Princípios de Voo Módulo #3

(1)

Princípios de Voo

Módulo #3

This project has been funded with support from the European Commission. This publication [communication] reflects the views only of the author, and the Commission cannot be held responsible for any use which may be made of the information contained therein. Project Nº.: 2017-1-PL01-KA201-038795

(2)

3. Princípios de Voo

3.1 Componentes principais

de uma aeronave

Co-funded by the Erasmus+ Programme of the European Union

w w w .lear n-fly .e u

(3)

M

ód

ul

o

#3

3. Princípios de Voo | 3.1 Componentes principais de uma aeronave

Asas Fuselagem Empenagem Trem de Aterragem Sistema de Potência Fuselagem

A Fuselagem é constituída pelo corpo central da aeronave Asas

As asas são perfis aerodinâmicos que se encontram ligados à fuselagem.

Empenagem

A Empenagem incluiu o conjunto da cauda da aeronave. Trem de Aterragem

O Trem de Aterragem é o Sistema principal de suporte da aeronave no solo.

Sistema de Potência

(4)

M

ód

ul

o

#3

3.1.1. Fuselagem | 3.1.2 Asas

Fuselagem

A fuselagem é o corpo central de uma aeronave e destina-se à acomodação da tripulação, passageiros e carga. Também prevê a ligação estrutural das asas e do conjunto da cauda.

Asas As asas são perfis aerodinâmicos ligados à fuselagem e são as superfícies principais de geração de sustentação de uma aeronave em voo. Na parte posterior das asas, ou bordos de fuga, existem dois tipos de superfície de control designados por ailerons

e flaps. Fuselagem

Pontos de ligação das asas

Conjunto da cauda

Asa Esquerda Raiz da Asa Asa Direita Ponta da Asa Ponta da Asa

Flaps Ailerons

(5)

M

ód

ul

o

#3

3.1.2. Asas| 3.1.3. Empenagem

Asas

Os componentes estruturais principais de uma asa são: longarina, nervuras e pele.

Empenagem A empenagem inclui todo o grupo da cauda e consiste em

superfícies fixas, como o estabilizador vertical e o estabilizador horizontal. As superfícies móveis incluem o leme direção, o leme de

profundidade e uma ou mais superfícies de compensar. Longarina Longarina Pele Flap Aileron Longarina Nervuras Ponta da Asa Estabilizador Vertical Leme Compensadores Leme de profundidade Estabilizador Horizontal

(6)

M

ód

ul

o

#3

3.1.4. Trém de aterragem| 3.1.5. Unidade de Potência

Trem de aterragem

O trem de aterragem é o principal suporte do avião quando estacionado, taxiando, a descolar ou a aterrar.

O tipo mais comum de trem de aterragem consiste em rodas, mas os aviões também podem ser equipados com flutuadores para operações aquáticas ou esquis para aterrar na neve.

Unidade de Potência A unidade de potência geralmente inclui o motor e a hélice. A principal função do motor é fornecer energia para rodar a hélice. Também gera energia elétrica, opera uma fonte de vácuo para alguns instrumentos de voo. O motor é coberto por uma capota ou uma nacele, que são os dois tipos

de cobertura usados. Trem de aterragem

Trem principal Roda de nariz

(7)

M

ód

ul

o

#3

3. Princípios de Voo | 3.2. As quatro forças aplicadas na aeronave

3. 2. 1. Peso | 3. 2. 2. Sustentação Quatro Forças L – Sustentação W – Peso T – Tração D – Arrasto

Em voo de cruzeiro as quatro forças devem obedecer às squações :

Sustentação = Peso Tração = Arrasto

Peso

Peso é a força que atrai a aeronave em direção à terra. É a força da gravidade agindo para baixo sobre tudo o que entra na aeronave, como a própria aeronave, tripulação, combustível e carga.

O peso pode ser definido como a massa multiplicada pela aceleração da gravidade. W= m g Sustentação Peso Arrasto Tração Peso Sustentação Sustentação

A sustentação é a força que se opõe diretamente ao peso de um avião e o

mantém no ar. A sustentação é gerada por todas as partes do avião, mas a maior parte é pelas asas.

(8)

M

ód

ul

o

#3

3. 2. 2. Lift – Perfil Aerodinâmico| Princípio de Bernoulli

Perfil Aerodinâmico

Um perfil aerodinâmico é uma superfície projetada para obter sustentação do ar através do qual ele se move.

A corda, a espessura e a forma (superfície superior e inferior) do perfil aerodinâmico são fundamentais para gerar sustentação. Geralmente a superfície superior tem uma curvatura mais pronunciada (curvatura) do que a superfície inferior.

É essa diferença nas superfícies da curvatura que gera

sustentação quando um fluido (ar) se desloca pelas superfícies do perfil.

Princípio de Bernoulli

O princípio de Bernoulli pode ser derivado do princípio de conservação de energia.

Isto afirma que, num fluxo constante, a soma de todas as formas de energia em um fluido ao longo de uma corrente é a mesma em todos os pontos dessa corrente.

Devido à curvatura da superfície superior do perfil aerodinâmico, a velocidade do ar aumenta (energia cinética) e a pressão (energia potencial) diminui.

Uma pressão mais baixa é criada na superfície superior. A diferença de pressão entre a superfície superior e a superfície inferior está relacionada à força de elevação.

Escoamento do ar Sustentação

-

-+

+

Velocidade aumenta Pressão diminui 𝑬𝒄 + 𝑬𝒑 = 𝒌 E_c Energia Cinética E_p Energia Potencial K constante Corda Espessura Bordo de ataque Bordo de fuga Extradorso e Intradorso

(9)

Equação da Sustentação

A força de sustentação L de um perfil aerodinâmico pode ser obtida através de:

𝐿 =

1

2 𝜌 𝑣

2 _{𝐴 𝑐}

𝐿

Densidade do Ar Velocidade do ar Área da Asa Coeficiente de Sustentação Escoamento do ar

L

(Sustentação)

A

ρ – Densidade do Ar (1.225 kg/m3 _{a 15oC e 1013hPa)} v – velocidade do ar (m/s)

A – Área da Superfície da asa (m2₎

CL – Coeficiente de sustentação (adimensional) L – Força de sustentação (N - Newton)

(10)

Coeficiente de Sustentação

O coeficiente CL é obtido experimentalmente. Depende da forma do perfil e do ângulo de ataque α.

O Ângulo de Ataque α (também conhecido por AoA) é o ângulo entre a corda do perfil aerodinâmico e a direção do escoamento do ar. Direção escoamento do ar

α

C

_L

0

o Ângulo de perda (aprox 150₎

(11)

A

B

C

D

Separation point Separation point M ód ul o #3 3. Princípios de Voo

3.2. As quatro forças aplicadas na aeronave

3. 2. 2. Sustentação– Angulo de Ataque

Ângulo de ataque Ângulo de ataque nulo Não há separação do fluido Há geração de sustentação Ângulo de ataque médio Separação do fluido Sustentação aumenta

Ângulo de ataque máximo Separação do fluido aumenta

Sustentação máxima

Ângulo de ataque superior ao máximo Não há escoamento laminar Não há sustentação

α

C

_L

0

o Ângulo de perda

A

B

C

D

(12)

M ód ul o #3 3. Princípios de Voo

3.2. As quatro forças aplicadas na aeronave

3. 2. 3. Arrasto | 3. 2. 4. Tração

Força de Tração

A Tração é a força que move uma aeronave pelo ar. A tração é usada para superar o arrasto de um avião.

A tração é gerada pelos motores da aeronave através do que se designa sistema de propulsão.

Força de arrasto

O arrasto é a força aerodinâmica que se opõe ao movimento de uma aeronave no ar. O arrasto é gerado por todas as partes do avião. O arrasto tem uma direção oposta ao movimento da aeronave. A equação de arrasto é semelhante à equação de elevação e é dada por:

Drag

Tração

𝐷 = 1 2 𝜌 𝑣 2_{𝐴 𝑐} 𝐷 Densidade do ar Velocidade do ar Referência da Área Coeficiente de arrasto

(13)

M ód ul o #3 3. Princípios de Voo 3. 3. Movimento da Aeronave

3. 3. 1. Eixos da Aeronave| 3. 3. 2. Superfícies de controlo

Eixo Movimento

Transversal Inclinação Longitudinal Rolamento

Vertical Guinada

Movimento Superfície de Controlo

Inclinação Profundidade

Rolamento Aileron

(14)

3. 3. 3. Movimento de Pitch / Elevator

Avião sobe

Alavanca puxada

para trás move o

leme de

profundidade

para cima

Profundidade

Cima

Força para

Baixo

Avião desce

Alavanca

empurrada para

a frente move o

leme de

profundidade

para baixo

Profundidade

Baixo

Força para

cima

(15)

3. 3. 4. Movimento de Rolamento/ Aileron

Mais sustentação

Aileron para baixo

Menos sustentação

Aileron para cima

Alavanca para a direita eleva aileron direito para cima e o aileron esquerdo para baixo Alavanca para a esquerda eleva aileron esquerdo para cima e baixa

o aileron direto

Menos sustentação

Aileron para cima

Mais sustentação

Aileron para baixo

Rolamento do avião para a direita

(16)

Leme para a direita

Guinada direita

Força para a esquerda

3. 3. 5. Movimento de Yaw / Rudder

Leme para a esquerda

Guinada esquerda

O avião guina para a esquerda

Força para a direita _{Empurrando o pedal esquerdo faz virar o leme}Pedais estão ligados ao leme de direção de direção para a esquerda

O aviãoguina para a direita

Pedais estão ligados ao leme de direção Empurrando o pedal direito faz virar o leme de

(17)

M ód ul o #3 3. Princípios de Voo 3. 4. Peso e Centragem Peso Centro de Gravidade (CG)

Lift Centro de Gravidade (CG)

O centro de gravidade (CG) de uma aeronave é o ponto sobre o qual a aeronave se equilibra.

O CG é igualmente o ponto em que a força resultante do peso é aplicada.

A posição do CG afeta a estabilidade da aeronave. Para garantir a segurança da aeronave, o CG deve estar dentro de certos limites.

Centro de Gravidade (CG) fora dos limites

Se o Centro de Gravidade (CG) de uma aeronave estiver fora dos limites, situações como a mostrada na figura à direita podem ocorrer.

Para garantir que a aeronave possa voar com segurança, o CG deve estar dentro dos limites especificados, estabelecidos pelo

fabricante da aeronave.

Antes do voo, os pilotos devem garantir que o CG esteja dentro dos limites.

(18)

M ód ul o #3 3. Princípios de Voo 3. 4. Peso e Centragem 3.4.1 Como calcular o CG

Se o Centro de Gravidade estiver fora dos

limites da aeronave.

Se o CG se encontrar à frente do limite anterior o avião tem tendência para meter o nariz para baixo.

L

W

L

W

Se o CG se encontrar atrás do limite posterior o avião tem tendência para meter o nariz para cima.

Momento de uma força relativamente a um ponto O momento de uma força relativo a um ponto C pode ser defenida pela equação abaixo (de notar que a direção da força deve ser

perpendicular à barra).

𝑀 = 𝑊 × 𝑑

O momento M mede a tendência de a barra rodar em torno do ponto C. A distância d é chamada de braço da força. Como se pode ver, quanto maior o braço maior será o momento.

W

d

C

M

M ód ul o #3

(19)

3. Princípios de Voo 3. 4. Peso e Centragem 3.4.1 Como calcular o CG M ód ul o #3 Condição de equilíbrio Para que a barra esteja em equilíbrio é necessário que M₁=M₂or:

𝑊₁𝑑₁ = 𝑊₂𝑑₂

Assim, o momento total M_Tno ponto C deve ser nulo. 𝑀_𝑇 = 𝑀₁+ 𝑀₂ = 0

W

₁

W

₂

d

₁

d

₂

C

M

₂

M

₁

W

₁

_W

2

d

₁

d

₂

C

M

₂

M

₁

W

R

d

₁

d

₂

C

<=>

Condição de equilíbrio (exemplo)

A força resultante W_Ré dada por W_R = W₁+ W₂

(20)

3. Princípios de Voo

3. 4. Peso e Centragem

3.4.1 Como calcular o CG- exemplo

M ód ul o #3 300 N 200 N 2 m 4 m C 300 N 2 m 4 m C 200 N W_R d_R Reference Line

1. Verificar se a barra se encontra em equilíbrio.

2. Se não estiver, calcular a posição da força resultante (notar que 1 Kgf = 9.81 N = 2.205 lbf)

Respostas:

1. Como o momento resultante não é nulo a barra não está em equilíbrio.

300 × 2 ≠ 200 × 4 [𝑁𝑚]

2. A posição da força resultante (CG) pode ser calculado através de: 𝑊_𝑅 = 300 + 200 𝑊𝑅 × 𝑑𝑅 = −300 × 2 + 200 × 4 𝑑𝑅 = −300 × 2 + 200 × 4 500 = 0.4 𝑚

(21)

3.4.1 Como calcular o CG- linha de referência

M ód ul o #3 Linha de referência Há várias forças a considerar no cálculo do

centro de gravidade CG. A linha de referência é a linha que estabelece a dimensão dos braços das várias

forças que interferem no CG. Por exemplo no Cessna mostrado na figura a linha de referência situa-se na zona da

firewall do motor. Noutras aeronaves, a linha

de referência pode coincidir com a posição da roda da frente do trem de aterragem ou com o nariz. Linha de Referência Peso Total Aeronave Vazia Combustível Passageiro Bagagem Piloto Braço

(22)

3.4.1 Como calcular o CG - fórmula

M

ód

ul

o

#3

Para evitar o cálculo do momento provocado por cada força, pode usar a fórmula final de acordo com:

𝐶𝐺 = Weight × 𝑑 Weight =

𝑊₁𝑑₁ + 𝑊₂𝑑₂+ 𝑊₃𝑑₃+ ⋯ + 𝑊_𝑛𝑑_𝑛 𝑊₁+ 𝑊₂+ 𝑊₃+ ⋯ + 𝑊_𝑛

Em que:

O peso total é a soma dos pesos dos diversos componentes (𝑛 components) 𝑑 é a distância de cada peso (braço no slide anterior) à linha de referência (datum line)

Como o peso é multiplicando e dividido na mesma fração, pode usar qualquer unidade para o quantificar. O CG será expresso nas unidades de 𝑑, em relação à linha de referência.

(23)

3. Princípios de Voo 3. 4. Peso e Centragem 3.4.2. Limits of CG M ód ul o #3 Linha de Referência Limite AFT Peso Total Braço do peso Limite FWR Allowed area Limites do Centro de Gravidade

O CG deve permanecer sempre entre os limites FWR (Anterior) e AFT (Posterior) para se poder operar a aeronave em segurança.

A posição do CG deve ser calculada e verificada se se encontra dentro dos limites.

(24)

3. Princípios de Voo 3. 4. Peso e Centragem 3.4.3. Exemplo M ód ul o #3 Linha de Referência Limite AFT Limite FWR Item Peso N Braço m Momento Nm Peso em vazio 8250 X 0.99 = 8167.5 Piloto 750 X 0.95 = 712.5 Passageiro 900 X 1.88 = 1692.0 Bagagem 300 X 2.46 = 738.0 Combustível 950 X 1.18 = 1121.0 TOTAL 11150 12431.0 𝐶𝐺 = 12431.0 11150 = 𝟏. 𝟏𝟏 𝒎 Exemplo de Cálculo de CG

Para esta aeronave:

FWR Limite = 0.89 m AFT Limite = 1.20 m

FWR < CG < AFT 0.89 m < 1.11 m < 1.20 m

(25)

3. 4. Peso e Centragem | 3.4.3. Stability of flight

M ód ul o #3

L

W

F

Momento

de Pitch

Estabilidade do voo

Para existir estabilidade positiva em vôo, o CG deve estar localizado antes da aplicação do elevador.

Como a sustentação (L) e o peso (W) não estão na mesma linha de ação, um momento tende a rodar a aeronave do nariz (momento de picada).

Para neutralizar o momento de picada, o estabilizador horizontal é projetado para criar uma força vertical (F) criando assim um momento contrário ao momento de picada. Portanto, a força de sustentação deve ser calculada por:

𝐿 = 𝑊 + 𝐹

100%

25%

Localização longitudinal do CG

A localização longitudinal do GC deve localizar-se em cerca de 25% da corda

O limite para FWR é normalmente de 10% da corda da asa e a AFT é 30%.

(26)

M

od

ul

e

#1