!!!
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, velocidade, surgira uma ONDA DE CHOQUE sobre 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!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! CRITICO!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!. !!!!!!!!!.
O numero de MACH critico do aerofólio B é 0.85, pois po is 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.!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!
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 – SUBSÔNICOS – voam abaixo do Numero de Mach Critico. b) Aviões TRANSÔNICOS – TRANSÔNICOS – voam acima do Numero de Mach Crítico porém abaixo de Mach1 c) Aviões SUPERSÔNICOS 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 d a 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.
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 p or si só gera sua própria sustentação, "puxando" "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 estabilizador horizontal, tornando-o inefetivo. Com isso, a onda de choque fica mais forte e vai jogar o CP mais para trás, fazendo f azendo a aeronave picar (devido a posição do CoG ao longo da MAC), podendo ficar em uma atitude irrecuperável. 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 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 pro cesso 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!!!!!!!!
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 n o 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 p roduzindo estol. Para evitar esse fenômeno são usadas BARREIRAS CHAMADAS WING FENCES!!!!!! DEFLEXÃO AEROELÁSTICA AEROELÁSTICA DAS PONTAS – 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!!!!!
