Introdução ao Projeto de Aeronaves. Aula 24 Estabilidade Lateral Estática e Controle Lateral

Aeronaves

Aula 24 –Estabilidade Lateral Estática e

Controle Lateral

Tópicos Abordados

Análise de Estabilidade Lateral Estática.

Princípios do Controle Lateral.

Dicas para Análise de Estabilidade

Estabilidade Lateral Estática

Uma aeronave possui estabilidade lateral estática quando um

momento restaurador for criado sempre que suas asas saiam de uma

condição nivelada. Também para os critérios de estabilidade lateral,

são empregados coeficientes adimensionais onde se avalia a

variação do coeficiente de momento C

ao redor do eixo longitudinal

da aeronave em função do ângulo

β

de inclinação das asas

provocado pela perturbação sofrida.

Para que uma aeronave seja lateralmente estável é necessário que o

coeficiente angular da curva de momento lateral em função do ângulo

de inclinação das asas seja levemente negativo, assim, tem-se que:

0

<

=

β

C

d

dC

Análise Gráfica da Estabilidade Lateral

A figura apresentada a seguir mostra graficamente a condição necessária

Influência do Ângulo de Diedro

Basicamente o momento de rolamento originado em uma aeronave quando em

uma situação de desequilíbrio de alinhamento nas asas depende de alguns fatores como o ângulo de diedro, o enflechamento da asa, da posição da asa em relação à fuselagem (alta, média ou baixa) e da superfície vertical da empenagem.

Dentre esses fatores, a maior contribuição para a estabilidade lateral estática

advém do ângulo de diedro, que representa o ângulo formado entre o plano da asa e um plano horizontal, caso a ponta da asa esteja em uma posição acima da raiz o ângulo de diedro é considerado positivo, e, caso a ponta da asa se encontre abaixo da raiz o diedro é considerado negativo. A figura mostra a configuração de diedro positivo e negativo.

Considerações Sobre o Diedro

Normalmente em aeronaves de asa baixa ou média é utilizado o

ângulo de diedro positivo, pois o mesmo contribui sensivelmente

para aumentar a estabilidade lateral da aeronave. Aeronaves de

asa alta também podem possuir diedro, porém em muitos casos

não é necessário, pois como o CG da aeronave se encontra

localizado abaixo da asa, a própria configuração de fixação na

fuselagem já proporciona estabilidade à aeronave.

Ângulos de diedro negativo são utilizados em poucos casos e

geralmente em aeronaves de asa alta quando a mesma é muito

estável como forma de melhorar a controlabilidade da mesma.

Não se aconselha o uso de diedro negativo em aeronaves de asa

baixa, pois pode ocasionar em uma perda de estabilidade lateral

da mesma.

Contribuição do efeito de interferência

fuselagem-asa na estabilidade lateral

Quando uma aeronave sofre uma perturbação

que desloque suas asas de uma posição de

equilíbrio nivelado, uma componente do vento

relativo passa a atuar ao longo do eixo lateral

da mesma (eixo y), ou seja, devido ao

deslocamento lateral da aeronave, cria-se uma

componente de velocidade atuando na

superfície

lateral

da

aeronave.

Essa

componente flui através da fuselagem e das

asas, provocando uma mudança na força de

sustentação gerada em cada asa.

Análise do Escoamento

O resultado da variação da força de sustentação nas asas da aeronave é a criação

de um momento de rolamento na aeronave que tende a trazer a mesma novamente para sua posição de equilíbrio com asas niveladas ou então afastá-la cada vez mais da posição de equilíbrio. Devido ao escoamento lateral sobre a aeronave, no caso de um avião de asa alta, a asa pela qual o escoamento passa primeiro experimenta um escoamento induzido para cima (upwash) que tende a aumentar a força de sustentação, a asa pela qual se dá a fuga do escoamento fica submetida a um escoamento induzido para baixo (downwash) e, assim, uma menor força de sustentação é criada, provocando desse modo um momento de rolamento devido ao desbalanceamento da força de sustentação entre as duas asas, esse momento possui a tendência estabilizadora na aeronave.

Para o caso de uma aeronave de asa baixa, o processo é o inverso e, assim, a asa

pela qual o escoamento passa primeiro experimenta um escoamento induzido para baixo (downwash) que tende a reduzir a força de sustentação, a asa pela qual se dá a fuga do escoamento fica submetida a um escoamento induzido para cima (upwash) e, assim, uma maior força de sustentação é criada, provocando desse modo um momento de rolamento devido ao desbalanceamento da força de sustentação entre as duas asas, esse momento possui a tendência desestabilizadora na aeronave, e, desse modo, o ângulo de diedro positivo é fundamental para se ter estabilidade lateral na aeronave.

Representação Gráfica

A figura apresentada a seguir mostra a situação comentada para os

Modelo Matemático

A metodologia para se estimar o valor de C

pode ser obtida em maiores

detalhes na obra de Pamadi, na qual o referido autor cita que para

aeronaves com asas trapezoidais ou elípticas com perfil constante ao

longo de toda sua envergadura, o valor de C

pode ser obtido de acordo

com a solução da equação apresentada a seguir.

∫

Para o caso de asas retangulares com perfil aerodinâmico constante ao

longo da envergadura, a equação se reduz a:

4

a C_lβ =−Γ⋅

Nas equações,

Γ

representa o ângulo de diedro da asa, a é o coeficiente

angular da curva C

x

α

da asa, S

é a área da asa, b é a envergadura da

asa, c(y) representa a corda do perfil na estação desejada ao longo da

envergadura e y é a variável que indica a posição ao longo da

envergadura da asa que está sendo avaliada.

Gráfico Característico

Coeficiente de momento lateral em função do ângulo de desvio lateral

-0,002 -0,0015 -0,001 -0,0005 0 0,0005 0,001 0,0015 0,002 -4 -2 0 2 4

Ângulo de desvio lateral (graus)

C o ef ic ie n te d e m o m en to la te ra l

Controle Lateral

Na grande maioria das aeronaves, o dispositivo utilizado para o controle

de rolamento é o aileron, esse mecanismo é caracterizado por superfícies

similares a um flape localizados geralmente no bordo de fuga e próximo

das pontas das asas como pode ser observado na figura.

Os ailerons são defletidos em sentidos opostos um ao outro como forma

de se produzir o momento de rolamento na aeronave, ou seja, caso o

aileron da asa direita seja defletido para baixo, o aileron da asa esquerda

será defletido para cima e vice-versa.

Influência da Deflexão dos Ailerons

Em uma condição de vôo com ângulo de ataque positivo, a asa na qual o

aileron é defletido para baixo sofre um aumento do arqueamento do perfil

e consequentemente um acréscimo na força de sustentação local é criado

na região de deflexão do aileron, já para a asa cujo aileron é defletido

para cima ocorre uma redução da força de sustentação local, e, devido a

esse desbalanceamento de forças entre as asas, um momento de

rolamento é gerado ao redor do eixo longitudinal da aeronave.

O efeito da deflexão dos ailerons na força de sustentação das asas é

Modelo Matemático

∫

⋅

⋅

⋅

⋅

⋅

⋅

=

)

(

2

c

y

y

dy

b

S

C

C

τ

∫

_

⋅

⋅











⋅











 −

+

⋅

⋅

⋅

⋅

⋅

⋅

=

2

1

1

2

y

y

dy

b

c

b

S

C

C

τ

δ

λ

Nesta seção são citados alguns pontos que são de fundamental importância para

uma análise adequada das características de estabilidade de uma aeronave destinada a participar da competição AeroDesign.

1) O primeiro e mais importante ponto na análise de estabilidade é a determinação

da posição do centro de gravidade da aeronave, pois praticamente todos os conceitos necessários para a determinação das qualidades de estabilidade de uma aeronave dependem diretamente da posição do CG.

2) Determinar e traçar o gráfico da variação do coeficiente de momento longitudinal

em função do ângulo de ataque para a aeronave completa.

3) Calcular a posição do ponto neutro e determinar qual a margem estática da

aeronave.

4) Determinar os batentes positivo e negativo para a deflexão do profundor,

responsáveis pelo controle longitudinal da aeronave.

5) Determinar e traçar o gráfico da variação do coeficiente de momento direcional

em função do ângulo de derrapagem para a aeronave completa.

6) Determinar e traçar o gráfico da variação do coeficiente de momento lateral em

função do ângulo de derrapagem para a aeronave completa.

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