TEORIA DE VOO PC - EJ

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Voe mais alto
AERODINÂMICA 
DE ALTA VELOCIDADE
CURSO DE PILOTO COMERCIAL
Guilherme Klein Schmitt
klein@ej.com.br
guikschmitt@gmail.com
2
INTRODUÇÃO
Ter uma visualização clara dos fenômenos aerodinâmicos e da mecânica de voo. 
Aprovação na banca examinatória da ANAC.
SUMÁRIO 
Capítulo 1 – Compressibilidade
Capítulo 2 – Consequências das Ondas de Choque
Capítulo 3 – Voo Transônico
Capítulo 4 – Consequências do Enflechamento
Capítulo 5 – Efeitos Aerolásticos
Capítulo 8 – Voo Supersônico
Capítulo 10 – Voo Hipersônico
Ordem dos capítulos baseados no livro “Aerodinâmica de Alta Velocidade” de Newton Soler Saintive.
COMPRESSIBILIDADE
Na década de 40, os aviões mais velozes apresentavam “problemas de compressibilidade”. Tais como:
Avião “pesado de nariz”
Vibrações na cauda ou em todo avião
Comandos duros ou ineficazes
 Capítulo 1
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Uma substância é compressível se seu volume variar de acordo com a pressão por ele suportada; quando a pressão aumenta, o volume diminui, e vice-versa.
 Capítulo 1
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Apesar de evidente compressibilidade do ar, nas Baixas Velocidades o ar pode ser considerado incompressível, porque as pressões nesse regime são muito baixas, produzindo variações desprezíveis de volume e densidade. Exemplo:
Velocidade do avião 91 mph na condição ISA (1013,2 hpa e 1,225 kg/m³).
Ponto A, velocidade zero, pressão 1023,3 hpa (1% maior) e densidade 1,2335 kg/m³ (0,7% maior). 
 Capítulo 1
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A
Já na Alta Velocidade as variações de pressão e densidade são muito grandes, e portanto não podem mais serem ignoradas. Nas Grandes Velocidades o ar tem que ser considerado compressível.
Velocidade do avião 380 mph na condição ISA (1013,2 hpa e 1,225 kg/m³).
Ponto A, velocidade zero, pressão 1195,6 hpa (18% maior) e densidade 1,384 kg/m³ (13% maior). 
 Capítulo 1
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A
O início da “Alta Velocidade”: 250kt ou M>0,4
 Capítulo 1
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O som é uma série de impulsos de pressão.
Para que o som se
	propague tem que
	existir matéria.
A velocidade do som
	depende somente da
	TEMPERATURA.
 Capítulo 1
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Temperatura X Velocidade do Som
 Capítulo 1
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Durante o voo, as partes das aeronaves emitem ondas de pressão que afetam o ar a sua frente, estas ondas se propagam a velocidade do som.
 Capítulo 1
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Se o avião está voando em baixa velocidade, os impulsos de pressão vão à frente do mesmo, influenciando o ar que ainda não entrou em contato com ele.
 Capítulo 1
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Se o avião voa mais rápido que o som, o ar não é avisado de sua chegada, provocando uma onda de choque. Ao passar pela onda de choque, o ar experimenta súbitas mudanças de velocidade, pressão, temperatura e densidade.
 Capítulo 1
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O Número MACH é a razão entre a velocidade verdadeira e a velocidade do som.
O termo "Mach" vem de Emst Mach, um físico austríaco que teve notável destaque no estudo do fluxo supersônico.
				
 Capítulo 1
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Número MACH
Velocidade na qual, em um único ponto do perfil aerodinâmico (pela primeira vez geralmente próximo a fuselagem) o vento relativo atinge a velocidade do som.
				
 Capítulo 1
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Mach Crítico
Para valores superiores ao MCRÍT teremos regiões da asa onde a velocidade dos filetes é inferior à velocidade do som (subsônicas) e outras onde ela é superior à velocidade do som (supersônicas). A coexistência dos escoamentos subsônicos e supersônicos caracteriza o regime Transônico.
No regime transônico, a passagem do fluxo subsônico para supersônico é suave, porém a transição do fluxo supersônico para subsônico é sempre acompanhada por uma onda de choque.
Todo avião que voa em regime transônico ultrapassou o Mach crítico, que é a fronteira entre os voos subsônicos e transônicos.
				
 Capítulo 1
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 Capítulo 1
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Subsônico – M < 0,75 (filetes com velocidades inferiores a do som)
Transônico – 0,75 < M < 1,2 (filetes supersônicos e subsônicos)
Supersônico – 1,2 < M < 5 (somente filetes supersônicos)
Hipersônico – M > 5
				
 Capítulo 1
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Classificação do voo quanto ao Número Mach
				
 Capítulo 1
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Onda de Choque
Fluxo Supersônico
0.89
0.97
M=1
0.89
0.97
Mach = 0.89
 Capítulo 1
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Onda de Choque
 Capítulo 1
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Onda de Choque
 Capítulo 1
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Onda de Choque
				
 Capítulo 1
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Onda de Choque
Descolamento da camada limite é observado atrás da onda de choque.
				
 Capítulo 1
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M = 0,77
Descolamento da camada limite é observado atrás da onda de choque.
				
 Capítulo 1
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Aumentando a velocidade a onda de choque se move na direção do bordo de fuga aumentando a área supersônica e nessa velocidade já aparece uma onda de choque no intradorso.
				
 Capítulo 1
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M = 0,82
 Capítulo 1
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M = 0,95
Com M = 0,95 quase todo aerofólio estará sujeito ao escoamento supersônico.
				
 Capítulo 1
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M = 1,05
Acima do M = 1 o avião não pode “telegrafar” a sua chegada, as partículas se ajustam instantaneamente à forma da asa e da fuselagem, produzindo uma nova onda de choque à frente dos mesmos, denominada onda de proa.
				
 Capítulo 1
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M = 1,05
Quando o bordo de ataque é arredondado, como na figura acima, entre o mesmo e a onda de choque existe ainda uma região subsônica, enquanto todo o resto do aerofólio já está no escoamento supersônico. O avião continua no regime transônico, apesar de ter ultrapassado Mach 1.
				
 Capítulo 1
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M = 2
 Capítulo 1
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M > 1
 Capítulo 1
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Onda de Choque
A onda de choque normal, própria do regime transônico tem as seguintes características:
Só ocorre quando um escoamento passa de supersônico para subsônico. Após a onda seu valor é inverso, se antes da onda era Mach 2, após será 1/Mach: ½=0,5
A direção dos filetes de ar não é modificada ao passar por esta onda de choque.
Nesta onda ocorre um aumento de pressão, temperatura e densidade do ar, e redução da velocidade e do numero de Mach dos filetes.
Ela provoca também uma grande redução de energia dos filetes de ar, ou seja, a soma das pressões estática e dinâmica é diminuida.
CONSEQUÊNCIAS DAS 
ONDAS DE CHOQUE
Estol de Compressibilidade – A camada limite aumenta substancialmente sua espessura ao passar pela onda de choque.
A onda de choque de grande intensidade provoca um descolamento de filetes, afetando a sustentação e o arrasto.
 Capítulo 2
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34
 
Estol de compressibilidade – O estol de compressibilidade (também conhecido como estol de choque ou de Mach) é menos crítico que o estol subsônico.
 Capítulo 2
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35
 
Desse modo, o aviões que voam no regime transônico estão sujeitos àquelas vibrações típicas do pré-estol (buffet) não só nas baixas, mas também nas altas velocidades.
Para eliminá-las, o piloto deverá, nas baixas velocidades, reduzir o ângulo de ataque e aumentar a velocidade, e, nas altas velocidades reduzir o número Mach.
 Capítulo 2
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36
 
 Capítulo 2
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37
COFFIN CORNER
No Coffin Corner (ou Canto do Caixão) o avião estará sujeito ao buffet de alta velocidade e de baixa velocidade.
 Capítulo 2
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Conforme a altitude aumenta o ar fica menos denso e nossa asa necessita de mais fluxo de ar para gerar a mesma quantidade de sustentação. Então, conforme subimos nossa Velocidade de Estol aumenta.
(Como vimos, ao aumentarmos o número Mach até atingirmos o MCRÍT as ondas de choque começam a aparecer. Com isso as aeronaves de alta velocidade se baseiam no Mach Máximo Operacional MMO, que é estipulado pelo fabricante, é um Mach de segurança que é menor que o MCRÍT e evita que a aeronave atinja o MCRÍT e as ondas de choque apareçam.)
Conforme subimos o MMO decresce com a altitude devido a temperatura do ar diminuir.
 Capítulo 2
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39
 
 Capítulo 2
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40
 
 Capítulo 2
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41
 
Conforme nos aproximamos do teto aerodinâmico a Velocidade de Estol e o MMO se encontram.
Neste local,
poucos nós
separam o estol
de baixa para o
buffet de alta.
 Capítulo 2
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42
 
É possível sair desse “canto” simplesmente mantendo a altitudepara consumir combustível. Após algum tempo, com menor peso, será reduzida a velocidade do buffet de baixa e aumentada a de alta, saindo pois do Coffin Corner.
 Capítulo 2
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43
AUMENTO DO ARRASTO
A onda de choque causa aumento de espessura da camada limite produzindo uma nova parcela de arrasto (Arrasto de Onda ou de Compressibilidade). Com a elevação do número de Mach elas provocam descolamento dos filetes.
Inicialmente esse aumento de arrasto é lento devido apenas ao aumento da espessura da camada limite.
 Capítulo 2
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Mas quando as ondas de choque produzem descolamento dos filetes, o aumento é mais rápido, até chegar ao Mach de Divergência de Arrasto – MDIV, a partir do qual o crescimento do coeficiente de Arrasto é muito mais acentuado.
O coeficiente de
	Arrasto para 
	enflechamento nulo
	atinge seu valor
	máximo no Mach = 1.
 Capítulo 2
Número de Mach
 Coeficiente de Arrasto
Mach de Divergência
Mach Crítico
0.6
0.7
1.0
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45
VARIAÇÃO DA POSIÇÃO DO CP
As ondas de choque provocam uma variação na distribuição de pressão nos aerofólios, deslocando o centro de pressão da asa para trás.
 Capítulo 2
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 Capítulo 2
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47
REDUÇÃO DO DOWNWASH
Quando um aerofólio produz Sustentação, como conseqüência do princípio de ação e reação, os filetes de ar que passam pelo bordo de fuga são desviados para baixo (downwash).
 Capítulo 2
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Devido ao downwash, o ângulo de ataque da superfície horizontal é negativo, e portanto, a Sustentação nela produzida é negativa. Com velocidades superiores ao Mach crítico, a onda de choque reduz o downwash da asa, e, como conseqüência, o ângulo de ataque da superfície horizontal torna-se menos negativo, reduzindo, pois, o valor da resultante. 
 Capítulo 2
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49
 
 Capítulo 2
Downwash Normal
Menu
50
 
 Capítulo 2
Redução do Downwash
Menu
51
ROLLOFF
O uso dos pedais em velocidades próximas ao MMO pode fazer com que uma das asas ultrapasse o Mach crítico.
Esta asa perderá
	sustentação e abaixará
	(onda de choque),
	produzindo um rolamento para o lado oposto ao desejado. Para evitar esse efeito, nos vôos próximo ao MMO deve-se usar só os ailerons. 
 Capítulo 2
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TENDÊNCIA DE PICAR 
(TUCK UNDER ou MACH TUCK)
É provocado pelo deslocamento do CP para trás, e a redução do Downwash.
 Capítulo 2
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COMANDOS INOPERANTES
Acima do Mach crítico, todos os sinais produzidos pelas superfícies de comando ficavam acumuladas na onda de choque.
A mudança do CP produz grande aumento do momento na linha de articulação, tornando sua movimentação difícil. (A turbulência criada pela onda de choque descola e tira a força dos filetes, perdendo assim o movimento dos comandos).
 Capítulo 2
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VOO TRANSÔNICO
Nas atuais velocidades de 
	cruzeiro, o Arrasto Induzido 
	representa de 25% a 40% do 
	total, sendo os Arrastos 
	Parasita e de Compressibilidade
	responsáveis pelo restante.
Acima do MDIV o arrasto
	torna-se muito elevado.
 Capítulo 3
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ENFLECHAMENTO
A asa enflechada só é sensível à componente de vento relativo perpendicular ao bordo de ataque. Por isso ela produzirá menos sustentação que uma asa não enflechada. Assim, com o mesmo aerofólio porém com um enflechamento de 30º o MCRÍT passa a ser M = 0,808.
 Capítulo 3
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Mcrít = 0,7
Mcrít = 0,808
ENFLECHAMENTO – Aumenta o Mach Crítico, mas por outro lado traz algumas desvantagens:
Menor capacidade de produzir sustentação
Tendência de estolar na ponta da asa
Agravar o “Pitch up”
(Fenômenos estudados no capítulo 4)
 Capítulo 3
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AEROFÓLIOS
Para aumentar o MCRÍT foram criados aerofólios para grandes velocidades. Estes tem menor curvatura e menor espessura do que os convencionais usados nas baixas velocidades. Nesses perfis, a curvatura do extradorso é pouco acentuada, evitando grandes aumentos de velocidade; como resultado, a onda de choque só aparecerá em velocidades (ou Números de Mach) mais elevadas.
Os primeiros aerofólios estudados com essa finalidade foram os chamados aerofólios laminares.
 Capítulo 3
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 Capítulo 3
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Posteriormente verificou-se que estes não eram, realmente, os melhores aerofólios para as altas velocidades.
Atualmente os perfis mais promissores são os Supercríticos, que apresentam as seguintes diferenças em relação aos aerofólios convencionais:
Maior raio do bordo de ataque;
Curvatura superior reduzida (menor espessura);
Curvatura em S próxima ao bordo de fuga.
 Capítulo 3
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 Capítulo 3
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Os perfis Supercríticos apresentam as seguintes desvantagens:
Redução do coeficiente de sustentação máxima.
Menor volume para armazenar combustível e trem de pouso.
 Capítulo 3
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REGRA DA ÁREA
(Area Rule)
Este conceito foi desenvolvido pelo Dr. Richard T. Whitcomb, que também desenvolveu o perfil supercrítico. 
Essa regra constata que o menor arrasto nos regimes transônicos e supersônicos, é obtido quando as áreas das sessões retas do avião ao longo do eixo longitudinal formam uma curva contínua, sem mudanças abrutas ao longo do seu comprimento. 
 Capítulo 3
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 Capítulo 3
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 Capítulo 3
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 Capítulo 3
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Um dos primeiros e mais populares exemplos da Área Rule foi o F-102 Delta Dagger que teve seu Mach aumentado de 0.98 para Mach 1.22 apenas com o uso deste conceito.
 Capítulo 3
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 Capítulo 3
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GERADORES DE VÓRTICES
(Vortex Generators)
Os vórtices captam ar fora da camada limite, portanto com muita energia, e o misturam com o ar da camada limite que está “cansado”, pois perdeu energia cinética devido a viscosidade do ar.
 Capítulo 3
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A camada limite é energizada pelos vortex generators, podendo adiar ou prevenir o descolamento da camada limite.
Conclusão: Os geradores de vórtices são empregados para reduzir o Arrasto, aumentar a Sustentação, melhorar o controle e reduzir os buffets de alta e de baixa.
 Capítulo 3
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ESTABILIZADOR HORIZONTAL COM INCIDÊNCIA VARIÁVEL
Para tornar mais efetivo o comando de arfagem e para reduzir o arrasto produzido pelo profundor, é empregado estabilizadores horizontais móveis.
 Capítulo 3
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MACH TRIMMER
Dispositivo sensível ao número de Mach. Atua sobre o estabilizador horizontal de incidência variável ou sobre o profundor, e faz força contrária ao movimento de Tuck Under e Pich Up, neutralizando a força no manche.
 Capítulo 3
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CONSEQUÊNCIAS DO ENFLECHAMENTO
Como vimos anteriormente, a asa enflechada só é sensível à componente de vento relativo perpendicular ao bordo de ataque. Por isso ela produzirá menos sustentação que uma asa não enflechada.
 Capítulo 4
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 Capítulo 4
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 Capítulo 4
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Redução da Sustentação
Os aerofólios empregados nessas asas possuem menor curvatura e espessura que aqueles empregados nas asas não enflechadas. Para compensar a diminuição de sustentação é preciso aumentar o ângulo de ataque.
 Capítulo 4
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Redução da Sustentação
Nas altas velocidades isto não é um problema, -a alta velocidade requer pequeno ângulo de ataque para produzir sustentação- entretanto nas baixas velocidades você está em um ângulo de ataque grande e enflechando a asa força você a aumentar ainda mais seu ângulo de ataque, tendo como desvantagem a menor visibilidade do piloto e a necessidade de empregar trens de pouso maiores, assim como além do CLMAX ser menor, ele também ocorre num ângulo de ataque maior.
A redução do CLMAX aumenta a velocidade de estol e torna necessário o emprego de dispositivos hipersustentadores como os flapes fowler, eslates, flapes de bordo de ataque, etc.
 Capítulo 4
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 Capítulo 4
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Tendência de “passeio” dos 
filetes de ar (Fluxo Transversal )
Outra característica desfavorável da asa enflechada é a tendência dos filetes de ar “passearem” pela asa.
 Capítulo 4
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O fluxo transversal provoca a redução da sustentação e aumento do arrasto. Para reduzir esse efeito são empregados Wing Fences.
 Capítulo 4
Tendência de “passeio” dos 
filetes de ar (Fluxo Transversal)Menu
Tendência de estol 
na ponta da asa
A camada limite numa asa enflechada escoa da raiz em direção às pontas. Nesse percurso perde-se velocidade devido ao atrito. Nas pontas das asas, a velocidade se torna pequena provocando a tendência de estolar de ponta de asa.
 Capítulo 4
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Tendência de estol 
na ponta da asa
O CP se deslocará para frente, provocando a tendência de pitch up.
 Capítulo 4
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Tendência de estol 
na ponta da asa
Assim, ao invés de corrigir o estol, abaixando o nariz, tendência de todo avião estável, o avião entrará mais a fundo no estol. Para eliminar essa tendência faz-se uso: da torção da asa, com menor ângulo de incidência nas pontas (washing out), diminuindo o ângulo de ataque na ponta e fazendo com que a raiz da asa estole antes da ponta; uso de aerofólios com maior curvatura na ponta da asa; emprego de “slots” próximos às pontas, etc.
 Capítulo 4
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 Capítulo 4
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 Capítulo 4
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DUTCH ROLL
Consiste numa combinação defasada de movimentos de guinada e movimentos de rolamento, provocado pelo fato da estabilidade lateral ser mais forte que a estabilidade direcional.
 Capítulo 4
Dutch Roll
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DUTCH ROLL
Imagine que você iniciou uma curva descordenada para a direita, isso inclina o vetor de sustentação para a direita, causando um movimento de derrapagem. Em vez do fluxo de ar soprar diretamente abaixo do nariz, agora ele vem da direita. De acordo com a imagem a seguir podemos notar que o ar passa perpendicular ao bordo de ataque da asa direita enquanto da asa esquerda o ângulo é maior.
 Capítulo 4
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 Capítulo 4
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DUTCH ROLL
Como sabemos, na asa enflechada somente o ar que passa paralelo a linha da corda gera sustentação. Então, como visto na imagem, a asa direita possui mais ar passando paralelo a linha da corda que a asa esquerda, significando que a asa direita está gerando mais sustentação que a esquerda. Essa sustentação extra ergue a asa direita nivelando as asas novamente, entretanto, sustentação extra também gera arrasto que gira o nariz para a direita.
 Capítulo 4
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 Capítulo 4
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DUTCH ROLL
O estabilizador vertical ajuda a parar a guinada causada pelo arrasto da asa direita. Com o nariz guinado para a direita, o vento relativo que se aproxima do estabilizador vertical vem da esquerda. Isso faz com que o estabilizador vertical gere sustentação pra direita, guinando o nariz de volta para a esquerda. (Sim, o estabilizador vertical gera sustentação, não é apenas ar o empurrando a cauda para a posição inicial)
 Capítulo 4
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 Capítulo 4
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DUTCH ROLL
Com a asa enflechada, a estabilidade direcional não é tão forte quanto a estabilidade lateral causada pelo enflechamento. Enquanto a cauda ainda tenta alinhar o nariz a aeronave girou para esquerda, causando uma derrapagem para a esquerda e iniciando o processo novamente.
 Capítulo 4
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 Capítulo 4
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DUTCH ROLL
Pode-se eliminar o dutch roll aumentando a área da deriva/leme, ou aumentando a distância dessas superfícies ao CG. Porém, qualquer uma delas implicará em aumentar o peso e/ou o arrasto do avião.
A solução mais barata é o Yaw Damper, que aumenta o efeito de deriva sem aumentar o peso ou arrasto.
 Capítulo 4
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DUTCH ROLL
O Yaw Damper é um dispositivo giroscópico sensível a mudanças de ângulo de guinada.
Caso o Yaw Damper esteja
	inoperante, o piloto deverá
	empregar os ailerons para
	abaixar a asa que
	está subindo.
 Capítulo 4
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EFEITOS AEROLÁSTICOS
Nenhuma estrutura aeronáutica é totalmente rígida e, ao ser exposta a forças aerodinâmicas, normalmente sofre deformações por flexão, torção, ou pela combinação destas. 
 Capítulo 5
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INVERSÃO DO AILERON
O abaixamento de um aileron aumenta a curvatura e o ângulo de ataque da asa e conseqüentemente a sustentação.
 Capítulo 5
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INVERSÃO DO AILERON
Ao mesmo tempo o aileron é submetido à pressão dinâmica que provoca uma força na asa – A estrutura da asa deverá resistir a essa torção.
 Capítulo 5
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INVERSÃO DO AILERON
Para velocidades maiores haverá inversão dos comandos. Manche para direita – curva para esquerda.
Qual seria a solução?
 Capítulo 5
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INVERSÃO DO AILERON
Construir uma asa muito resistente à torção em alta velocidade para evitar a inversão dos ailerons.
 Capítulo 5
Menu
INVERSÃO DO AILERON
Utilização de dois pares de ailerons, um externo e outro interno.
 Capítulo 5
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SPOILER
Como o aileron interno é menos eficiente que o externo devido ao seu menor braço de alavanca, é necessário uma complementação, o que é feito pelo Spoiler.
 Capítulo 5
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SPOILER
Os spoilers podem ser usados como freios em voo e recebem o nome de Speed Brakes.
Na aterragem, o speed brake aumenta em cerca de 60% o arasto, e em até 200% a carga sobre o trem de pouso principal.
 Capítulo 5
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FLUTTER
É uma oscilação auto excitada que ocorre quando uma superfície sustentadora sofre deflexões por conta de forças aerodinâmicas.
 Capítulo 5
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Flutter
BUFFETING
É uma instabilidade em alta frequência, ocasionada por um descolamento do fluxo aerodinâmico ou por oscilações de ondas de choque.
 Capítulo 5
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DIVERGÊNCIA
O fenômeno da divergência ocorre quando uma superfície sustentadora sofre deflexão devida a um carregamento aerodinâmico, o que ocasiona um aumento de carga sobre o perfil, até a carga limite, causando a falha da estrutura.
 Capítulo 5
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DIVERGÊNCIA
 Capítulo 5
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VOO SUPERSÔNICO
	DESLOCAMENTO SUPERSÔNICO E SUBSÔNICO:
Um avião afeta o ar a sua volta, e as perturbações de pressão por ele produzidas se movem a sua volta em todas as direções na forma de esferas com a velocidade do som.
 Capítulo 8
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				PRÓXIMO A MACH = 1
A antecipação é cada vez menor, e ao atingir a velocidade do som ocorre um acúmulo de pressões, que provocam uma onda de choque perpendicular a trajetória, que estará colada ou ligeiramente à frente do nariz, de acordo com a forma deste.
 Capítulo 8
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				ACIMA DE MACH = 1
Quando a velocidade ultrapassa Mach 1, a onda de choque vai dobrando para trás, formando o Cone de Mach; Quanto mais veloz, mais inclinada estará a onda de choque, ou seja, menor o ângulo do cone de Mach. Ao passar pela onda de choque, a pressão, a temperatura e a densidade dos filetes são aumentadas,
	reduzindo-se a 
	velocidade.
 Capítulo 8
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À frente da onda de choque sempre existirá uma zona de silêncio e atrás uma zona de turbulência ou de ação.
 Capítulo 8
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	CARACTERÍSTICAS DO REGIME SUPERSÔNICO:
A diferença no escoamento dentro de um bocal convergente-divergente, quando ele passa de subsônico (incompressível) para supersônico (compressível).
 Capítulo 8
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	CARACTERÍSTICAS DO REGIME SUPERSÔNICO:
A diferença no escoamento dentro de um bocal convergente-divergente, quando ele passa de subsônico (incompressível) para supersônico (compressível).
 Capítulo 8
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 Capítulo 8
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TIPOS DE ONDAS SUPERSÔNICAS
Quando o escoamento é supersônico, todas as mudanças de velocidade, pressão, densidade, direção e etc, acontecem quase que instantaneamente.
A área onde estes fenômenos acontecem é chamada de ondas.
 Capítulo 8
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Ondas de Compressão: Ocorrem subitamente e consomem energia (são as ondas de choque).
Onda de Choque Normal: Sempre que uma onda de choque se forma, perpendicular ao fluxo livre, é chamada normal, e o fluxo imediatamente atrás da onda é subsônico.
 Capítulo 8
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			ONDA DE CHOQUE NORMAL: 
Uma onda de choque normal se forma imediatamente na frente de qualquer objeto relativamente despontado num fluxo de ar supersônico, diminuindo esse fluxo para subsônico.
 Capítulo 8
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			ONDA DE CHOQUE NORMAL: 
1 - O fluxo é diminuído para subsônico
2 - A direção é inalterada
3 - A pressão estática sofre grande aumento
4 - A temperatura sofre grande aumento
5 - A densidade sofre grande aumento
6 - A energia do ar sofre grande diminuição
 Capítulo 8
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			ONDA DE CHOQUE OBLÍQUA: 
O arrasto produzido pela onda de choqueoblíqua é menor que a onda de choque normal, por isso os aviões supersônicos empregam nariz e bordo de ataque pontiagudos.
 Capítulo 8
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			ONDA DE CHOQUE OBLÍQUA: 
1 – Velocidade diminui mas continua supersônica
2 – A direção é alterada (menor que 180º)
3 – A pressão estática é aumentada
4 – A temperatura é aumentada
5 – A densidade é aumentada
6 – A energia do ar diminui
 Capítulo 8
Menu
 Capítulo 8
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		 ONDA DE CHOQUE DE EXPANSÃO: 
É o efeito contrário ao da onda de choque. A onda de expansão aparece quando o fluxo de ar em alta velocidade é obrigado a expandir-se. Passando através de uma onda de expansão, a densidade e a pressão do ar diminuem bruscamente e a velocidade aumenta.
 Capítulo 8
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		 ONDA DE CHOQUE DE EXPANSÃO: 
Não são instantâneas e não consomem energia.
 Capítulo 8
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	 ONDA DE CHOQUE DE EXPANSÃO: 
1 – O fluxo de ar é acelerado
2 – A direção é alterada (maior que 180º)
3 – A pressão estática diminui
4 – A temperatura diminui
5 – A densidade diminui
6 – A energia do ar não é modificada
 Capítulo 8
Menu
 Capítulo 8
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	Tipo de onda	Onda de choque obliqua	Onda de choque Normal	Onda de expansão
	Mudança de direção	Ângulo menor que 180 graus com nova direção	Não modifica 	Ângulo superior a180 graus com nova direção
	Efeito na velocidade e num. Mach	Decresce porém continua supersônica	Decresce para subsônica
	Velocidade aumenta
	Efeito na pressão estática e densidade	Aumenta	Grande aumento	Diminui
	Efeito na energia e pressão total	Diminui	Grande diminuição	Não modifica
PERFIS SUPERSÔNICOS
Como a onda de proa, seja oblíqua ou normal, sempre aumenta a pressão, esta, na parte dianteira de um aerofólio, voando supersonicamente, é sempre superior à pressão atmosférica.
 Capítulo 8
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Na parte traseira, o fluxo de ar 
	deverá novamente mudar de 
	velocidade e pressão, por 
	intermédio de uma onda de 
	expansão. Após essa onda, 
	a pressão será diminuída;
A diferença da pressão entre a parte dianteira e a traseira produz o Arrasto de onda, que, ao contrário do Arrasto subsônico-transônico, não depende da viscosidade do ar (devido a alta velocidade do deslocamento), somente da espessura do aerofólio.
 Capítulo 8
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A onda de expansão provoca
	uma redução da pressão
	do extradorso, enquanto a onda
	de choque provoca um
	aumento da pressão no 
	intradorso. A diferença de pressão entre as duas faces resulta num Arrasto Induzido produzido pela Sustentação que independe do alongamento da asa (em alta velocidade o mais importante é a área frontal do objeto).
Devido à isso, os aviões supersônicos possuem asas com pequeno alongamento e grande afilamento para redução de peso.
 Capítulo 8
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Para produzir a mesma Sustentação, o Arrasto supersônico é bem superior ao Arrasto subsônico e transônico.
Como o Arrasto de onda é proporcional ao quadrado da espessura dos aerofólios, no regime supersônico eles são muito mais finos que os aerofólios subsônicos. 
 Capítulo 8
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VOO HIPERSÔNICO
É considerado voo hipersônico aquele que iguala ou supera a velocidade de Mach 5.
O voo hipersônico é uma realidade desde 1949.
Em 1961, Yuri Gagarin foi o primeiro homem a voar hipersonicamente quando sua nave atingiu Mach 25 ao retornar à atmosfera.
Na década de 60 os veículos Apollo atingiram Mach 36 no retorno à atmosfera da Terra.
O ângulo do cone de Mach é tão pequeno que a onda de choque de proa pode interagir com a camada limite (temperaturas elevadíssimas).
 Capítulo 10
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 Capítulo 10
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