apostila CTA 1a parte

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CONCEITOS TÉCNICOS

AERONÁUTICOS

Depto. Eng. Mecânica

Universidade de Taubaté

Prof. Dr. Fernando Porto

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Aeronaves

Depto. Eng. Mecânica – UNITAU – Prof. Dr. Fernando Porto

Sumário - I

SUMÁRIO

1. Tipos com base nos princípios de funcionamento.

1.1. Aeronaves 1.2. Aeróstatos 1.2.1. Balões 1.2.2. Dirigíveis 1.3. Aerodinos 1.3.1. Planadores 1.3.2. Aviões 1.3.3. Helicópteros 1.3.4. Autogiros 1.3.5. Convertiplanos 1.3.6. Ekranoplanos ou Wigs

2. Aeronaves: conjuntos constituintes e sistemas

2.1. Introdução

2.2. Elementos Estruturais 2.2.1. Asas 2.2.2. Fuselagem 2.2.3. Empenagem

2.3. Superfícies de comando e dispositivos de hipersustentação 2.3.1. Superfícies primárias ou principais

2.3.2. Superfícies secundárias 2.3.3. Dispositivos de hipersustentação 2.3.4. Dispositivos de controle de arrasto 2.4. Trem de Pouso

2.4.1. Classificação de aeronaves quanto ao trem de pouso 2.4.2. Amortecimento do impacto do pouso

2.4.3. Frenagem e manobra no solo 2.4.4. Outras funções

2.5. Combate ao gelo

2.5.1. Tipos de gelo e seus efeitos no vôo 2.5.2. Formação do gelo

2.5.3. Gelo estrutural

2.5.4. Deicing (remoção de gelo) e anti-icing (anti-congelante) 2.5.5. Gelo induzido

2.5.6. Gelo em motores turbofan e turbojato 2.6. Instrumentos

2.6.1. Instrumentos de vôo 2.6.2. Instrumentos de navegação

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2.6.3. Instrumentos da célula e dos motores 2.6.4. Instrumentos eletrônicos e digitais

2.6.5. Instrumentos e visores digitais multifuncionais 2.6.6. Visor frontal (HUD)

2.7. Sistemas hidráulico e pneumático 2.7.1. Sistema hidráulico 2.7.2. Sistema pneumático 2.8. Sistema elétrico

2.9. Sistema de comunicações e radionavegação 2.10. Combate ao fogo

2.11. Pressurização 2.12. Sistema de combustível

2.12.1. Sistema de combustível do Boeing 727 2.12.2. Bombas de combustível

2.12.3. Aquecedores de combustível 2.12.4. Medição por gotejamento

2.12.5. Enchendo e abastecendo os tanques 2.12.6. Sistema pneumático

2.13. Grupo motopropulsor

2.13.1. Princípios de funcionamento dos motores 2.13.2. Hélices: tipos e meios de acionamento 2.13.3. Exercícios resolvidos

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Aeronaves

1-1

1. TIPOS COM BASE NOS PRINCÍPIOS DE FUNCIONAMENTO

1.1. AERONAVES

Aeronaves são veículos desenvolvidos para se moverem através da atmosfera (figuras 1.1 e 1.2). Basica-mente, podem ser classificados em mais leves que o ar (aeróstatos), mais pesados que o ar (aerodinos) e híbridos.

1.2. AERÓSTATOS

Os veículos mais leves que o ar, ou aeróstatos, são os que utilizam um gás mais leve que o ar atmosférico para se elevar e se manter na atmosfera. Podem ser classificados como balões e dirigíveis.

1.2.1. BALÕES

Um balão compõe-se do invólucro impermeável, que é o balão propriamente dito, inflado com hidrogênio, hélio ou ar quente, e uma nacela (ou barquinha) presa por cordas à rede que envolve a parte superior do invólucro. Sua força ascensional é igual à diferença entre o peso do ar deslocado pelo balão e o peso do próprio balão. Deixado livre, um balão sobe até que sua força ascensional se anule. Podem ser classifica-dos como balões livres e cativos.

O balão livre não tem meios de propulsão: a ascensão e a descida são controladas pelos tripulantes da nacela, que para isso lançam fora porções de lastro ou abrem válvulas para que escape o gás contido no invólucro. Hoje, o balão livre é muito utilizado em pesquisas científicas (balão-sonda, em astronomia e meteorologia) e possui muitos adeptos no campo esportivo. Os balões livres já foram utilizados em larga escala como armas ofensivas (Inglaterra, operação Outward, e Japão, ofensiva füsen badukan – II Guerra Mundial) e para fins de propaganda política (USA e URSS, guerra fria), além de esporadicamente terem sido testados como vetores para guerra química, bacteriológica e até mesmo nuclear (USA e URSS, guerra fria).

O balão cativo, em sua ascensão, continua preso ao solo ou a um navio, por meio de cabos. O balão cati-vo foi empregado pela primeira vez com fins militares na batalha de Fleurus (1794). Durante a I Guerra Mundial, foi utilizado inicialmente para observar os movimentos das tropas adversárias, servindo para loca-lização de objetivos no solo e orientação dos tiros de artilharia. Durante a II Guerra Mundial, balões cativos foram empregados para impedir a aproximação de aviões inimigos a baixa altitude (barragem). Atualmente, são empregados por empresas para fins comerciais (propaganda) e também por forças armadas na guerra eletrônica e alerta antecipado, assim como por forças policiais na função de posto elevado de observação (normalmente não tripulado).

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1.2.2. DIRIGÍVEIS

Aeróstato munido de órgãos de propulsão (motores e hélices), de direção e de estabilização. Podem ser classificados de acordo com sua estrutura interna, como dirigíveis flexíveis, semi-rígidos e rígidos.

Nos dirigíveis flexíveis, a forma do envoltório é mantida pela pressão interna do gás.

Os dirigíveis rígidos, cujo protótipo é o Zeppelin, têm estrutura em liga de material leve, formada por gran-des anéis ligados entre si por vigas longitudinais e dotada de um revestimento liso para diminuir a resistên-cia ao avanço. O interior é dividido em compartimentos, cada um dos quais contendo um balonete cheio de gás. Estes dirigíveis são mais pesados do que os dirigíveis flexíveis que possuem o mesmo volume. Entre-tanto, por serem rígidos, podem transportar mais peso e atingir velocidades maiores.

Nos dirigíveis semi-rígidos, o envoltório do balão é flexível, mas possui na base uma quilha rígida.

Recentemente, a partir da experiência adquirida após acidentes graves, o estudo dos dirigíveis passou por uma certa renovação, objetivando melhor aproveitamento das vantagens que eles oferecem: economia de energia, possibilidade de dispensar grandes aeroportos, grande capacidade de carga.

Estrutura metálica

em leque Interior cheio de

hélio Suspensão interior por cabos Farol de navegação Estabilizadores horizontais e verticais Lastro de ar traseiro Entrada de ar de lastro Motor Cabine Lastro de ar dianteiro Válvula de escape de lastro Envelope exterior flexível Características: Comprimento: 58,70 m Largura: 15,00 m Altura: 18,00 m Volume do envelope: 5740 m3

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Aeronaves

1-3

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1.3. AERODINOS

Os aerodinos, ou veículos aéreos mais pesados que o ar, obtêm a sustentação por meio da reação aerodi-nâmica com ar (3a_{lei de Newton, ou princípio da ação e reação – figura 1.3).}

A asa de um avião pousado recebe pressão atmos-férica por todos os lados.

Quando o avião rola em solo, o ar começa a cor-rer em torno das asas.

O ar em movimento cria uma depressão na parte superior da asa (extradorso) dando-lhe sustentação.

A forma das asas dos aviões subsônicos faz com que seja maior a distância a percorrer pelo ar no extradorso da asa; aí então a pressão é mais bai-xa.

Quando o ângulo de ataque do ar pela asa aumen-ta, a distância a percorrer pelo ar é maior ainda. O ar flui mais depressa e a sustentação aumenta.

Entretanto, quando esse ângulo passa de um de-terminado limite, há a separação da camada limi-te, e com o turbilhonamento há diminuição da sus-tentação e perda de altitude (estol).

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Aeronaves

1-5 A grande maioria dos aerodinos pode ser classificada basicamente em planadores, aviões, helicópteros, autogiros, convertiplanos e ekranoplanos.

1.3.1. PLANADORES

Planadores são aparelhos capazes de realizar vôo manobrável, capacitados a transportar pessoas ou

car-gas, aptos a circular no espaço aéreo mediante reações aerodinâmicas, sendo, entretanto, desprovidos de meios de propulsão própria embarcada, e não possuem capacidade de elevar-se do solo mediante meios próprios.

1.3.2. AVIÕES

Os termos avião e aeroplano significam aeronaves que voam pela ação do ar sobre suas asas. Podemos conceituar aviões como aparelhos capazes de realizar vôo manobrável, capacitados a transportar pessoas ou cargas, aptos a circular no espaço aéreo mediante reações aerodinâmicas geradas através de meios de propulsão própria embarcada, e com capacidade de elevar-se do solo mediante meios próprios (figura 1.4).

Figura 1.4: Yak 52 decolando. Aviões são capazes de elevar-se do solo por meios próprios.

1.3.3. HELICÓPTEROS

Este tipo de aeronave é caracterizado por um ou mais rotores horizontais acionados diretamente pelo sis-tema motor da aeronave. Em vôo esta pode se mover livremente em qualquer direção disposta nos três eixos dimensionais. Cada rotor consiste de 2, 3 ou mais pás separadas estendendo-se radialmente de um eixo central de rotação.

O piloto tem duas alavancas principais de controle de vôo, com as quais ele maneja o helicóptero. A ala-vanca coletiva - que controla o ângulo das pás, puxada para cima e para baixo com a mão esquerda - alte-ra simultaneamente o passo de todas as pás do rotor principal (figualte-ra 1.5). A ação da coletiva resulta na

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movimentação ascendente ou descendente do helicóptero. Entre as pernas do piloto está a alavanca

cícli-ca, que coloca as placas oscilantes no ângulo desejado. O controle cíclico modifica o plano de rotação do

rotor na direção desejada pelo piloto, o que faz o helicóptero se mover para frente, para trás ou lateralmen-te.

coletiva

cíclica placas

oscilantes

Figura 1.5: Coletiva e cíclica.

Um helicóptero pode ser configurado de várias formas (figura 1.6). O tipo mais comum é o MTR (rotor prin-cipal e de cauda). O rotor prinprin-cipal fornece sustentação e propulsão, enquanto um rotor pequeno com eixo horizontal, na cauda, impele-a para o lado para contrabalançar o torque de acionamento do rotor principal (de outro modo, o rotor principal giraria para um lado e o helicóptero para o outro).

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Aeronaves

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Muitos projetistas eliminaram o rotor da cauda usando alguma outra forma de acionamento de extremidade, como, por exemplo, excluindo o ar comprimido das extremidades da pá do rotor principal, o que não teve muito sucesso comercial. O sistema rotor principal/rotor de cauda (MTR) continua sendo a configuração dominante por sua estabilidade inerente e simplicidade.

Nas outras configurações os dois rotores podem estar em tandem, lado a lado separados, lado a lado entrelaçados ou coaxiais. O tipo de dois rotores em tandem, usado no Chinook, convém a um helicóptero de transporte porque permite grande amplitude da posição do centro de gravidade.

1.3.4. AUTOGIROS

A semelhança entre o autogiro e o helicóptero é apenas superficial (figura 1.7). O autogiro é essencialmen-te um aeroplano, impulsionado por hélice, mas cujas asas giram. Elas são mantidas em funcionamento pelo fato de a força aerodinâmica resultante sobre as pás estar sempre um pouco à frente do eixo de rotação, havendo, assim, sempre uma pequena força no plano que passa pelas extremidades das pás, empurrando-as para frente.

O helicóptero é completamente diferente. Nele, o rotor tem de fornecer tanto propulsão quanto sustenta-ção e seu eixo está nitidamente inclinado para a frente. A força aerodinâmica resultante faz um ângulo para trás com o eixo de rotação e é necessária grande potência para manter o rotor funcionando.

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1.3.5. CONVERTIPLANOS

Covertiplanos são aeroplanos que possuem rotores que podem ser inclinados para a decolagem ou pouso vertical para gerar diretamente sustentação. Uma vez em vôo nivelado, os rotores são inclinados para a frente, transformando o convertiplano em um avião convencional (figura 1.8).

A principal vantagem de se usar rotores inclináveis é que, em vôos de cruzeiro, o aparelho se torna um avião, sem as limitações de velocidade de um helicóptero. Basicamente, o convertiplano é um aeroplano com asa fixa (ligeiramente inclinada para frente), com motor/rotor pivotável nas suas extremidades. Deste modo, aeronaves VTOL de fluxo vetorado não podem ser classificados como convertiplanos.

Figura 1.8: V22 Osprey – exemplo de convertiplano.

1.3.6. EKRANOPLANOS ou WIGS

Os Ekranoplanos, ou Wigs (do inglês wing in ground effect, asa em efeito solo), exploram um princípio da aerodinâmica chamado efeito solo. Quando um avião acelera em vôo rasante muito próximo a uma superfí-cie lisa, como a de um lago, o ar que passa sob suas asas cria um colchão de alta pressão que dá maior sustentação à aeronave. Assim, ela gasta menos combustível para permanecer em vôo e, por conseguinte, tem maior autonomia.

Os primeiros barcos voadores eram os "ekranoplanos", projetados pela União Soviética nos anos 60 (figu-ras 1.9 e 1.10). Foi construída uma dezena de modelos, a maioria para transporte de tropas. O primeiro destes grandes modelos, o KM (iniciais em russo para navio protótipo), entrou em operação em 1965 e tinha 106 metros do nariz à cauda, 40 metros de largura e peso de 540 toneladas (figura 1.9). Em termos de comparação, era 50% maior que os 70 metros de um Jumbo 747. Atualmente, diversas empresas (Aus-trália, Rússia, China, EUA) estão desenvolvendo pequenos ekranoplanos experimentais para finalidades recreativas ou atividade SAR (figura 1.11).

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Aeronaves

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Figura 1.9: KM (protótipo) em testes iniciais (Rússia)

Figura 1.10: Ekranoplano Lun, modelo de série (Rússia).

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1.4. HÍBRIDOS

Primariamente com o objetivo de reduzir o custo do transporte aéreo de grandes cargas a longas distân-cias, diversos projetos de veículos aéreos híbridos “mais pesados/leves que o ar” foram elaborados e cons-truídos (figuras 1.12 e 1.13). A grande vantagem de um veículo híbrido é que somente parte de sua susten-tação é obtida pela reação aerodinâmica, tendo portanto baixo consumo, podendo mesmo usar um com-bustível de baixo custo ou mais ecológico (biodisel ou etanol). As maiores desvantagens são a incapacida-de incapacida-de sobrevoar formações rochosas elevadas (tais como os Alpes ou as Rochosas) e a baixa velocidaincapacida-de de deslocamento. Um blimper típico alcança 50 a 80 km/h (Skyship 600, EUA, 2006), e um dirigível rígido, cerca de 125 km/h (Zeppellin NT, Alemanha, 2006), enquanto que um Boeing 737 desloca-se a 900 km/h.

Figura 1.12: Aeron 26, decolando na FAA test center, março de 1971.

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Aeronaves

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2. CONJUNTOS CONSTITUINTES

2.1. INTRODUÇÃO

Um avião, por mais simples que seja, é uma máquina composta por uma grande quantidade de componentes. Em virtude deste fato, é necessário dividir ou classificar o número total de componentes em subconjuntos, para ser possível uma visão e entendimento geral de um avião e de seu funcionamento. Normalmente, os elementos que constituem uma aeronave podem ser divididos em dois grupos principais: o grupo dos elementos estruturais, e o grupo dos sistemas. Por sua vez, estes grupos podem ser subdivididos em conjuntos fundamentais, conforme sua função principal. O grupo dos elementos estruturais compreenderia as asas, fuselagem e as empenagens, enquanto que o grupo dos sistemas abarcaria as superfícies de comando, o grupo motopropulsor, o trem de pouso e os demais sistemas (hidráulico, pneumático, elétrico, comunicações, etc).

2.2. ELEMENTOS ESTRUTURAIS

O grupo dos elementos estruturais é composto pelos elementos que tem como função básica abrigar e sustentar os demais elementos ou sistemas. As asas, a fuselagem, as empenagens são os integrantes deste grupo, muito embora algumas referências considerem as superfícies de controle como elementos estruturais.

2.2.1. ASAS

São elementos estruturais que tem como principal finalidade fornecer a sustentação aerodinâmica necessária para que a aeronave se mantenha em vôo (figura 2.1).

• NOMENCLATURA

A parte superior da asa chama-se dorso ou extradorso, e sua superfície inferior, ventre ou intradorso. O bordo dianteiro, é o bordo de ataque, e o posterior, bordo de fuga (figura 2.1). As extremidades laterais são os bordos marginais ou pontas. Com relação às dimensões, a envergadura é o comprimento entre as pontas, a corda é a distância entre o bordo de ataque e o bordo de fuga, e a espessura é a distância máxima entre a superfície do dorso e a do intradorso. Normalmente a espessura é indicada em porcentagem da corda (espessura relativa).

• ESTRUTURA

As asas podem ser compostas estruturalmente pelas longarinas, pelos suportes, nervuras, montantes e tirantes (figuras 2.2, 2.3 e 2.4). As longarinas são componentes principais da estrutura da asa, sendo basicamente responsáveis pela resistência aos esforços de torção e flexão que a asa possa sofrer. Os

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suportes são elementos que aumentam o apoio ao conjunto, enquanto que as nervuras fornecem o formato aerodinâmico da asa, e em conjunto com os montantes, transmitem para as longarinas os esforços aerodinâmicos. Os tirantes são cabos de aço esticados na diagonal, externa ou internamente à asa, responsáveis por suportar esforços de tração. Os tirantes e suportes são mais comumente encontrados em aeronaves de pequeno porte e que voam em baixas velocidades.

Bordo de fuga Bordo de ataque Raiz Dorso ou extradorso (face superior) Ventre ou intradorso (face inferior) suportes Ponta (bordo marginal)

Figura 2.1: Fieseler Storch Fi-153 • FUNÇÕES

As asas não servem somente para prover sustentação. Normalmente, nas asas é que são fixadas as superfícies de comando responsáveis pelo controle da rolagem (rotação no eixo longitunal da aeronave, ou eixo x), os ailerons. Também nas asas podem ser fixadas superfícies de hipersustentação (flaps e slots) e freios aerodinâmicos. O espaço interior das asas muitas vezes também serve de berço para o trem de pouso, além de poder ser preenchido com tanques de combustível. Em muitos aviões militares, o armamento é fixado no bordo de ataque das asas ou por pilones no intradorso. Os dispositivos de hipersustentação, o trem de pouso e o sistema de combustível são detalhados mais adiante (figura 2.2).

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Aeronaves

2-3

Flap interno Spoilers

Ailerons para alta velocidade Freios aerodinâmicos Flap externo Spoilers Slats Ailerons para controle em baixas velocidades Tanques de combustível Motor Slats Tanques de combustível Freios aerodinâmicos (abertos) Spoilers (abertos) Flap na decolagem Flap na aterrissagem Asa em corte Longarina Nervuras Airbus A-300

Ailerons para alta velocidade, no pouso

Figura 2.2: Estrutura típica de uma asa.

Nervuras Montantes Tirantes Fairey Albacore I Longarinas

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Ai le ron Fl ap f endi do N er vur as do pai ne l ce nt ra l da asa Lo ngar in as M ont ant es Ne rv ur as M cDo ne ll Do ug la s / Ba e H arri er G R .5

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Aeronaves

2-5

• CLASSIFICAÇÃO

Os aviões podem ser classificados de acordo com o número de asas que possuem, podendo ser denominados de monoplanos ou multiplanos. Na categoria de multiplanos estão os biplanos e os triplanos (figura 2.5).

Por sua vez, as asas podem ser classificadas de acordo com a posição destas em relação à fuselagem, podendo ser classificadas como sendo asa baixa, asa média, asa alta ou parasol (figura 2.6). Se as asas possuem suportes, estas são denominadas de semi-cantilever (se os suportes ligam a asa à fuselagem) ou externamente escoradas (se os suportes conectam uma ou mais asas entre si), e na ausência de suportes, de asas cantiléver (figura 2.7). As asas também podem ser classificadas conforme seu formato (figura 2.8): retangulares ou retas, trapezoidais, elípticas, delta, delta composto ou duplo, geometria variável, enflechadas e planformas (formas compostas).

(a)

Dassault-Breguet Mirage F1C

(b)

Antonov An-2M Colt

(c) DFW T34 II

(d)

Caproni Ca60 Transaero

Figura 2.5: Classificação de aeronaves conforme o número de asas. Em (a), monoplano; (b), biplano; (c), triplano; (d), multiplano.

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(a)

McDonnell Douglas F-4E Phantom II

(b) Saab J35F Draken (c) Transall C-160NG (d) Dewoitine D371

Figura 2.6: Classificação de aeronaves conforme a posição das asas. Em (a), asa baixa; (b), asa média; (c), asa alta; e em (d), parasol.

(a)

Dewoitine D371 (b)

Mikoyan-Gurevich Mig-17F Fresco C

Suportes

(a)

Fairey Albacore MkI

Figura 2.7: Classificação das asas em relação aos suportes. Em (a), semi-cantiléver; (b), cantiléver; (c), externamente escorada.

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Aeronaves

2-7

(a) Dassault-Breguet Mirage 2000 protótipo

(b)

Saab J35F Draken British Aerospace (c) Hunter FGA Mk9 (d) General Dynamics F-111F (e) Lockheed Aeritalia F104 Starfighter (f) Dewoitine D513 Mk1 (g) Piper Turbo Lance II

Figura 2.8: Classificação das asas em relação ao formato. Em (a), delta; (b), duplo delta; (c), enflechada; (d), geometria variável; (e), trapezoidal; (f), elíptica; (g), reta.

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POUSO E DECOLAGEM DE AVIÕES COM ASAS EM DELTA

A asa no formato de delta é uma asa fina na qual a corda da raiz excede a envergadura, permitindo a aeronave voar em ângulos de ataque (AOA) muito maiores do que aqueles em que um avião de asas normais estolaria. Um F-14 com

asas abertas tem um comportamento de um avião convencional de asas fixas, e pode estolar em um AOA de 16o_,

mesmo com ajuda de slats e flaps. Enflechando as asas a 68o, aerodinamicamente o F-14 poderia voar com AOA

acima de 60o (na prática, problemas com o motor TF30 restringiram o AOA). Com a possibilidade de altos valores de

AOA, seria útil a aeronave possuir dois lemes verticais, que podem ser inclinados para fora para maior eficácia. Um evidente problema dos aviões com asas delta sem cauda, como o Mirage III, manifesta-se na decolagem e pouso, quando os poderosos elevons (ailerons que funcionam como profundores, que no delta normalmente ocupam toda a envergadura do bordo de fuga) têm de operar de operar com um braço de momento eficaz relativamente pequeno, de modo que seu empuxo para baixo tem de ser muito grande. Convém lembrar que quando a cauda do avião é impelida para baixo, o nariz sobe e com ele toda a aeronave. Isto acrescenta muitas toneladas ao peso da aeronave (pela pressão aerodinâmica sobre os elevons, causando perda de sustentação), e no pior momento possível, quando a fina asa em delta está agarrando o ar, para conseguir o máximo de sustentação. Uma das soluções foi dada pela SAAB, no projeto do Viggen, dotando o avião de um grande canard com flaps no bordo de fuga. Assim, nos regimes de decolagem e pouso, à sustentação da asa somam-se a sustentação do canard dotado de flap e a sustentação dos elevons da asa em delta, que são então abaixados.

Adaptado de GUNSTON, BILL; SPICK, MIKE: Guerra Moderna no Ar, na Terra e no Mar: Vol. 1 – Caças e Bombardeiros, Editora Nova Cultural Ltda, São Paulo, SP, 1988.

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Aeronaves

2-9

MIG-21 DEVELOPMENT: SWEEP-WING OR TAILED-DELTA?

The origins of the Mig-21 lie in Korean War experience as do those of the Lockheed F-104. Both types stemmed from demands from pilots for an “air-superiority” fighter from which all unnecessary equipment would be eliminated, and in which all aspects of design would be subordinated to combat performance. Armament would be the minimum needed to knock down an enemy fighter.

The Mikoyan bureau went even further in the direction of miniaturization than Lockheed, producing in 1955 the first of a series of prototypes design around an engine not much larger than the Tumansk RD-9; two of the latter powered the Mig-19, itself not a larger aircraft. The new engine, also of Tumansk design, was not available by 1955, so the swept-wing E-50 of that year was powered by an up rated RD-9E and a booster rocket.

In the following year the design bureau flew the swept-wing E-2A and the tailed-delta E-5, both powered by the newly developed RD-11 and armed with three 30-mm cannon. The tailed-delta layout of the E-5 resembled that of the Douglas Skyhawk in plan view, but featured a mid-set wing in line with the tail plane. The advantages of the layout included low drag and, as it turned out, excellent handling; on the debit side, its low-speed performance was not good and it was structurally complicated. However, the E-5 offered generally better performance than the E-2, and the tailed-delta was selected for production.

The tailed-delta shape of Mig-21 has proved highly effective in combat, remaining controllable up to high angles of attack and low airspeeds; the drawbacks, compared with the much later air-superiority fighters (F-16, F-15, Mig-29, Su-27, etc) is that high turns rates are combined with a very steep drag rise, even a low speeds, so that the Mig-21 “loses energy” at its limits and becomes vulnerable to a repeat attack.

Extraído de SWEETMAN, BILL: The Hamlyn Concise Guide to Soviet Military Aircraft, Aerospace Publishing Ltd / The Hamlyn Publishing Group Limited, London, England, 1981.

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2.2.2. FUSELAGEM

A fuselagem é o corpo do aeroplano, sendo o elemento onde normalmente estão fixadas as asas e empenagens e a maioria dos sistemas, abrigando também a tripulação e a carga da aeronave. A palavra fuselagem vem da palavra francesa “fuselé”, que significa forma aerodinâmica.

De um modo geral, as fuselagens podem ser consideradas como compostas de três seções principais: fuselagem dianteira, central e traseira (figura 2.9).

Fuselagem central (diâmetro aproximadamente constante)

Fuselagem traseira Fuselagem

dianteira

Douglas C47 Dakota IV

Figura 2.9: Principais subdivisões da fuselagem

Com relação aos tipos de fuselagem existentes, basicamente são três: a monocoque, a semi-monocoque e a tubular.

• FUSELAGEM TUBULAR: A fuselagem tubular ou de viga armada é normalmente empregada em aeronaves leves (figura 2.10). Consiste de uma estrutura de tubos de aço soldados ou rebitados entre si em séries de quadros ou triângulos. Os tubos que correm ao longo da fuselagem são as longarinas. As ligações entre as longarinas chamam-se tirantes. O cavername ganha então forma com o revestimento final externo, que pode ser de alumínio, de magnésio, plástico moldado ou fibra de vidro. Se for de tela, o revestimento é pintado com dope para endurecer e impermeabilizar.

Longarinas

Tirantes Fieseler Storch

Fi153

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Aeronaves

2-11

• FUSELAGEM MONOCOQUE: Monocoque é uma palavra francesa que pode ser traduzida como “casco único”. Na fuselagem monocoque o corpo externo da aeronave é constituído de uma fina parede de liga de alumínio, madeira contraplacada ou material composto (kevlar, carbono em resina epoxi, etc), que suporta todos os esforços. A forma aerodinâmica é dada pelas cavernas internas. Esta estrutura normalmente é mais resistente que a estrutura tubular, mas também não é adequada para grandes esforços, sendo portanto empregada basicamente para aeronaves de pequeno porte (figura 2.11).

Figura 2.11: Seamax, aeronave com estrutura monocoque

• FUSELAGEM SEMI-MONOCOQUE: É o tipo mais comum, sendo que praticamente todos os aviões de médio e grande porte construídos após a Segunda Grande Guerra tiveram sua fuselagem neste tipo. Os esforços a que a fuselagem é submetida são suportados pelo corpo externo, cavernas e longarinas internas (figuras 2.12 e 2.13).

Longarinas Cavernas

(25)

C av er nas Long ar in as Do ug la s C4 7 Da ko ta IV R eve st im en to Anéi s e c hapas de r ef or ço Pai ne l d e re fo rç o d o pá ra -b ris a

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Aeronaves

2-13

2.2.3. EMPENAGENS

A função básica das empenagens é a de estabilizar a aeronave, conferindo dirigibilidade ao mesmo. De uma forma geral, mas não necessariamente, as empenagens são compostas de um conjunto horizontal e outro vertical (figura 2.14). Isto porque existem tipos de aeronaves que tem empenagens em V, em T, empenagens duplas, que não dispõem de estabilizadores horizontais (configuração em delta puro) ou que simplesmente não possuem empenagens, como as asas voadoras (figura 2.15).

Estabilizador vertical Estabilizador horizontal Leme Profundor Fuselagem com estrutura tubular Fieseler Storch Fi153

Figura 2.14: Empenagem típica de uma aeronave de pequeno porte.

O conjunto horizontal, composto por uma parte fixa (estabilizadores horizontais) e uma parte móvel (profundores), têm por finalidade opor-se à tendência da cauda de levantar-se ou baixar-se, conferindo estabilidade horizontal à aeronave. O conjunto vertical, por sua vez, opõem-se à tendência da cauda de se desviar para os lados (guinar), fornecendo assim estabilidade no plano vertical da aeronave. É constituído também de partes fixas (estabilizador vertical ou deriva) e móveis (leme ou leme de direção). Alguns aviões utilizam profundores integrais, ou seja, o componente horizontal é inteiramente móvel, podendo também, mais raramente, serem encontrados aviões que empregam lemes de direção de construção integral. De qualquer modo, as partes móveis das empenagens não são elementos estruturais da aeronave, e sim superfícies de controle de vôo, e portanto serão discutidas em um capítulo mais adiante.

A estrutura interna das empenagens é composta pelos mesmos elementos estruturais das asas, ou seja, por longarinas, nervuras e montantes (figuras 2.4 e 2.13).

(27)

(a)

CM170 Fouga Magister

(b)

De Havilland Sea Vixen FAW2

(c)

Fairchild A-10A Thunderbolt II

(d)

Sukhoi Su-27 Flanker

(e) Northroph XB-35

(f)

Dassault-Breguet Mirage 2000 5F

Figura 2.15: Configurações típicas de empenagens. Em (a), empenagem em V; em (b), (c) e (d), tipos de empenagens duplas; (e), sem empenagem; (f), empenagem sem

(28)

Aeronaves

2-15

2.3. SUPERFÍCIES DE CONTROLE

As superfícies de controle são elementos móveis normalmente fixados por meio de dobradiças no bordo de fuga das asas e dos estabilizadores, e tem como função estabilizar e direcionar o vôo da aeronave. Podem ser divididos em quatro grupos, o das superfícies primárias ou principais, o das superfícies secundárias, o dos dispositivos de hipersustentação e o grupo dos freios aerodinâmicos.

2.3.1. SUPERFÍCIES PRIMÁRIAS OU PRINCIPAIS

São os ailerons, os profundores e o leme de direção (figura 2.16).

Aileron Aileron profundor Leme de direção North American P-51D Mustang

Figura 2.16: Superfícies de controle principais

Basicamente, os ailerons são as superfícies responsáveis pela capacidade da aeronave de girar em torno do seu próprio eixo longitudinal. O leme de direção permite direcionar a cauda para os lados, e portanto é a superfície responsável pela alteração da trajetória da aeronave no plano horizontal. Normalmente o leme e os ailerons devem trabalhar coordenados para evitar a guinada da aeronave (figura 2.17).

Os profundores, por sua vez, são os responsáveis pela maior ou menor inclinação do avião, e portanto, da asa, em relação à sua trajetória. Esta maior ou menor inclinação significa um maior ou menor ângulo de ataque da asa ao vento relativo, o que resulta em maior ou menor sustentação. O profundor é, portanto, a

(29)

superfície responsável pelo controle da movimentação vertical do avião. A atuação das superfícies de controle primárias é detalhada com mais profundidade no capítulo dedicado à aerodinâmica.

DIREITA OU ESQUERDA INCLINAR

O piloto pressiona o pedal esquerdo, e o leme de direção desvia a trajetória do avião para a esquerda.

O piloto pressiona o pedal direito, e o leme de direção desvia a trajetória do avião para a direita.

O piloto move o manche para a esquerda... O piloto move o manche para a direita... ... e o avião se inclina para a esquerda pela ação do aileron.

... e o avião se inclina para a direita pela ação do aileron.

CURVAS

O piloto pressiona o pedal direito e move o manche para a direita; o avião faz a curva para a direita.

O piloto pressiona o pedal esquerdo e move o manche para a esquerda; o avião faz a curva para a esquerda.

Figura 2.17: Relação entre comandos, ailerons e leme de direção.

O piloto desloca o manche para a frente, movendo os profundores para baixo, mudando assim a atitude do avião e diminuindo o ângulo de ataque, com conseqüente perda de sustentação. O avião inicia um vôo descendente.

profundor abaixado _Messershmidt Bf 109 G6

... mudando a atitude do avião e aumentando o ângulo de ataque, com conseqüente aumento de sustentação. O avião inicia um vôo ascendente.

O piloto desloca o manche para trás, movendo os profundores para cima,...

profundor elevado

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Aeronaves

2-17

2.3.1. SUPERFÍCIES SECUNDÁRIAS

É o grupo formado pelos compensadores de aileron, de profundor e do leme de direção. Trata-se de dispositivos cuja finalidade é a de tornar os comandos mais leves para o piloto, e são constituídos por pequenas superfícies móveis no bordo de fuga das superfícies primárias de controle (figura 2.19). A movimentação de um compensador introduz uma força que ajuda a acionar a superfície primária a ele ligada (figura 2.20). Lockheed C-130H Hercules Aileron Compensador do aileron Profundor Compensador do profundor Compensador do leme Leme de direção

Figura 2.19: Disposição típica dos compensadores em um avião.

Força que reduz o esforço nos controles

Estabilizador horizontal

profundor

compensador

(31)

2.3.3. DISPOSITIVOS DE HIPERSUSTENTAÇÃO

São assim denominados porque, ao modificar o perfil da asa, aumentam a força de sustentação da asa. Com isto, permitem ao avião que este pouse ou decole em pistas mais curtas. Na maior parte das aeronaves, são os slats e os flaps (figuras 2.21 a 2.23).

McDonnell Douglas KC10A Extender (versão militar do DC 10) Flap interno de fenda dupla Aileron de alta velocidade Flap externo de fenda dupla Aileron de baixa velocidade Slats Slats Spoiler

Figura 2.21: Disposição típica dos slats e flaps.

Os flaps são superfícies móveis dispostas no bordo de fuga da asa, que podem ser acionadas na decolagem ou aterrissagem com o intuito de aumentar a área efetiva da asa e conseqüentemente aumentar a sustentação proporcionada pela asa. Com este aumento na sustentação, a velocidade mínima de vôo (ou seja, a menor velocidade que aeronave pode desenvolver em vôo sem perder sustentação) é reduzida. Esta redução na velocidade mínima de vôo permite pousos em baixas velocidades, possibilitando o emprego de pistas de comprimento menor do que o necessário para pouso e decolagem sem o uso dos flaps.

A modificação da geometria de uma seção da asa proporcionada pelo acionamento dos flaps leva a uma maior sustentação, mas também aumenta a turbulência gerada. Como este aumento de turbulência pode levar ao descolamento da camada limite sobre a asa, foram criados vários dispositivos com a intenção de retardar ou reduzir esta separação, e evitar assim o estol (quebra de sustentação) quando no acionamento dos flaps. Os slats é um destes dispositivos, tratando-se de placas metálicas dispostas no bordo de ataque da aeronave, que projetam-se simultaneamente para frente e para baixo, aumentando o raio efetivo do bordo de ataque e prevenir assim a separação da camada limite. Além disso, o espaço entre o slat projetado e bordo de ataque ajuda a manter um fluxo de ar junto à superfície superior (extradorso) da asa. Além dos slats, outros dispositivos de hipersustentação podem ser dispostos no bordo de ataque: os slots e os flapes de bordo de ataque. Assim como os slats, a função principal destes dispositivos é de prevenir a separação da camada limite através do aumento do raio efetivo do bordo de ataque. A diferença é que estes, ao se projetarem, não deixam espaço entre o dispositivo e o bordo de ataque (figura 2.24).

(32)

Aeronaves

2-19 Slats extendidos Tanques de combustível Freios aerodinâmicos abertos (spoilers) Spoilers (abertos) Flap na decolagem Flap na aterrissagem Asa em corte

Airbus A-300 Ailerons para alta velocidade, _{no pouso ou aterrissagem} Posição recolhida

dos slats

Figura 2.22: Vista em corte de asa.

Aileron de baixa velocidade

Aileron de alta velocidade, defletido, atuando como flap, na decolagem. Flap simples externo Flap interno de fenda dupla Boeing 777

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(a) (b)

Figura 2.24: Desenho esquemático de slot (a) e de flap de bordo de ataque (b).

A atuação dos dispositivos de hipersustentação será discutida em maiores detalhes no capítulo referente à aerodinâmica.

2.3.4. DISPOSITIVOS DE CONTROLE DO ARRASTO

As principais funções dos dispositivos de controle do arrasto são a de reduzir a velocidade ou da sustentação do avião. Os dispositivos com a função de reduzir a velocidade da aeronave são os freios aerodinâmicos, enquanto que os dispositivos encarregados de reduzir a sustentação são denominados de spoilers.

Durante a aproximação para o pouso e/ou na rolagem após o pouso, é importante que a aeronave reduza sua velocidade para poder utilizar-se do menor comprimento possível de pista. Os freios aerodinâmicos fornecem um controle fino na velocidade de aproximação, e auxiliam a frenagem após o pouso. Existem uma grande variedade de freios aerodinâmicos, alguns dos quais apresentados na figura 2.25.

Em alguns aviões de transporte de passageiros e aviões militares de alto desempenho, após o pouso, chapas defletoras denominadas de spoilers se elevam das asas em posições à frente dos flaps (figura 2.21, 2.22 e 2.26). A função destas chapas é a de garantir que o avião permaneça no solo através da redução da sustentação mesmo que os dispositivos de hipersustentação estejam acionados. Isto ocorre porque o acionamento dos spoilers quebra a camada limite na região anterior à sua localização, assim reduzindo a sustentação total da asa. Esta redução na sustentação permite uma melhor atuação do freio do trem de pouso, impede que o avião salte no pouso e auxilia a redução de velocidade através do aumento de arrasto aerodinâmico.

(34)

Aeronaves

2-21

Freio aerodinâmico (pára-quedas)

Freio aerodinâmico

(a)

Mikoyan-Gurevich Mig-25RBV Foxbat B

(b) Dassault-Breguet Mirage F1C Freio aerodinâmico Freio aerodinâmico (c)

McDonnell Douglas Northrop FA-18A Hornet

(d)

Sukhoi Su-25 Frogfoot Figura 2.25: Tipos e localização de freios aerodinâmicos.

Spoilers Spoiler

(a)

British Aerospace VC10K Mk3

(b)

Dassault-Breguet Mirage 2000 protótipo Figura 2.26: Localização típica de spoilers.

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EVOLUÇÃO DOS COMANDOS DE VÔO

A) Ligação mecânica direta

B) Ligação mecânico-hidráulica

C) Ligação por servo-comando

servo-controle

D) Sistema de estabilidade ampliada computadores sensores

servo-controle

E) Sistema Fly-by-Wire com backup mecânico servo-controle

computadores sensores

F) Sistema Fly-by-Wire com redundância quadruplicada sem backup mecânico

servo-controle

computadores Acelerômetro

Giroscópios Joystick

SUPERFÍCIES DE CONTROLE PRIMÁRIAS E DE HIPERSUSTENTAÇÃO: É VÁLIDO DISTINGUI-LAS?

Nem sempre uma superfície móvel, instalada no bordo de fuga ou no dorso de uma asa, exerce claramente uma única função. Em outras palavras, nem sempre uma superfície móvel pode ser claramente classificada como sendo um dispositivo de controle primário, secundário, de hipersustentação ou de controle de arrasto. Por exemplo, quando o Northrop A10 Thunderbolt II pousa, seus aleirons levantam-se simultaneamente, atuando como freios aerodinâmicos, sendo por isto mesmo denominados de deceleirons. Muitos aviões utilizam seus spoilers como se fossem ailerons de alta velocidade, para conseguir um controle mais fino na rolagem. O Saab J39 Grippen utiliza seus canards, que em tese atuariam apenas como profundores, como freios aerodinâmicos logo após o pouso. Pilotos em combate já empregaram freios aerodinâmicos em vôo para diminuir drasticamente a velocidade e alterar com rapidez sua posição em relação a um adversário de “dog-fight”.

(36)

(37)

2.4. TREM DE POUSO

Trata-se do sistema que tem como principais funções fornecer à aeronave a mobilidade necessária no solo controlando assim a direção no taxiamento ou manobras no solo; amortecer os impactos durante o pouso e frear o avião.

2.4.1. CLASSIFICAÇÃO DE AERONAVES QUANTO AO TREM DE POUSO

As aeronaves podem ser classificadas de diversas maneiras, tendo como referência o tipo de trem de pouso que possuem, ou ainda o tipo de pouso e decolagem que efetuam.

Quando consideramos se a aeronave possui trem de pouso adequado para operar da água ou em pistas convencionais (em aeroportos, por exemplo), esta pode ser classificada em hidroplana (pousa e decola exclusivamente na água, figura 2.27), anfíbia (pousa e decola tanto na água quanto no solo, figura 2.28) ou terrestre (pousa e decola exclusivamente no solo, figura 2.29).

No caso de aviões, quando estes somente podem pousar e decolar na água, estes também são denominados de hidroaviões, ou ainda de botes / barcos voadores (flying boats). Aeronaves dotadas de esquis (alguns helicópteros e aviões preparados para pousar na neve utilizam esquis ao invés de rodas), também são classificadas como terrestres.

Beriev Be-6 “Madge”

Casco

Flutuadores

(38)

Aeronaves

2-24

Beriev Be-12 “Mail”

Casco dotado de trem de pouso convencional

Flutuadores

Figura 2.28: Aeronave anfíbia

Lockheed S-3A Viking

Trem de pouso

Figura 2.29: Aeronave terrestre

Quanto à capacidade de recolher o trem de pouso (para diminuir o arrasto aerodinâmico), uma aeronave pode ser classificada do seguinte modo: aeronaves de trem de pouso fixo (o trem não é recolhido durante o vôo, figura 2.30), escamoteável (o trem de pouso é recolhido completamente no conjunto estrutural da

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aeronave, figura 2.30) ou retrátil (o trem de pouso é recolhido somente parcialmente no conjunto estrutural da aeronave, figura 2.31). (a) DFW DI (b) CASA C-101 Aviojet

Figura 2.30: Trem de pouso fixo (a) e escamoteável (b).

trem de pouso não recolhe por inteiro Douglas C47 Dakota IV

Figura 2.31: Trem de pouso retrátil

Quanto à disposição das rodas, a grande maioria dos aviões pode ser classificada como sendo aeronaves de trem de pouso convencional ou triciclo (figura 2.32), muito embora existam outras variedades mais raras, tais como trens de pouso monociclos (normalmente planadores), biciclos (figura 2.33) e quadriciclos.

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Aeronaves

2-26

trem de pouso principal

bequilha

trem de nariz trem de pouso principal

(a) Dewoitine D520

(b)

British Aerospace Hawk T Mk 1A Figura 2.32: Exemplos de aviões com trem de pouso convencional (a) e triciclo (b).

(a) BAe McDonnell Douglas AV-8B Harrier II

(b) Junkers Ju 390 A1

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Quanto ao comprimento de pista necessário para pouso e decolagem, uma aeronave pode ser classificada em:

• CTOL Conventional take off and landing - Pouso e decolagem convencionais • STOL Short take off and landing - Pouso e decolagem em pequenas distâncias • VTOL Vertical take off and landing - Pouso e decolagem verticais

• VSTOL Vertical and short take off and landing

A definição formal da NATO (OTAN) da capacidade STOL de uma aeronave, desde 1964, é: “Short Take-Off and Landing (décollage et atterrissage courts) é a habilidade de uma aeronave superar um obstáculo de 15 m (50 ft) ao fim de 450 m (1500 ft) em uma operação de decolagem ou, no pouso, parar dentro de 450 m (1500 ft) após passar sobre um obstáculo de 15 m (50 ft)”.

Pista disponível para decolagem (metros) Raio de ação em km

Armamento 1135 kg Armamento 2268 kg

Hunter

Harrier

Figura 2.34: Comparação entre raio de missão entre aeronave CTOL (Hunter) e VSTOL (Harrier) Exemplo de aeronaves STOL: ATR 42/72, Alenia G.222, American Champion/Bellanca/Champion Citabria, 8CKAB Decathlon, American Champion/Bellanca Scout, Antonov An-72, Aviat Husky, BAe 146, Boeing C-17, Crouch-Bolas Dragonfly, Dornier Do 228, Fieseler Fi 156, De Havilland DHA-3 Drover, De Havilland Canada DHC-2 Beaver, De Havilland Canada DHC-4 Caribou, De Havilland Canada DHC-5 Buffalo, De Havilland Canada DHC-6 Twin Otter, De Havilland Canada Dash 7, De Havilland Canada Dash 8, Helio Courier, Hunting H126, Ilyushin Il-76, IAI Arava, Jetpod, Lockheed C-130, Maule, Wren 460 and Peterson 260SE, Pilatus PC-6, Piper Cub, PZL-104 Wilga, Saab Gripen, Saab Viggen, Westland Lysander, Kitfox, Zenith STOL CH 701.

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Aeronaves

2-28

2.4.2. AMORTECIMENTO DO IMPACTO DO POUSO

O trem de pouso tem como uma de suas principais funções amortecer o impacto da aeronave no pouso. Para tal, diversos tipos de trens de pouso foram desenvolvidos: trens de pouso de mola, com amortecedores de borracha e com amortecedores hidráulicos.

Os trens de pouso de mola são empregados no projeto de aeronaves pequenas, principalmente porque são muito leves, simples e baratos, e também porque praticamente dispensam manutenção. Este tipo de trem constitui-se somente de uma barra metálica, dúctil, ligada ao conjunto roda/pneu ou patins. O impacto do pouso é absorvido pela deformação elástica da barra, que assim trabalha como uma mola. Entretanto, se o impacto de pouso não for muito suave, este tipo de trem de pouso tende a fazer a aeronave saltar (figura 2.35).

Aproximação para pouso

As pernas do trem de pouso se deformam para absorver o impacto do pouso

Após o impacto, as pernas do trem de pouso retraem-se, impulsionando o avião para cima.

Salto após impacto de pouso. Pista de pouso

Arado Ar 68E

Figura 2.35: Trem de pouso de mola - esquema explicativo da relação impacto / retorno.

Para tentar eliminar esta tendência, e ainda manter as características de leveza e simplicidade, algumas aeronaves foram dotadas de trens de pouso com amortecedores de borracha. Neste caso, a perna do trem de pouso é mais rígida, dotada de mancais no seu ponto de fixação na fuselagem. Quando no pouso, as

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pernas do trem de pouso tendem a abrir, pivotando-se nos mancais. Os amortecedores de borracha, que interligam as pernas, bloqueiam progressivamente este movimento, absorvendo deste modo o impacto de pouso. Entretanto, como também neste caso o amortecimento do choque é deficiente, este tipo de trem de pouso não é mais utilizado em projetos de aeronaves com alguma relevância comercial.

Praticamente todas as aeronaves construídas da metade do século XX até a atualidade empregam trens de pouso com amortecedores hidráulicos. Estes amortecedores absorvem bem o impacto, tendo pouca tendência de retorno, o que possibilita um pouso sem saltos e portanto mais seguro. Sua forma característica permite que sejam reconhecidos com facilidade (figuras 2.36 e 2.37).

Boeing 737

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Aeronaves

2-30

Boeing 737

Figura 2.37: Exemplo de trem de pouso principal (asa).

2.4.3. FRENAGEM E MANOBRA NO SOLO

Todas as aeronaves que utilizam trens de pouso com rodas dispõem de freios para diminuir o espaço de rolagem no pouso, para controlar seu movimento no taxiamento, para cessar a movimentação da aeronave no solo e muito importante, para freiar as rodas de trens de pouso escamoteáveis. Este sistema de freio pode ser a tambor ou a disco, com acionamento mecânico, hidráulico ou pneumático. Entretanto, as aeronaves de projeto atual somente utilizam freios a disco, de acionamento hidráulico.

Para a manobra no solo (taxiamento) da aeronave, é conveniente que a tripulação tenha domínio pleno sobre o giro da bequilha ou trem de nariz. Em alguns aviões, ambos obedecem aos mesmos comandos que o leme de direção. Em outras, a tripulação opera um comando separado para rege-los.

2.4.4. OUTRAS FUNÇÕES

Muitas outras funções podem ser exercidas pelos trens de pouso. No caso de aeronaves embarcadas em porta-aviões, o trem de nariz normalmente é o ponto de engate para a catapulta que impulsiona o avião na

(45)

decolagem (figura 2.38), e também, por vezes, leva o indicador visual que sinaliza para o oficial de convés a velocidade relativa da aeronave (figura 2.39). Outra função é a descarga de cargas eletrostáticas no pouso e após (figura 2.40). Além disso, os trens de pouso são pontos preferenciais de amarração.

Grumman F14A Tom Cat

Figura 2.38: Engate do trem de nariz à catapulta de lançamento.

(46)

Aeronaves

2-32

Figura 2.40: Aterramento para descarga de eletricidade estática no avião amarrado ao convés.

INCIDENTE COM TREM DE POUSO

Em oito de agosto de 1973, o vôo 104 da Braniff entre Nova York e Washigton estava sendo operado pelo 727 de prefixo N1728T, levando a bordo 75 passageiros. A decolagem foi tranqüila, com o 727 subindo rapidamente rumo a sua altitude de cruzeiro quando, sem aviso, uma violenta explosão sacudiu a aeronave. O comandante Jack Shirley iniciou uma completa varredura no painel do 727 para verificar o que estava errado. A cena, em detalhes, foi descrita assim pelo comandante:

"...nós tivemos uma descompressão explosiva e a pressão da cabine caiu a zero. As lâmpadas que demonstravam uma situação insegura do trem de pouso se acenderam, os instrumentos mostraram que a pressão hidráulica e o nível dos fluídos caíram também para zero, os indicadores dos flaps se tornaram erráticos, a buzina de alerta de altitude soou e todas as máscaras de oxigênio do cockpit e da cabine caíram. Estávamos em grande perigo!". Uma das comissárias correu ao cockpit para avisar que havia um grande buraco na asa direita, logo acima do trem de pouso. Parecia, para a tripulação, que uma bomba havia sido detonada em um dos porões da aeronave que, apesar disso, continuava a voar:

(47)

O controle do 727 estava com o primeiro-oficial Spence, que colocou o Boeing novamente no rumo do aeroporto Dulles enquanto o comandante foi até a cabine de passageiros para verificar a situação na asa, descrita pela comissária:

"podia-se ver a luz do dia pelo buraco na asa do avião. O trem de pouso pendia sem controle e havia fumaça saindo da parte de baixo do Boeing."

Ao ver esta cena, o comandante Shirley avisou as comissárias que elas deviam instruir os passageiros para se preparar, pois a aeronave teria de efetuar um pouso de emergência, pois o piloto não tinha a menor idéia de como o 727 se comportaria ao tocar o solo, uma vez que não havia pressão hidráulica nos sistemas e o trem de pouso estava avariado.

Enquanto isso, na cabine, o engenheiro de bordo Roger Stephens, estava ocupado tentando restaurar os controles com a força do sistema reserva da aeronave. Por sorte, os sistemas de reserva funcionaram normalmente e, assim, o 727 mesmo com dificuldades, retornou para pouso, efetuando uma longa curva de aproximação, enquanto o engenheiro Stephens baixava as outras unidades do trem de pouso, o trem dianteiro e o trem principal do lado esquerdo. Todos os veículos e equipamentos de emergência do aeroporto Dulles estavam alinhados ao longo da pista, preparados para o pior, quando o vôo 104 veio para o toque. De forma surpreendente, mesmo com todos os danos de uma explosão por motivos desconhecidos, o trem direito agüentou o peso da aeronave e o 727, após a aplicação dos freios e da reversão dos motores, parou sem maiores dificuldades. Em poucos instantes, com o Boeing parado, tripulantes e passageiros deixaram rapidamente o interior do avião da Braniff.

Uma rápida inspeção do 727 no solo mostrou o que aconteceu ao vôo 104: o freio do trem de pouso direito aqueceu além dos limites previstos durante o táxi antes da decolagem e, após o recolhimento das rodas, gerou muito calor na baia direita, explodindo um dos pneus desta unidade quando o avião estava chegando a sua altitude de cruzeiro. Pedaços de metal do trem e de suas carenagens chocaram-se com a fuselagem e um destes pedaços perfurou a parte traseira do compartimento de carga, ocasionando a perda de pressurização do 727. A estrutura do trem de pouso direito sofreu grandes danos, com os fios de eletricidade e as linhas de pressão sendo completamente rompidas, ficando pendentes na parte inferior do 727 como um espaguete.

Investigadores do NTSB e engenheiros da Brannif elogiaram o profissionalismo e a perícia da tripulação do vôo 104, pois a situação que eles enfrentaram era de um desastre iminente. Toda a tripulação do vôo 104 recebeu o prêmio de segurança aérea civil Daedalian (Daedalian Civilian Air Safety Award), que desde 1934 é entregue anualmente para algum comandante e sua tripulação que tenham demonstrado "a mais notável habilidade, bom julgamento e heroísmo, acima e além dos padrões normais requeridos".

(48)

Aeronaves

2-34

2.5. SISTEMA DE COMBATE AO GELO

A presença de gelo na superfície externa de uma aeronave tem conseqüências: o gelo destrói o fluxo laminar do ar, aumentando o arrasto enquanto reduz a capacidade da asa de gerar sustentação. O aumento do peso em um avião devido ao gelo pode ser considerado como desprezível quando comparado aos problemas gerados pela quebra do fluxo aerodinâmico. Como é necessário mais potência para compensar o arrasto adicional, e o ângulo de ataque é aumentado para aumentar a sustentação, as superfícies inferiores das asas (intradorso) e da fuselagem passam também a acumular gelo.

O gelo acumula em todas as superfícies frontais expostas da aeronave - não somente as asas, hélices e pára-brisas, mas também antenas, aberturas de ventilação, entradas de ar estático, radiador ou qualquer superfície não protegida por um sistema de aquecimento ou boot (degelador pneumático). Em condições de gelo severas ou moderadas, uma aeronave de pequeno porte pode ser tomada rapidamente pelo gelo, de tal forma que a continuidade do vôo seja impossível: uma condição de estol pode ocorrer em velocidade de vôo mais alta e em ângulo de ataque mais baixo do que o normal. Se a manobrabilidade já estiver comprometida, é praticamente impossível a recuperação da aeronave (figura 2.41).

O gelo pode também causar uma parada de motor ou danifica-lo seriamente, devido ao congelamento do carburador ou pela obstrução da entrada de ar no caso de motores à pistão, ou devido ao impacto de pedaços de gelo nas palhetas dos primeiros estágios de compressão de um motor à reação.

Estatísticas

1990 – 2000 – 27% (105) dos acidentes foram fatais

Acidentes relacionados ao clima

Origem do Gelo

Experiência do Piloto (horas)

Tipo de avião

Gelo Demais condições climáticas Gelo estrutural Acúmulo no solo Gelo induzido Desconhecido Monomotor, trem de pouso escamoteável Multimotor Monomotor, trem de pouso fixo

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2.5.1. TIPOS DE GELO E SEUS EFEITOS NO VÔO

O gelo que se acumula na área externa da aeronave é denominado de gelo estrutural. É descrito como sendo do tipo limpo (Clear Ice, algumas vezes chamado também de gelo vidrado), do tipo leitoso (Rime Ice), ou do tipo misto.

• O Rime Ice tem aparência leitosa e áspera, e normalmente segue os contornos da superfície. É removido com facilidade pelo sistema deice (aquecimento elétrico ou boot).

• O Clear Ice ou gelo vidrado é algumas vezes claro e liso, mas usualmente contém pequenas bolhas de ar que resultam em uma aparência translúcida. Quanto maior o acúmulo, menos este tipo de gelo acompanha a superfície. Sua forma é freqüentemente caracterizada pelo surgimento de cones superiores e inferiores de gelo. O Clear Ice é duro e denso, de aparência mais clara que o do tipo Rime, e é geralmente duro de quebrar (figura 2.42).

Figura 2.42: Clear Ice ou gelo vidrado.

O gelo pode distorcer o fluxo de ar sobre a asa, diminuindo a máxima sustentação oferecida, reduzindo o ângulo de ataque para máxima sustentação, e significativamente aumentando arrasto. Testes em túneis de vento e em aeronaves em vôo mostraram que o acúmulo de geada, neve ou gelo na superfície superior da asa, em uma espessura e rugosidade não maior que a de uma lixa comum pode reduzir a sustentação em 30% e aumentar o arrasto em 40%. Acúmulos maiores podem reduzir a sustentação ainda mais e aumentar o arrasto em até 80% ou mais. Mesmo aeronaves equipadas para vôo em condições de gelo são significativamente afetadas pelo acúmulo de gelo em áreas não protegidas. O estudo NASA TM83564 demonstrou que cerca de 30% do arrasto associado à presença de gelo ainda permanece após todas as

(50)

Aeronaves

2-36 superfícies protegidas por sistemas deice estarem limpas de gelo. Superfícies não protegidas podem ser as antenas, dobradiças do flaps, cones de controle, área frontal da fuselagem, bordas do pára-brisa, suportes de asas ou de estabilizadores, trens de pouso fixos, etc.

2.5.2. FORMAÇÃO DO GELO

O gelo pode se formar nas superfícies externas da aeronave por volta de 0oC ou menos quando água estiver presente. Muito embora seja relativamente fácil predizer onde existam largas áreas de presença potencial de gelo, a predição acurada das áreas de icing (congelamento) e suas altitudes ainda é deficiente. Montanhas, grandes massas de água líquida (represas ou grandes lagos, por exemplo), vento, temperatura, umidade e pressão atmosférica são todos fatores influentes no clima.

Com relação à quantidade de umidade que carregam, as nuvens podem ser classificadas como “secas” ou “úmidas”. Nuvens “secas” tem relativamente pouca umidade e, deste modo, apresentam pouco risco de gerar gelo. A origem de uma massa de ar frio é a chave para saber quanta água super-resfriada é carregada pelas nuvens. Se os ventos prevalentes trazem nuvens sobre uma grande massa de água líquida, elas provavelmente serão do tipo úmido. Este comportamento previsível faz com que seja possível mapear as áreas de alto risco de gelo em função das estações do ano (figura 2.43).

52% 42% 32% 22% 12% Porcentagem de tempo de vôo com condição de gelo

Figura 2.43: Áreas de risco de presença de gelo nos EUA, de novembro a março.

Pode-se verificar na figura 2.43 que não necessariamente as áreas mais frias são as que apresentam as condições mais severas de gelo. Entretanto, os pilotos são sempre advertidos que condições pesadas de gelo podem ser encontradas ocasionalmente nas áreas de baixo risco.

(51)

Áreas e frentes de baixa pressão são os grandes produtores de gelo, mas massas isoladas e instáveis com bastante umidade podem gerar gelo suficiente nas nuvens para inviabilizar o vôo de uma aeronave pequena.

Por outro lado, a chuva de baixa temperatura (freezing rain) e o granizo (drizzle rain) também são capazes de recobrir rapidamente grandes áreas expostas de uma aeronave, gerando rugosidades na superfície ou distorcendo o formato aerodinâmico das asas, fazendo assim o vôo uma atividade extremamente perigosa ou impossível em poucos minutos. A chuva de baixa temperatura ocorre quando uma precipitação originada de uma massa de ar aquecida encontra uma massa de ar fria (0o_{C ou menos) em altitude inferior. As gotas} de água congelaram no impacto com a aeronave, e criarão gelo em áreas não protegidas pelo sistema deice.

O granizo é normalmente formado quando gotas de água são lançadas em um circuito fechado de ventos ascendentes quentes e descendentes frios (massa de ar frio de alta altitude, massa quente de baixa altitude). As gotas de água chocam-se umas com as outras, e devido à baixa temperatura superior, crescem de tamanho e congelam-se, precipitando-se como granizo. Tanto a freezing rain como o granizo podem precipitarem-se sobre um aeroporto e formar gelo nas superfícies de aeronaves no solo (em taxiamento), ou em decolagem ou pouso.

2.5.3. GELO ESTRUTURAL

O quanto rapidamente uma superfície coleta gelo depende em parte do seu formato. Asas modernas, de pequena espessura, serão mais críticas do que asas de desenho antigo, mais espessas, enquanto que os estabilizadores normalmente serão recobertos de gelo muito mais rapidamente do que as asas. No caso de estol de cauda devido ao gelo, a recuperação da aeronave em baixa altitude é extremamente difícil, sendo que diversos aviões grandes de carreira têm sido perdidos devido a este tipo de estol.

• ESTOL DE ASA

As asas, devido ao gelo, entram em estol em ângulos de ataque menores, e em velocidades mais elevadas, do que para sua condição normal de estol (sem gelo). Mesmo pequenas quantidades de gelo causarão algum efeito, e se este é rugoso, seu efeito é considerável. Portanto um aumento da velocidade de aproximação de pouso é necessário na presença de gelo nas asas, sendo este aumento em função da quantidade de gelo e do tipo de aeronave.

Problemas com a degradação da manobrabilidade da aeronave também não são incomuns. O gelo se forma assimetricamente entre as asas, e as pontas das asas, devido ao fato de serem menos espessas, acumulam gelo mais rapidamente, podendo estolar antes do restante da asa.

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Aeronaves

2-38 • EFEITOS DO GELO NA MANOBRABILIDADE

Gelo nas asas, à frente dos ailerons, pode afetar o controle de rolagem. Asas normalmente estolam da raiz para as pontas, de modo que mesmo em condição próxima de estol o controle pelos ailerons não seja afetado. Entretanto, como já dito, as pontas das asas por serem menos espessas, acumulam gelo mais eficientemente. O estol das pontas das asas é perigoso porque degrada violentamente a eficiência dos ailerons, reduzindo a manobrabilidade.

• ESTOL DE CAUDA

Os estabilizadores horizontais equilibram a tendência do nariz de “picar” para baixo, através da geração de sustentação inversa na cauda da aeronave (figura 2.44).

Forças normais – sem a presença de gelo

Estol de cauda – perda de sustentação do estabilizador horizontal

GELO

Figura 2.44: Estol de cauda

Quando a cauda estola, as forças de sustentação inversa são diminuídas ou removidas, e o nariz do avião pode “picar” severamente. Uma vez que os estabilizadores são menores em área e em espessura em comparação com as asas, estes serão recobertos de gelo de 2 a 3 vezes mais rapidamente do que as asas, e este acúmulo de gelo normalmente não será observado pelo piloto (fora do campo de visão).

O perigo do estol de cauda é ainda mais crítico do que o de estol de asa devido ao fato de que a maioria dos pilotos ser mais familiarizada com este último. Enquanto é necessário o aumento de velocidade para

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sair do estol de asa, para sair do estol de cauda o piloto deve reduzir potência e velocidade (aumentando o ângulo de ataque). Confundir uma situação com a outra pode ser fatal, especialmente em baixas altitudes.

2.5.4. DEICING (REMOÇÃO DE GELO) E ANTI-ICING (ANTI-CONGELANTE)

Algo que muitas vezes não é compreendido claramente pelos pilotos (ou, por pressões comerciais, não é seguido) é que o sistema de combate a gelo é feito basicamente para que a aeronave possa escapar de uma condição de gelo, não para que ela enfrente esta condição em tempo prolongado, particularmente em condições severas ou mesmo moderadas de gelo.

O equipamento anti-icing (anti-congelante) é acionado antes do vôo entrar em condição de gelo. Tipicamente este inclui aquecimento elétrico do carburador, hélices, tubo pitot, respiros do tanque de combustível, pára-brisas, e em alguns casos, aplicação de descongelantes fluidos de superfície.

O equipamento deicing (remoção de gelo) é acionado após entrar em condição de gelo.

Anti-Icers em hélices: o gelo freqüentemente se forma em hélices antes de ser visível nas asas. Hélices podem ser tratadas com fluido anti-congelante aplicado por pequenos aspersores próximos à raiz da hélice ou por aquecedores elétricos localizados no bordo de ataque (figura 2.45).

Deicers em asas e sistemas Anti-Incing: Existem presentemente três tipos de sistemas anti-icing (sistemas de aquecimento elétrico, aspersão de fluido anti-congelante e aquecimento por ar sangrado – hot wings) e um tipo de deicer (boot, ou removedores de gelo pneumáticos), específicos para asas, empregados na aviação comercial na atualidade.

Os boots são tiras de borracha infláveis instalados nos bordos de ataque das asas e dos estabilizadores vertical e horizontal. Quando ativados, eles são pressurizados com ar e expandem, quebrando o gelo (figura 2.46, item a). Então sucção é aplicada e os boots retornam ao seu formato original (figura 2.46, item b). Um mito persistente afirma que se os boots são acionados muito no início da deposição do gelo, eles poderão expandir a camada de gelo ao invés de quebrá-lo, fazendo com que na deflação, uma “ponte” de gelo se forme, a qual não possa ser quebrada na próxima expansão. Muito embora algum gelo residual possa permanecer após um ciclo de expansão / deflação, a “ponte” não ocorrerá em nenhum boot de projeto moderno, de modo que o piloto deve acionar o sistema tão cedo seja sentida a presença de gelo.

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Aeronaves

2-40

a

b Figura 2.45: (a) Hélice com aspersores de álcool anti-congelante; (b) bordo de ataque

de hélice aquecido eletricamente.

a

b

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Sistemas fluidos de remoção de gelo transferem fluido de um reservatório para um sistema de pulverização localizado nos bordos de ataque das asas e dos estabilizadores (figura 2.47). Quando ativado, o fluido escorre por todas as superfícies das asas e estabilizadores, removendo o gelo. Também pode ser instalado nas hélices e pára-brisas.

Figura 2.47: Sistema de aspersão de álcool (TKS).

Anti-congelantes de pára-brisas: três sistemas são normalmente implementados. Tratam-se do aquecimento elétrico do vidro (por meio de fios de cobre instalados dentro da placa de vidro do pára-brisa), da aspersão externa de fluido anti-congelante e da cortina de ar sangrado (para motores turbo-hélice ou jatos).

Sistemas de proteção do motor: motores turbo-hélice e a jato devem ter as bordas das entradas de ar protegidas contra a formação de gelo, enquanto que motores à pistão devem ter sistemas que impeçam o congelamento do carburador ou obstrução da entrada de ar (motores que utilizem injeção de combustível). Aeronaves turbo-hélices normalmente empregam sistemas pneumáticos com esta finalidade, enquanto que aeronaves a jato utilizam ar aquecido sangrado. Carburadores normalmente utilizam aquecimento elétrico e motores com injeção empregam sistemas de portas de admissão de ar alternativas em conjunto com aquecedores elétricos.

2.5.5. GELO INDUZIDO

Nem todo o gelo é estrutural, o congelamento induzido também é uma importante causa de acidentes (figura 2.41). Existem dois tipos de congelamento induzido: congelamento de carburador (figura 2.48), e bloqueio de passagem de ar. Ambos afetam a passagem de ar e/ou combustível para motores a pistão, causando a paralisação do seu funcionamento.