3.5.3 “FAMÍLIA” NACA DE 6 DÍGITOS

Uma das famílias NACA mais utilizadas é a “série seis”, desenvolvida durante a Segunda Guerra Mundial. Nesta família estão os aerofólios projetados para que o sobre eles escoamento seja laminar ao longo de 30 a 40% da corda (“laminar flow airfoils”). Um exemplo é o NACA 662-215. Nesse caso, o primeiro dígito identi- fica a série (escoamento laminar). O segundo dígito indica a posição da pressão mínima, com relação ao bordo de ataque, em décimos da corda, para uma distribuição de espessura simétrica com sustentação nu- la. O terceiro dígito é o coeficiente máximo de sustentação, em décimos, enquanto que o quarto dígito indica o coeficiente de sustentação de projeto, também em décimos. Os últimos dois dígitos representam a espes- sura máxima em centésimos de corda.

662-215

Designação da série (escoamento laminar) Local de pressão mínima (x/c ≈ 0,6)

Coeficiente máximo de sustentação para gradiente de pressão favorável (0,2)

Coeficiente de sustentação de projeto (0,2) Espessura da seção (15%)

Eventualmente, o terceiro dígito pode ser suprimido se o coeficiente máximo de sustentação coincidir com o coeficiente de sustentação de projeto:

Deve-se ressaltar que existem muitos outros tipos de aerofólios que não estão incluídos nas famílias NACA, tais como perfis Göttinger (Alemanha), TsAGI (Rússia), Roncz (Israel), RAF (Reino Unido), Wortmann, USA, NASA, Clark (USA), etc.

3.6. DINÂMICA DAS FORÇAS EM VÔO

Arrasto

Tração

Peso Sustentação

Figura 3.26: Forças que atuam em uma aeronave em vôo.

3.6.1. PESO E CENTRO DE GRAVIDADE

Todas as partes da aeronave têm peso. Se todos os pesos individuais, incluindo o da tripulação, equipamento e "peso pago" forem somados, o total será o peso total do avião. O "peso pago", tratando-se de aviões comerciais, é composto pelos passageiros, carga e bagagem.

A localização do centro de gravidade de um avião é de suma importância. Se tomarmos uma barra rígida e colocarmos ao longo dela vários pesos diferentes, poderemos suportá-la em equilíbrio por um determinado ponto, o centro de gravidade dessa barra. Haverá um certo número de pesos de cada lado e a certas distâncias do centro de gravidade. Para que esse conjunto esteja em equilíbrio é necessário que a soma dos momentos de um lado seja igual à soma dos momentos do outro lado. Em outras palavras, se tomarmos cada peso de um lado da barra e multiplicarmos seu valor pela distância que o separa do ponto de apoio teremos o momento de cada peso. A soma desses momentos deve igualar a soma dos momentos do outro braço da barra. A barra estará, então, em equilíbrio como se todos os pesos estivessem concentrados somente em um ponto, o "Centro de Gravidade" (comumente abreviado para c. g.).

Este princípio é utilizado para calcular o centro de gravidade de um avião. Cada roda é colocada numa balança, sendo que no caso de trem de pouso convencional a bequilha deve estar apoiada sobre um cavalete, a fim de deixar o avião em linha de vôo. O peso do cavalete deve ser descontado. Se o avião for pesado sem o cavalete (posição de 3 pontos), o cálculo do c.g. deve levar em consideração a inclinação (figura 3.27).

Balança Balança 6 m Cavalete 20 kgf 520 kgf 4000 kgf cada perna A B 5,647 m c.g.

Figura 3.27: Pesagem da aeronave para determinação do c.g.

Vamos supor que numa pesagem de um avião foram encontrados os seguintes dados:

Balanças dianteiras: 4.000 kgf cada uma Balança traseira (menos o cavalete): 500 kgf

Distância entre as rodas e a bequilha: 6 metros

Para calcular a localização do c.g.: Calcula-se a somatória dos momentos em relação a um determinado ponto (no caso, o ponto escolhido foi a bequilha). Divide-se este valor pela somatória das forças-peso encontradas pelas balanças. Será encontrada a distância do c.g. ao ponto de referência (neste caso, a bequilha).

(

)

5,647

500

4000

4000

6

8000

=

+

+

×

=

=

∑

∑

F

M

x

A localização do centro de gravidade é de suma importância para a segurança da aeronave. O piloto deve cuidar para que a distribuição do peso em seu avião não desloque o c.g. dos limites determinados pelo fabricante. Esses limites são especificados em termos de percentagem da Corda Média Aerodinâmica ou CMA (Mean Aerodinamic Chord - MAC), e variam de aeronave para aeronave, sendo indicados pelo fabricante. Quanto maior o peso, mais restritos são os limites para a localização do c.g. e para o comportamento da aeronave em vôo.

A localização do c.g. pode ser expressa em polegadas de um ponto de referência (datum) indicado pelo fabricante, ou em termos de porcentagem da CMA (usualmente empregado em aeronaves de grande porte).

Permitido comportamento acrobático normal para a aeronave.

Não são permitidas manobras acrobáticas com estas relações peso / c.g.

Gráfico de limites para o c.g. de uma aeronave.

3.6.2. CORDA MÉDIA AERODINÂMICA

É a corda de um aerofólio com uma localização e forma tal que seus vetores de força representam a média de todos os vetores do restante da asa.

Se não houver grandes alterações da forma dos aerofólios ao longo da asa, a Corda Média Aerodinâmica pode ser encontrada da seguinte maneira (figura 3.28) :

A B C D C’ D’ A’ B’ E F 28% CMA Limites para o c.g. a b 38% CMA

Figura 3.28: Determinação da Corda Média Aerodinâmica.

1. Traça-se uma linha que divida as cordas dos aerofólios da asa em duas partes iguais (a-b)

2. Transporta-se o comprimento da corda da ponta da asa (A-B) para a extremidade dianteira da corda do aerofólio tronco (A’-B’).

3. Transportar-se o comprimento da corda do aerofólio tronco (C-D) para a extremidade traseira do aerofólio da ponta da asa (C’-D’).

4. Traça-se uma linha unindo as duas extremidades (A’-D’).

5. No local onde esta linha cruzar a linha que divide a asa em duas partes iguais, estará localizada a Corda Média Aerodinâmica, a qual deve ser traçada paralelamente com o eixo longitudinal do avião

6. Projetando-se esta corda sobre o eixo longitudinal do avião, teremos referência para verificar se o c.g. está localizado corretamente. Por exemplo, se o fabricante indicasse que o c.g. deveria estar entre 28 e 38% da CMA, os limites seriam como mostrados na figura 28.

3.6.3. FORÇA DE SUSTENTAÇÃO

Quando um avião está estacionado, o peso ou gravidade é a única força que atua sobre ele, mas a medida que ele começa a se deslocar através do ar outras forças começam a agir. Sabemos que o movimento das asas através do ar produz sustentação e que esta força atua para cima. Já foi discutido também que a força de sustentação das asas pode ser representada por um vetor, o qual tem o ponto de apoio no centro de pressão (C.P.).

Portando, a gravidade ou peso, através do centro de gravidade, e a sustentação através do centro de pressão, são as forças que atuam verticalmente no avião quando este está em vôo. Estas duas forças devem ser iguais uma à outra, a fim do avião se manter em vôo nivelado. Se a sustentação aumentar, o avião subirá e se diminuir, em relação à gravidade o avião descerá.

3.6.4. FORÇA DE RESISTÊNCIA AO AVANÇO

Cada parte do avião que está exposta ao ar produz alguma resistência ao avanço quando o avião está se deslocando. A resistência produzida pelas partes do avião que não contribuem para a sustentação, é chamada RESISTÊNCIA PARASITA AO AVANÇO. Vários fatores contribuem para a resistência parasita. Em primeiro lugar temos a FRICÇÃO SUPERFICIAL, causada pela aderência do ar à superfície do avião. Em segundo lugar temos a resistência ao avanço devida à TURBULÊNCIA, esta causada por vórtices de ar que se formam atrás de um objeto em movimento na atmosfera (figura 3.29).

Aderência do ar à fuselagem