Na figura 33, é possível notar de maneira mais evidente, a diferença de pressão no estabilizador horizontal entre os lados de atuação do leme. Outro dado interessante é a forma do perfil de baixa pressão sobre as asas, mais evidenciado nesta figura, e que descreve quase uma parábola no bordo de ataque.
As áreas de alta pressão nos bordos de ataque das asas e da deriva e no bordo de fuga das asas também são evidenciados nesta figura.
Figura 33 – Perfil de pressão na fuselagem
Fonte: Autor
Na figura 34 é possível verificar as pressões geradas sobre as asas pela atuação dos ailerons. Sob comando de rolagem para a esquerda, o aileron da asa esquerda ”desvia” o fluxo de ar para cima, gerando uma área de maior pressão sobre sua superfície. Isto é evidenciado pela área alaranjada. Ao mesmo tempo, como o comando é invertido, o aileron da asa direita se move direcionando o fluxo de ar para baixo, gerando sobre a superfície, uma área de baixa pressão que quase se conecta à área de baixa pressão do bordo de ataque da asa.
Figura 34 – Perfil de Pressão sobre a fuselagem
Fonte: Autor
Na figura 35, verifica-se o comando dos ailerons pelo lado da asa esquerda, onde se destaca nitidamente a área de alta pressão sobre o aileron desta asa. Este ângulo favorece também a constatação de que a atuação dos ailerons praticamente não interfere no perfil de pressão sobre a empenagem da aeronave, o que leva a dedução de que diferentemente do leme, os ailerons não induzem nenhum outro movimento na aeronave além da rolagem, movimento ao qual são destinados a executar.
A atuação dos ailerons provoca também uma mudança na forma da área de baixa pressão sobre as asas, diminuindo de um lado e aumentando do outro, o que vai se somar à diferença de pressão entre os ailerons, potencializando a rolagem.
Figura 35 – Perfil de Pressão sobre a fuselagem
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No plano da vertical sobre fuselagem da aeronave, mostrado pela figura 36, não é possível notar qualquer reação provocada pela atuação dos ailerons, o que pode ser constatado pela comparação entre este plano e o mesmo plano no modelo sem atuação de qualquer superfície de controle, apresentado na figura 25.
Figura 36 – Perfil de Pressão sobre a fuselagem
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Na figura 37, é possível notar a diferença de pressão provocada pelo aileron na parte superior e inferior da asa. O aileron, neste caso, altera o perfil aerodinâmico acentuando a curvatura e aumentando a distância a ser percorrida pelas partículas do fluido em escoamento. Este é o princípio de funcionamento de um aerofólio e a atuação do aileron, como visto na figura, potencializa este efeito.
O perfil de pressão gerado mostra os pontos ”críticos” destas áreas de baixa e alta, evidenciado pelas áreas sobre a asa com tonalidade mais azulada exatamente nas ”quebras” da suavidade das linhas de corrente, em que uma quina mais evidenciada gera esta alteração no escoamento.
Por outro lado, a parte inferior da asa, com atuação contrária do aileron,
”dificulta” a passagem do fluxo de ar, gerando uma área de alta pressão principalmente na face de contato do fluxo com o aileron. Vale ressaltar ainda a área de alta pressão do bordo de ataque.
Esta figura, quando comparada com a figura 26, mostra que a atuação dos ailerons produz uma forte mudança no perfil de pressão na ponta das asas provocando fortes reações na aeronave no sentido de rolar sobre seu eixo longitudinal. Vale ressaltar que praticamente não há reação à esta rolagem, pois a aeronave simplesmente gira sem nada que a impeça até que cesse o comando.
Figura 37 – Perfil de Pressão sobre asa direita
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Outra observação nesta comparação com a figura 26 é que sem o comando dos ailerons, onde não há descontinuidade da suavidade das linhas de corrente mais próximas à superfície, a pressão no bordo de fuga do aerofólio é mais homogênea, diferentemente deste perfil, 37, onde há uma mudança brusca da trajetória das linhas de corrente gerando este perfil de pressão.
Na figura 38 é possível notar que as áreas de pressão sobre e sob a asa não são muito diferentes. Ao se comparar esta figura com a figura 37, nota-se uma significativa diferença entre estes perfis, o que se explica pela ”forma” resultante do perfil aerodinâmico neste plano. Como nesta asa o aileron esta´ comandado par cima, ele de certa maneira ”compensa” a curvatura aerodinâmica do aerofólio, e as linhas de corrente mais próximas à superfície adquirem uma trajetória quase que em ”S”, gerando áreas de baixa pressão acima e abaixo do bordo de ataque e abaixo da asa, próximo do bordo de fuga.
Como efeito para a rolagem da aeronave, esta asa terá uma atuação menor que a asa esquerda, uma vez que a diferença de pressão entre a parte superior e inferior não é tão grande. Ainda assim, a diferença de pressão no aileron, provocará a rolagem da aeronave, com menor intensidade que a asa esquerda, mas ainda terá sua contribuição ao movimento.
Figura 38 – Perfil de Pressão sobre a asa esquerda
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Na figura 39 é possível notar a diferença de pressão entre as pontas das asas.
Este ângulo favorece uma percepção mais abrangente da atuação dos ailerons. É possível perceber que este comando provocará uma forte tendência de rolagem da aeronave, pois é nítida a diferença de pressão.
O movimento de rolagem provoca uma outra situação a ser observada. Como a sustentação gerada pela asa depende também de sua área no plano horizontal, ao se inclinar a projeção desta área diminui na proporção do ângulo de inclinação.
Lembrando que a força de sustentação deve ser maior que a força peso para que a aeronave não ”caia”. O plano de importância desta observação é o horizontal pela razão de ser a gravidade a responsável pela força peso sobre uma massa.
Figura 39 – Perfil de Pressão da parte inferior da aeronave
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Quanto maior o ângulo de inclinação da aeronave, entre zero e noventa graus, menor será a sustentação em função da diminuição da área da asa, chamada de área alar, até que com inclinação de 90°, não há projeção da área alar no plano horizontal e, portanto, não há sustentação.
Nesta situação, a força peso faz com que a aeronave descreva uma trajetória descendente até que a inclinação seja reduzida recuperando proporcionalmente a sustentação. O que pode ser visto na figura 40
Figura 40 – Projeção da área da asa em movimento de rolagem
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7 CONCLUSÕES
A exigência computacional para simulações no ANSYS foi um problema enfrentado neste trabalho.
A geometria do modelo estudado, com todos os detalhes de sua fuselagem, asas e estabilizadores, produziu um sólido com quase 1 milhão de faces. Este sólido, após 62 horas de processamento e com tamanho de elemento de 3,2 𝑐𝑚, gerou uma malha com quase 7 milhões de faces. Seria necessário um poder computacional muito superior ao disponível para trabalhar uma malha com tantas faces.
A análise dos resultados da simulação do modelo sem as superfícies de comando, serviu de parâmetro para balizar os resultados dos modelos com atuação dos comandos de voo. Comparações dos perfis de pressão sobre as mesmas áreas nas diferentes configurações de comandos mostraram as interações entre eles e os resultados que estas interações produzem no comportamento da aeronave.
Em voo planado e horizontal, a aeronave manterá esta condição até que haja incidência de alguma das superfícies de controle ou mudança do regime de aceleração, o que provocaria alteração no empuxo e consequentemente no arrasto, sustentação, velocidade relativa, etc.
As simulações do modelo com comando de aileron mostraram em termos dos perfis de pressão, que este comando não gera reações significativas nas outras superfícies de controle, atuando apenas na rolagem da aeronave, função precípua de seu funcionamento.
A análise e simulação da atuação do leme mostrou que esta é a mais complexa das quatro superfícies de comando, produzindo efeitos inclusive no perfil de pressão sobre as asas. Ficou evidente também que a área entre as asas e a deriva também sofre interferências pela atuação deste comando.
Ao alterar o fluxo de ar ao longo da deriva vertical, ele gera uma inclinação lateral que acelera uma asa em relação à outra provocando aceleração em uma e desaceleração em outra.
Este movimento altera os módulos das forças atuantes nas asas provocando inclinação da mesma com um giro em torno do eixo longitudinal. Este efeito da atuação
do leme permite o voo da aeronave sem o comando de aileron. Nesta configuração, o leme geraria a inclinação necessária à rolagem do modelo afim de se executar curvas à direita ou à esquerda.
A amplitude e a velocidade de resposta desta inclinação induzidas pelo leme logicamente seriam muito inferiores àquelas provocadas pela efetiva utilização dos ailerons, superfície de comando própria a este movimento, mas torna possível o voo de uma aeronave com limitação de um comando de voo.
A principal consequência disto é que o raio das curvas seria muito maior, mas ainda assim, capaz de direcionar a aeronave de acordo com a trajetória pretendida pelo piloto.
Este trabalho mostrou que é possível a uma aeronave projetada para voar com quatro comandos de voo, voar com três. A premissa inicial foi comprovada nas simulações, mostrando que a interação entre as superfícies de comando existe e produz efeitos sobre o voo. O comando que produz a maior interferência além daquela para a qual foi projetado é o leme. Este, produz efeitos no perfil de pressão desde a região próxima ao bordo de fuga das asas até para além da deriva da aeronave.
Como próximos passos, seria interessante aprofundar os estudos sobre o comportamento da aeronave com simulações mais completas e detalhadas. Porém para tanto, seria necessário maior poder computacional. A exemplo das malhas dinâmicas no software Fluent, que possibilitam a análise de uma trajetória do objeto estudado. Nesta análise, o software faz uma simulação completa em cada instante de tempo, definido pelo usuário, e traça uma trajetória do objeto mostrando a variação dos parâmetros escolhidos como perfil de pressão, velocidade, linhas de corrente, etc.
Uma outra possibilidade das malhas dinâmicas seria estudar o efeito da gravidade no stoll, que é a perda da sustentação, que ocorre na rolagem de uma aeronave quando o ângulo de inclinação aumenta, levando à perda de altitude descrevendo uma trajetória elíptica devido à força peso.
Seria interessante ainda, estudar outros tipos de aeronaves para verificar se o comportamento seria semelhante. Talvez um modelo acrobático apresente reações e interações entre os comandos distintas do que foi verificado no modelo estudado.
Talvez um modelo de asa baixa, por ter o alinhamento vertical das asas bem próximo do alinhamento da deriva, provoque nesta última, reações que não foram observadas no modelo estudado.
Outra maneira de enriquecer o estudo seria efetuar o voo do modelo com sensores para captação dos dados em situação real. A maior dificuldade porém, seria dispor de um ambiente controlado suficientemente grande para executar o voo de um aeromodelo.
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