teoria de alta velocidade ACA

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17/06/2020
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TEORIA DE VOO AVIÃO PC-A
DENISSON EDUARDO
INSTRUTOR
Maceió-AL 2017.
 
AEROCLUBE DE ALAGOAS 
Sociedade Civil considerada de Utilidade Pública Federal pelo Dec. Lei nº1.683. 
De 14 de Outubro de 1939, ratificado pelo Dec. Lei nº205 de 27 de Fevereiro de 1967. 
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Aerodinâmica de Alta Velocidade
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Aerodinâmica de Alta Velocidade
Na década de 40, os aviões se tornaram mais velozes e começaram a 
apresentar fenômenos não compreendidos:
• Nas grandes velocidades, sem causa aparente, o equilibrio do avião 
se modificava, e ele se tornava “pesado de nariz” (tuck under).
• Eram frequentemente observadas vibrações na cauda ou mesmo em 
todo o avião.
• Em alguns casos, o piloto comandava os profundores e o leme de 
direção, os quais se moviam sem produzir resposta. Ou ficavam 
extremamente pesados.
Esses fenômenos ficaram conhecidos como “problemas de 
compressibilidade”.
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Substâncias Compressíveis e Incompressíveis
Compressibilidade
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Compressibilidade
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. Caso contrário, isto é, se o volume da subtância 
não se modificar com a pressão, ela é incompressível.
À variação do volume da substância compressível corresponde uma 
modificação da desnidade, pois a mesma massa ocupará volume 
diferente.
Na natureza não existem, realmente, substâncias 100% 
incompressíveis.
Substâncias Compressíveis e Incompressíveis
Compressibilidade
Em baixas velocidades o ar é considerado incompressível porque as 
pressões são muito baixas, produzindo variações desprezíveis de 
volume e densidade.
Por exemplo, um avião que voa 
a 91mph nas condições ISA 
(pressão 1013,2 hPa e 
densidade 1,225 kg/m³), no 
ponto A (onde a velocidade é 
zero e a pressão é máxima) a 
pressão aumenta 1% , para 
1023,3 hPa e a densidade 0,7% 
passando a 1,233 Kg/m³.
Substâncias Compressíveis e Incompressíveis
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Compressibilidade
Mas se o mesmo avião voar a 
380mph, a pressão no ponto de 
estagnação aumentará 18% 
(1195.6hPa), e a densidade 13% 
(1,384 kg/m³). Estas variações 
são muito grandes, e portanto 
não podem mais ser ignoradas. 
Nas grandes velocidades o ar 
tem que ser considerado 
compressível.
Substâncias Compressíveis e Incompressíveis
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Aerodinâmica de Baixa Velocidade:
• Baixas pressões que podem ser desprezadas;
• Apenas pequenas variações de volume e densidade;
• Estudo simplificado
Aerodinâmica de Alta Velocidade:
• Altas pressões que afetam as propriedades do ar;
• Não existe fronteira nítida entre alta e baixa velocidade;
• Considerar o início da “alta velocidade” a 250kts ou M 0,4.
Compressibilidade
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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 de propagação depende 
SOMENTE DA TEMPERATURA.
Compressibilidade
O Som
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O som é uma série de impulsos de pressão que atingem nossos 
ouvidos numa frequência que podemos ouvir.Para que a ondas 
sonoras se transmitam, deve haver uma substância ou meio que seja 
comprimido, pois o som não pode se propagar no vácuo. No ar a 
velocidade do som só depende da temperatura, de acordo com a 
formula:
Compressibilidade
O Som
Exemplo: a velocidade do som nas condições ISA - nível do mar 
(t=15°C) é 340,29 m/s. Nas condições ISA a 30.000 ft (t=-44,4°C) a 
velocidade do som será:
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Quando um avião se delsoca na atmosfera, provoca mudanças de pressão 
e velocidade que afetam o ar que o envolve. Estas mudanças de pressão, 
isto é, estes impulsos de pressão se propagam na velocidade do som.
Upwash
Fluxo Subsônico
Compressibilidade
Impulsos de pressão
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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. A evidência desse “aviso” pode ser visto no voo subsônico, onde 
os filetes à frente do aerofólio tem uma inclinação para cima (Upwash).
Upwash
Fluxo Subsônico
Compressibilidade
Impulsos de pressão
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Se um avião voa mais rápido que o som, o Ar não é “avisado” de sua 
chegada. Nesse caso, seiu ajustamento é instantâneo, provocando uma 
onda de “distúrbio”chamada Onda de Choque.
Compressibilidade
Impulsos de pressão
Ao passar pela onda de choque, 
o ar experimenta súbitas 
mudanças de velocidade, 
pressão, temperatura e 
densidade, necessárias para 
permitir que ele escoe tangente 
às partes do avião.
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Os efeitos de compressibilidade dependem, basicamente, da relação 
entre as velocidades do corpo em movimento e a do som na mesma 
condição, isto é, na mesma temperatura.
Esta relação tem o nome de número de Mach, e vale:
Compressibilidade
Número de Mach
O número de Mach 1 significa qua a velocidade aerodinâmica é 100% da 
velocidade do som. Mach = 0,8 significa que a velocidade aerodinâmica 
(verdadeira) é 80% da velocidade do som, na mesma temperatura.
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É muito importante notar que os efeitos de compressibilidade não estão 
limitados às velocidades de voo iguais ou superiores à velocidade do som.
Compressibilidade
Número de Mach
Para produzir sustentação, os aerofólios aceleram os filetes de ar no 
extradorso; logo, nessa região, as velocidades locais são sempre maiores 
que a velocidade do avião. Na figura, vemos que os filetes de ar no 
extradorso atingem Machs de 0.74, 0.80 e 0.82 enquanto o avião voa a 
Mach 0.70.
0.70
0.74
0.78 0.82 0.78
0.74
0.70
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Se aumentarmos a velocidade do avião, chegaremos a um valor no qual, 
pela primeira vez, um ponto do avião (normalmente na asa, próximo à 
fuselagem), atinge a velocidade do som.
Compressibilidade
Número de Mach
Esta velocidade é denominada Mach Crítico. 
No avião do exemplo o Mcrit seria 0.85
0.85
0.90
0.95 1.00 0.95
0.90
0. 85
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0.70
0.74
0.78 0.82 0.78
0.74
0.70
0.85
0.90
0.95 1.00 0.95
0.90
0. 85
Compressibilidade
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Para valores superiores ao Mcrit, 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).
Compressibilidade
Número de Mach
A coexistência dos escoamentos 
subsônicos e supersônicos 
caracteriza o regime transônico.
No regime transônico, a passagem 
do fluxo subsônico para o 
supersônico é suave, porém a 
transição do fluxo supersônico para 
subsônico é sempre acompanhada 
de uma onda de choque. 
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De acordo com o númeor de Mach, os regimes de voo podem ser 
classificados em:
•Subsônico - M < 0.75 (filetes com velocidades inferiores à do som)
•Transônico - 0.75 < M < 1.2 (filetes supersônicos e subsônicos)
•Supersônico - 1.2 < M < 5 ( somente filetes supersônicos)
•Hipersônico - M > 5
Compressibilidade
Número de Mach
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Quando a velocidade aumenta, 
a onda de choque se move para 
o bordo de fuga e a área 
supersônica aumenta.
A medida que a velicidade 
aumenta aparece também uma 
onda de choque no intradorso.
Ao ultrapassar Mach 1 as 
partículas de ar devem se 
ajustar instantaneamente 
produzindo um nova onda de 
choque, chamada de Onda de 
Proa.
Compressibilidade
Número de Mach
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Quando o bordo de ataque é arredondado, existe uma região subsônica
entre o mesmo e a onda de proa, enquanto todo o resto do aerofólio já
está no escoamento supersônico. Portanto o avião continua em regime
transônico, apesar de ter ultrapassado Mach 1.
Fluxo SupersônicoOnda de Proa
Compressibilidade
Onda de Proa
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As características da onda de choque normal são:
1. Só ocorre quando o escoamento passa do fluxo supersônico
para o subsônico;
2. A direção dos filetes de ar não é modificada;
3. Ocorre aumento de pressão, temperatura e densidade,
reduzindo o número de mach dos filetes;
4. Ocorre redução da energia dos filetes de ar.
Compressibilidade
Onda de Proa
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Compressibilidade
Onda Normal
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Compressibilidade
Onda Normal
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Compressibilidade
Onda Normal
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Compressibilidade
Onda Normal
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Consequências das Ondas de 
Choque
Estol de compressibilidade
O estol de um aerofólio ocorre porque os filetes de ar, na camada
limite, perdem energia cinética devido à viscosidade, reduzindo a
sustentação e aumentando o arrasto.
O mesmo ocorre com a onda de choque que interage com a camada
limite, aumentando sua espessura.
Quando a onda de choque for de grande intensidade, o aumento da
espessura da camada limite mais o gradiente adverso (um súbito
aumento de pressão em uma onde de apenas 1/100.000 polegadas de
espessura) provocam um descolamento de filetes, que afeta tanto a
sustentação como o arrasto.
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Consequências das Ondas de 
Choque
Estol de compressibilidade
Verifica-se assim que a onda de choque
muito intensa produz descolamento
dos filetes, semelhante ao velho estol
subsônico, e é por isso chamado de
Estol de Compressibilidade, Estol de
Choque ou Estol de Mach.
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Consequências das Ondas de 
Choque
Estol de compressibilidade
O estol de compressibilidade é menos
crítico que o estol subsônico. Desse
modo os 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, nas baixas
velocidades, o piloto deverá reduzir o
ângulo de ataque e aumentar a
velocidade, e nas altas velocidades
reduzir o número de Mach.
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Consequências das Ondas de 
Choque
Estol de compressibilidade
A velocidade indicada do pré-estol
de baixa velocidade aumenta com a
altitude. Por outro lado a velocidade
indicada de pré-estol de alta
decresce com a altitude.
Essas duas velocidades se encontram
em um ponto chamado coffin corner.
Nesse ponto o avião estará sujeito
aos dois buffets , de baixa e de alta.
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Fluxo Transônico
Fluxo Subsônico
Consequências das Ondas de 
Choque
Estol de compressibilidade
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Consequências das Ondas de 
Choque
Aumento do Arrasto
O surgimento da onda de choque faz
com que se crie uma nova parcela de
arrasto, denominada arrasto de onda
ou arrasto de compressibilidade.
Quando as ondas de choque produzem
o descolamento da camada limite, o
arrasto é aumentado rapidamente , até
atingir o Mach de Divergência de
Arrasto (Mdiv).
Para enflechamento nulo o Mdiv atinge 
seu valor máximo no Mach 1.
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Consequências das Ondas de 
Choque
Aumento do Arrasto
Nas décadas de 30 e 40 essa velocidade era chamada de “barreira do
som”, e só foi superada em 14 de Outubro de 1947, quando o capitão
Charles E. Yeager alcançou Mach 1.05 pilotando o Bell X-1.
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Consequências das Ondas de 
Choque
Variação da posição do centro de pressão
As ondas de choque provocam uma variação na distribuição de pressão
nos aerofólios, deslocando o centro de pressão da asa para trás.
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Consequências das Ondas de 
Choque
Variação da posição do centro de pressão
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Consequências das Ondas de 
Choque
Redução do downwash
portanto, a Sustentação nela
produzida é negativa (para baixo).
Com velocidades superiores ao
Mcrit, a onda de choque reduz o
downwash e, como consequência,
o ângulo de ataque da superfiucie
horizontal torna-se menos
negativo, reduzindo o valor da
resultante.
Quando um aerofólio produz Sustentação os filetes de ar passam pelo
bordo de fuga são desviados para baixo (downwash). Devido ao
downwash, o ângulo de ataque da superfície horizontal é negativo, e
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Upwash
Downwash
ASA
PROFUNDOR
Consequências das Ondas de 
Choque
Redução do downwash
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Upwash
Downwash
Consequências das Ondas de 
Choque
Redução do downwash
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Consequências das Ondas de 
Choque
Rolloff
Suponhamos um avião com Mmo=0.80 voando a M=0.75. Se o piloto
aplicar pedal direito, a asa esquerda será acelerada em relação à direita,
aumentará a sustentação e se elevará.
Porém se a mesma operação for repetida com M>0.80, a asas esquerda
será acelerada para M> Mmo e poderá provocar redução na Sustentação
e abaixará, isto é, o rolamento ocorrerá para o lado contrário. Este
nofomeno é denominado Rolloff.
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Consequências das Ondas de 
Choque
Tendência de picar (Tuck under)
São duas as causas: o deslocamento do centro de pressão para trás e a
redução do downwash da asa.
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Consequências das Ondas de 
Choque
Tendência de picar (Tuck under)
Em baixa velocidade, como o centro de pressão (cp) está atrás do centro
de gravidade (cg), a Sustentação produzirá um momento tendento a
picar o avião, o qual é equilibrado pelo momento do estabilizador
horizontal.
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Consequências das Ondas de 
Choque
Tendência de picar (Tuck under)
Nas grandes velocidades, o cp se desloca para trás, aumentando o braço
e, consequentemente, o momento de picagem, enquanto devido ao
downwash a resultante do estabilizador diminui, reduzindo o momento
de cabragem.
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Consequências das Ondas de 
Choque
Tendência de picar (Tuck under)
Ocorre então um desequilíbrio, pois L x a > F x b.
Esse desequilibrio provoca a tendência de picar.
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Consequências das Ondas de 
Choque
Comandos Inoperantes
Superfícies de comando que se moviam sem produzir resposta ou que se
tornavam extremamente duros. Acima do Mcrit, todos os sinais
produzidos pela superfície de comando ficam acumuladas na onda de
choque, reduzindo sua influência. O descolamento dos filetes, produzido
pela onda de choque também prejudica a atuação dos comandos.
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Consequências das Ondas de 
Choque
Problemas de mergulho
Por que alguns aviões apresentavam problemas nos mergulhos em
grandes altitudes, os quais desapareciam nas baixas altitudes?
A razão é que, ao perder altitude, a velocidade do som aumentava, e
eventualmente a redução do número de Mach era suficiente para
reduzi-lo abaixo do Mcrit e tirá-los dos problemas de compressibilidade.
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Vôo Transônico
Na década de 40, os problemas de compressibilidade ocorriam com
Mach = 0.70. Hoje, os aviões de transporte atingem Mach acima de 0.92.
Os transportes atuais são mais “limpos aerodinamicamente”e tem
recursos para reduzir os Arrastos de compressibilidade e parasita.
Arrasto Predominante: induzidoArrasto Predominante: compressibilidade
Transônico Subsônico
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As técnicas empregadas para reduzir o arrasto de compressibilidade são:
1. Enflechamento
2. Aerofólio de pequena espessura ou curvatura
3. Projeto com base na regra da área.
4. Geradores de vórtices
5. Estabilizadores com incidência variável
6. Mach trimmer
Vôo Transônico
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Assim, conservando o mesmo
aerofólio, o novo Mcrit será 0.7
dividido por cos 30° = 0.808.
Consequentemente, o avião só
encontrará problemas de
compressibilidade acima de Mach
0.808 e não acima de 0.7.
Consideramos uma asa retangular, cujo aerofólio tem Mcrit = 0.70. Se a
asa tiver um enflechamento de 30°, o aerofólio continuará com o mesmo
Mcrit, mas só será “sensível” à componente dos filetes perpendicular do
bordo de ataque.
Vôo Transônico
Enflechamento
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Vôo Transônico
Enflechamento
O emprego de asas enflechadas tem pontos positivos e negativos. Por
um lado ela aumenta o Mcrit , mas traz desvantagens como: menor
Sustentação, tendência de estol de ponta de asa e produzir pitch up,
possibilidade de agravar o tuck under.
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Vôo Transônico
Aerofólios de pequena espessura e curvatura
Para aumentar o Mcrit , podem ser usados perfis laminares ou perfis 
especiais chamados supercríticos. 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.
Podemos notar que o perfil 
comum possui um extradorso 
muito protuberante próximoao 
bordo de ataque, o que não 
acontece com os perfis laminar e 
supercrítico.
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Vôo Transônico
Aerofólios de pequena espessura e curvatura
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Vôo Transônico
Regra de área (area rule)
A aera rule constata que o menor Arrasto nos regimes transônicos e 
supersônicos é obtido quando as aréas das seções retas do avião ao 
longo do eixo longitudinal formam uma curva contínua, sem mudanças 
bruscas ao longo do seu comprimento.
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Vôo Transônico
Regra de área (area rule)
O exemplo clássico da aplicação desse conceito é o avião Convair F-102A. 
Os testes iniciais indicavam que ele não poderia voar supersonicamente, 
devido ao grande Arrasto no regime transônico.
A figura ao lado mostra a 
forma original do F-102A e as 
áreas das seções plotadas em 
função da estação.
Nota-se um grande aumento 
de área quando se atinge as 
asas.
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Vôo Transônico
Regra de área (area rule)
A aplicação da “regra de área”, porém, salvou o projeto do avião.
A figura ao lado mostra o F-102A 
com forma semelhante a uma 
garrafa de Coca-Cola, e a adição 
de protuberâncias após as asas 
para melhoras a distribuição das 
áreas.
Com essas modificações o F-
102A conseguiu atingir o regime 
supersônico e foi fabricado em 
grandes quantidades.
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Vôo Transônico
Regra de área (area rule)
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Vôo Transônico
Regra de área (area rule)
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Vôo Transônico
Regra de área (area rule)
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Vôo Transônico
Regra de área (area rule)
Posteriormente, a aplicação da “regra de área” ao avião Boeing 747 
permitiu que ele superasse a velocidade de Mach 0.92. Pode-se observar 
que a curva não possui nenhuma variação abrupta, e é próxima do ideal.
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Vôo Transônico
Regra de área (area rule)
Northrop T-38 Talon Airbus A380
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Vôo Transônico
Geradores de vótices (vortex generators)
O deslocamento ou separação da camada limite pode ser evitado através 
de Geradores de Vórtice ("Vortex Generators", em inglês). Esses 
geradores são lâminas inclinadas que funcionam como se fossem 
pequenas pontas de asa.
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Vôo Transônico
Geradores de vótices (vortex generators)
O turbilhonamento induzido cria um filete de ar em espiral de alta 
velocidade que choca-se de encontro à camada limite prestes a estagnar, 
dando-lhe um novo impulso.
A camada limite torna-se 
turbulenta, mas evitará o 
deslocamento, por que 
possui maior velocidade, 
ou seja, mais energia.
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Geradores de vótices (vortex generators)
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Vôo Transônico
Geradores de vótices (vortex generators)
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Vôo Transônico
Geradores de vótices (vortex generators)
Os geradores de vórtices também são usados como defletores de ar, para 
redirecionar os filetes de ar de modo a prevenir ou adiar interações 
adversas, aumentando a Sustentação nos grandes ângulos de ataque, 
reduzindo o Arrasto, etc. 
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Vôo Transônico
Geradores de vótices (vortex generators)
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Vôo Transônico
Geradores de vótices (vortex generators)
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Vôo Transônico
Geradores de vótices (vortex generators)
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Vôo Transônico
Estabilizador horizontal com incidência variável
Para tornar mais efetivo o comando de arfagem nas grandes velocidades, 
bem como para reduzir o arrasto produzido pela deflexão do profundor, 
os aviões de transporte atuais empregam estabilizadores horizontais 
móveis.
Normalmente nesses 
casos os comandos são 
servo assistidos para 
diminuir a força 
nescessária para mover 
as superfícies de 
comando em regimes 
transônicos.
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Vôo Transônico
Estabilizador horizontal com incidência variável
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Vôo Transônico
Estabilizador horizontal com incidência variável
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Vôo Transônico
Estabilizador horizontal com incidência variável
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Vôo Transônico
Mach Trimmer
Dispositivo sensível ao número de mach, tem como objetivo manter a 
estabilidade longitudinal da aeronave, evitando o “tuck under”.
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• Redução da sustentação
• Tendência de “passeio” dos filetes de ar
• Tendência de estol nas pontas das asas
• Dutch Roll
Consequências do enflechamento
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Consequências do enflechamento
Redução da Sustentação
Vimos que a asa enflechada só é sensível à componente do vento relativo 
perpendicular ao bordo de ataque. Ainda por cima, normalmente 
possuem menor curvatura e espessura, por isso, ela produzirá menos 
sustentação que uma asa não enflechada.
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Consequências do enflechamento
Redução da Sustentação
Para compensar, é preciso aumentar o ângulo de ataque. Pode-se 
observar que nas aproximações para pouso, os aviões de asa enflechada 
voam com ângulos de ataques maiores.
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Consequências do enflechamento
Redução da Sustentação
O coeficiente de sustentação máximo da asa enflechada não só é menor, 
como também ocorre em um ângulo de ataque maior. Isso traz 
desvantagens como menor visibilidade pro piloto e necessidade de trens 
de pouso maiores.
A redução do CLmax aumenta a 
velocidade de estol, o que torna 
necessário o uso de dispositivos 
hipersustentadores sofisticados 
(flaps fowler, slats, flaps no 
bordo de ataque etc).
Uma vantagem da asa 
enflechada é ser menos 
susceptível à turbulência.
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Consequências do enflechamento
Tendência de “passeio” dos filetes de ar
A camada limite em uma asa enflechada escoa continuamente da raiz da 
asa em direção as pontas. Nesse percurso, ela perde velocidade devido 
ao atrito com a superfície da asa e pode descolar próximo às pontas, 
produzindo o estol nessas áreas.
Para evitar esse fenômeno 
causado pelo fluxo 
transversal da camada 
limite, são usadas barreiras 
chamadas wing fences.
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Consequências do enflechamento
Tendência de “passeio” dos filetes de ar
Esse passeio provoca redução da Sustentação e aumento do Arrasto, e 
para reduzí-lo são empregados os wing fences ou então os pilões do 
motor com essa finalidade.
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Consequências do enflechamento
Tendência de “passeio” dos filetes de ar
Esse passeio provoca redução da Sustentação e aumento do Arrasto, e 
para reduzí-lo são empregados os wing fences ou então os pilões do 
motor com essa finalidade.
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Consequências do enflechamento
Tendência de “passeio” dos filetes de ar
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Consequências do enflechamento
Tendência de “passeio” dos filetes de ar
Sukhoi Su-17 Sud Aviation Caravelle
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Consequências do enflechamento
Tendência de estol nas pontas das asas
Devido a diversos motivos, entre os quais a componente de vento 
relativo paralelo ao bordo de ataque e ao afilamento da asa, a asa 
enflechada tende a estolar de ponta de asa. 
Esse tipo de estol é indesejável 
em qualquer tipo de asa, para a 
asa enflechada é ainda pior, 
pois provoca a tendência do 
pitch up, que é oposto ao tuck 
under.
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Consequências do enflechamento
Tendência de estol nas pontas das asas
Se o avião estola na ponta da asa, o Cp se deslocará para a frente, 
reduzindo o momento de picar do avião, provocando uma tendência de 
levantar o nariz.
Nesse caso, ao contrário do tuck under, teremos F x b > L x a.
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Consequências do enflechamento
Tendência de estol nas pontas das asas
Para eliminar essa tendência, são usados: torção da asa com menor 
ângulo de inscidência na ponta (washing out), uso de aerofólios com 
maior curvatura na ponta da asa, emprego de slots próximo a ponta da 
asa, etc.
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Consequências do enflechamento
Dutch Roll
É a tendência de instabilidade 
apresentada pelas asas enflechadas, 
ocorre no início de uma guinada, como a 
asa que avança produzirá mais 
sustentação, esta asa subirá, no entanto 
como também produzirá maior arrasto 
iniciará uma guinada no sentido oposto, 
reiniciando o ciclo.
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Consequências do enflechamento
Dutch Roll
Pode-se eliminar o Dutch roll aumentando 
a área da deriva/leme,aumentando a 
distância dessas superfíciess ao CG, 
porém essas soluções implicarão em 
aumento do peso e do arrasto do avião.
A solução mais barata é o yaw damper, 
um dispositivo gisroscópico sensível a 
mudanças no ângulo de guinada, que 
aumenta o efeito da deriva sem aumentar 
o peso e o arrasto.
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Efeitos Aeroelásticos
Nenhuma estrutura aeronáutica é totalmente rígida e, ao ser exposta a 
forças aerodinâmicas, normalmente sofre deformações por flexão, torção 
ou pela combinação destas. Este efeito torna-se relevante quando a 
aeronave se move em alta velocidade, pois qualquer modificação na 
forma do perfil aerodinâmico, decorrente das forças aerodinâmicas 
adicionais, causa modificações nas cargas sobre o perfil, aumentando a 
deflexão no mesmo. Sem um sistema de controle , este processo pode se 
realimentar, com resultados catastróficos.
• Flutter
• Divergência
• Inversão de aileron
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Efeitos Aeroelásticos
Flutter é uma oscilação auto-excitada que ocorre quando uma superfície 
sustentadora sofre deflexões (por conta de forças aerodinâmicas) tais 
que a carga total aplicada se reduz. A deflexão também se reduz, 
restaurando o carregamento aerodinâmico original, recomeçando o ciclo.
Flutter
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Efeitos Aeroelásticos
Flutter
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Efeitos Aeroelásticos
O fenômeno da divergência ocorre quando uma superfície sustentadora 
sofre deflexão devida a um carregamento aerodinâmico, o que ocasiona 
um aumento da carga sobre o perfil, até a carga limite, causando a falha 
da estrutura
Divergência
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Efeitos Aeroelásticos
À medida que a velocidade do avião aumenta, eleva-se também a 
pressão dinâmica do ar (proporcional ao quadrado da velocidade), porém 
a resistência da asa não varia, o que acarreta um aumento na torção da 
asa devido ao movimento do aileron.
Inversão de aileron
A rotação da asa produzida pelo 
torque vai diminuindo a 
eficiência dos ailerons, até um 
momento em que ele perde 
totalmente o efeito na chamada 
“velocidade de inversão do 
aileron”. Para velocidades 
maiores haverá inversão de 
comandos.
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Efeitos Aeroelásticos
Duas são as possíveis soluções para esse problema. Uma delas é dotar a 
asa de um estrutura suficientemente forte para suportar a torção. Esta 
solução exige uma estrutura pesada, com evidente prejuízo para o avião. 
Inversão de aileron
Outra solução é o emprego de 
dois pares de ailerons, um 
externo para baixas 
velocidades e um interno, 
onde a asa não sofre torções, 
para altas velocidades.
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Efeitos Aeroelásticos
Como o aileron externo é mais eficiente para o comando de rolagem, 
devido ao maior braço de alavanca, é necessário uma complementação, 
que é feita pelo Spoiler. Uma superfície que se projeta na asa a ser 
baixada e destrói a sustentação.
Spoiler
Os Spoilers pode ser usados 
como freios em voo, nesse 
caso recebem o nome de 
speed brakes. São usados 
também em solo (ground 
spoilers) para redução na 
distância de pouso.
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Propulsão
Até meados da década de 40, os motores alternativos foram os únicos 
propulsores dos aviões. No entanto, à medida que a velocidade e o peso 
dos aviões crescia, eles foram se tornando muito pesados e volumosos, 
enquanto as hélices por eles acionadas perdiam sua eficiência.
No fim da Segunda Guerra 
Mundial os alemães 
chegaram a empregar aviões 
de caça e bombardeiros com 
motores à reação: 
Messerschmitt 163 e 262.
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Propulsão
Os primeiros motores à reação foram os motores a turbina: turbojato, 
turboélice e, posteriormente, o turbofan. O primeiro avião de transporte 
a jato foi o De Havilland Comet, produzido em 1952. Foi inicialmente um 
sucesso, pois era cerca de 150 kt mais rápido que o DC-6, o mais veloz 
avião de transporte de época. 
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Propulsão
A parte mecânica dos motores a turbina é extremamente simples: duas 
partes rotativas (compressor e turbina), e uma ou mais câmaras de 
combustão.
Toda e qualquer propulsão é sempre baseada na terceira lei de Newton: 
a toda ação corresponde uma reação igual e contrária. Nos aviões à 
hélice, a hélice joga o ar para trás, e como reação este a empurra para 
frente, o mesmo ocorrendo com os motores à reação. 
Motores a turbina
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Propulsão
Uma diferença entre a tração produzida pelos motores à hélice e os 
turbojatos é que os primeiros produzem pequena aceleração numa 
grande massa de ar (devido ao grande diâmetro das hélices), enquanto 
os turbojatos produzem grande aceleração numa pequena massa de ar.
Motores a turbina
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Propulsão
Os turbofans ficam entre os dois: provocam uma aceleração menor de 
uma massa de ar maior que a dos turbojatos, porém em comparação 
com os motores a hélice, a aceleração é maior e a massa de ar é menor. 
Motores a turbina
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Propulsão
Motores a turbina
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Propulsão
Os motores a pistão e a turbina são motores de combustão interna que 
possuem um ciclo semelhante: admissão, compressão, combustão, 
expansão e escapamento. Os gases quentes se expandem, criando uma 
sobra de potência acima daquela absorvida pela compressão, e vão 
finalmente para o escapamento. Nos motores a pistão esta sobra produz 
potência no eixo-manivela, e nos motores a jato acelera os gases para a 
produção direta de tração. Em ambos os casos, a eficiência térmica do 
ciclo aumenta com o aumento da taxa de compressão, enquanto a 
tração/potência produzida aumenta
Motores a turbina
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Propulsão
Os motores a pistão e a 
turbina são motores de 
combustão interna que 
possuem um ciclo 
semelhante: admissão, 
compressão, 
combustão, expansão e 
escapamento. 
Motores a turbina
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Propulsão
Os motores turbofans possuem menor consumo específico que os 
turbojatos. Esse foi o principal motivo da substituição dos turbojatos 
pelos turbofans em todos os modernos aviões de transporte transônicos. 
No entanto, para velocidades supersônicas, o motor turbojato é superior, 
pois produz mais tração. Outra desvantagem do motor turbofan no 
regime supersônico é sua grande área frontal, e consequentemente 
elevado Arrasto nas grandes velocidades. 
Motores a turbina
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Voo Supersônico
Durante um voo em baixa velocidade, o avião desloca as partículas de ar 
que estão à sua frente.
Essa camada de ar, por sua vez, desloca as partículas de ar situadas mas à 
frente. Essa onda de impulsos em cadeia propaga-se sob forma de ondas 
de pressão esféricas, à velocidade do som.
Deslocamento supersônico e subsônico
106
Voo Supersônico
Graças a essa onda de impulsos, o ar atmosférico situado muito à frente 
do avião desloca-se antecipadamente, preparando-lhe a passagem. O 
escoamento do ar é, portanto suave e gera pequeno arrasto.
Deslocamento supersônico e subsônico
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Voo Supersônico
Quando o avião voa na mesma velocidade do som, as ondas de pressão 
não conseguem afastar-se do avião, pois este é tão veloz quanto elas.
Em conseqüência, as ondas de pressão ficam acumuladas no nariz do 
avião, formando uma fina parede de ar comprimido chamada Onda de 
Choque.
Deslocamento supersônico e subsônico
108
Voo Supersônico
É fácil compreender que, na velocidade do som, as camadas de ar à 
frente do avião não podem ser "avisadas" da aproximação deste.
Elas são colhidas de surpresa e recebem o impacto do avião, sendo então 
comprimidas e achatadas na onda de choque.
Deslocamento supersônico e subsônico
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Voo Supersônico
Neste caso, esta recebe o nome de onda de proa, porque forma-se na 
proa (nariz) do avião.
É uma onda normal (ou seja, perpendicular) à direção do voo. O ar 
comprimido dentro dessa onda dificulta o avanço do avião, criando assim 
grande arrasto.
Deslocamento supersônico e subsônico
110
Voo Supersônico
Quando o avião voa em velocidade superior à do som, a onda de choque 
vai dobrando para trás, formando o cone deMach.
A abertura do cone forma o ângulo de Mach.
Quanto maior a velocidade do avião, menor será o ângulo de Mach.
Deslocamento supersônico e subsônico
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Voo Supersônico
A velocidade do som depende unicamente da temperatura. Entretanto, o 
Número de Mach de um avião subindo a uma velocidade constante 
aumentará com a altitude.
Deslocamento supersônico e subsônico
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Voo Supersônico
Isso acontece por que a temperatura diminui com aumento da altitude, 
tornando menor a velocidade do som. Portanto, o número Mach 
aumenta não devido ao aumento da altitude, mas devido à diminuição 
da temperatura.
Deslocamento supersônico e subsônico
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Voo Supersônico
Vejamos outra característica do regime supersônico: a diferença no 
escoamento dentro de um bocal convergente-divergente, quando ele 
passa de subsônico (incompressível) para supersônico (compressível).
Deslocamento supersônico e subsônico
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Voo Supersônico
No regime subsônico, um bocal convergente reduz a pressão e aumenta a 
velocidade dos filetes ocorrendo o oposto quando no escoamento 
supersônico: a pressão aumenta, enquanto a velocidade dos filetes 
diminui.
Deslocamento supersônico e subsônico
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Voo Supersônico
Tipos de ondas supersônicas
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Voo Supersônico
Como vimos, as ondas de choque normais são características dos regimes 
transônicos. No entanto elas podem ocorrer nos regimes supersônicos, 
quando o móvel que se desloca supersonicamente não é suficientemente 
pontiagudo. 
Por este motivo, os aviões supersônicos empregam nariz e bordos de 
ataque pontiagudos para evitar ondas de choque normais, que provocam 
Arrasto superior aos produzidos pela onda de choque oblíqua.
Ondas de Choque: oblíquas x normais
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Voo Supersônico
A onda de proa aumenta a pressão na parte dianteira de um aerofólio 
voando supersonicamente. Na parte traseira, o fluxo de ar deverá 
novamente mudar de velocidade e pressão, por intermédio de uma onda 
de expansão. A diferença da pressão entre a parte dianteira e a traseira 
produz o Arrasto de onda. Após ultrapassar o bordo de fuga, os filetes 
voltam à pressão/velocidade dos filetes à frente do aerofólio, por 
intermédio de outra onda de choque.
Perfis supersônicos
118
Voo Supersônico
A onda de expansão provoca uma redução da pressão do extradoso, 
enquanto a onda de choque provoca um aumento de pressão no 
intradorso. A diferença de pressão entre as duas faces resulta numa força 
resultante perpendicular à chapa produzindo Sustentação.
Perfis supersônicos
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Voo Supersônico
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Voo Supersônico
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Voo Supersônico
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Concorde Transporte Supersônico
No projeto de um avião supersônico, diversos problemas devem ser 
enfrentados, entre eles:
• Aquecimento da estrutura, principalmente do revestimento, devido às 
grandes velocidades;
• Elevado Arrasto de onda, problemas de estabilidade e controle 
longitudinal advindos do deslocamento para trás do centro de pressão 
em velocidades supersônicas;
• Deterioração de todos os tipos de estabilidade devido à redução do 
coeficiente de Sustentação;
• Estrondo sônico, elevado ruído produzido pelos motores na decolagem;
• Os compromissos no projeto de um avião que aterra e decola 
subsonicamente nos mesmos aeroportos dos aviões subsônicos, cruza a 
Mach 0,95 sobre os continentes e Mach 2 sobre o oceano.
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Concorde Transporte Supersônico
O Concorde foi o único transporte supersônico que voou regularmente. 
Ele foi projetado e construído pelas empresas francesas Sud Aviation 
(agora parte da Aerospatiale) e Snecma, e pelas britânicas British Aircraft 
Corporation e Bristol Siddeley (atualmente parte da Rolls Royce). 
124
Concorde Transporte Supersônico
O projeto teve início em 29 de novembro de 1962, o primeiro voo teste 
ocorreu em 2 de março de 1969 e o primeiro voo comercial em 21 de 
junho de 1976. Portanto, a tecnologia empregada já tem mais de 30 anos. 
A velocidade de cruzeiro é de Mach 2.
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Concorde Transporte Supersônico
O Concorde tinha uma fuselagem muito longa e fina porque o Arrasto de 
uma fuselagem em voo supersônico é inversamente proporcional ao 
quadrado da relação comprimento/diâmetro. Como conseqüência, o 
espaço para os passageiros era menor que o dos grandes transportes 
transônicos (747/777/MD-11). 
Fuselagem
126
Concorde Transporte Supersônico
Como o Concorde decolava e aterrava com ângulos de ataque muito 
superiores àqueles dos transportes transônicos, ele tinha um nariz 
móvel; se ele fosse fixo, a visão da pista seria de apenas 5° para baixo. 
Assim o nariz, que no voo 
supersônico deve estar na 
direção da fuselagem, abaixava 
para a aterragem e decolagem. 
Existiam quatro posições da 
combinação visor e nariz, três 
das quais eram usadas em cada 
fase do voo. O nariz e o visor 
eram completamente levantados 
em todas as velocidades acima 
de 250 kt.
Fuselagem
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Concorde Transporte Supersônico
Abaixo de 250 kt, o ângulo de ataque começava a aumentar para cerca de 
7°. Assim, o nariz era baixado para a posição de 5°, deixando uma visão 
de cerca de 10°. Esta posição também era usada na decolagem. - Para a 
aterragem, a partir do momento em que as rodas eram baixadas, o nariz 
era deslocado para a posição 12,5°.
Fuselagem
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O Concorde tinha uma asa fina, de duplo delta, que foi projetada para 
reduzir, ao máximo, o deslocamento do centro de pressão para trás nas 
velocidades supersônicas, com enflechamento de 70° (enquanto os 
aviões de transporte transônicos têm aproximadamente 35°). 
Asas
Concorde Transporte Supersônico
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Como o Concorde não possuia empenagem, ele empregava "elevons" na 
asa, que faziam o papel de ailerons e profundores.
Asas
Concorde Transporte Supersônico
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Para compensar, em parte, o grande número de problemas no regime 
supersônico, a asa delta empregada nesse avião, possuia seu "dispositivo 
hipersustentador próprio", dispensando o uso de flapes, eslates etc. 
Asas
Concorde Transporte Supersônico
Para aterrar e decolar com velocidade 
reduzida, um avião com asa delta emprega 
um ângulo de ataque muito maior que os 
aviões sub e transônicos. Nestes grandes 
ângulos de ataque, os filetes de ar formam o 
vortex. A asa duplo delta produz vórtices 
maiores, os quais envolvem toda a superfície 
superior da asa, aumentando a sucção e, 
portanto, a Sustentação. Este acréscimo de 
Sustentação é denominado vortex lift.
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Observando-se fotografias de decolagem e aterragem do Concorde, 
vemos que ele desaparece numa nuvem de vapor d'água por ele próprio 
produzida, porque a redução da pressão provoca a condensação do vapor 
de água do ar.
Asas
Concorde Transporte Supersônico
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Asas
Concorde Transporte Supersônico
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O Concorde era equipado com 4 turbojatos Rolls Royce/ Snecma 
Olympus 593 Mark 610, de 38.050 libras de tração de decolagem. Para 
compensar a reduzida tração dos turbojatos nas baixas velocidades, o 
Concorde empregava a pós combustão na decolagem e também na 
aceleração de Mach 0,95 para Mach 1,7. De Mach 1,7 até Mach 2, a 
aceleração era feita sem necessidade desse auxílio. 
Motores
Concorde Transporte Supersônico
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Motores
Concorde Transporte Supersônico
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O Tupolev TU 144, transporte supersônico construído pela União 
Soviética era equipado com quatro motores turbofans. Para produzir a 
tração necessária no cruzeiro supersônico (Mach 2,35) era empregada a 
pós combustão, elevando exageradamente o consumo. 
Motores
Concorde Transporte Supersônico
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O problema mais difícil para o bocal de admissão ocorria no corte de um 
motor em velocidades supersônica. Nessa hora, subitamente o motor 
precisava de 'pouco ou nenhum ar. Então as rampas se fechavamcompletamente, mandando parte do ar para cima, enquanto a entrada 
auxiliar (spill door) abria completamente para expulsar o ar para baixo. 
Por este motivo, o Concorde tinha uma característica única: se um motor 
fosse cortado no voo supersônico, o avião rolava para o lado "errado". 
Qualquer avião, inclusive o Concorde, guinará na direção do motor 
parado.Como consequência, a asa no lado oposto tempo-rariamente terá 
maior velocidade que a asa do motor parado, e portanto, se elevará, 
devido à maior Sustentação. Isto resulta em um rolamento e uma 
guinada na direção do motorn- parado. No Concorde, porém, na velo-
cidade de Mach 2 existia um ex-cesso de ar en-trando no motor cortado, 
que tinha que ser expelido. A spill vave abria, o 
ar era forçado para baixo e, como reação, a asa subia, rolando o avião 
para o lado "errado" (figura 9-7). Um detalhe interessante dos motores 
Motores
Concorde Transporte Supersônico
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No Concorde, os dutos de admissão e de escapamento eram muito 
importantes, pois o conjunto deveria funcionar com eficiência nos 
regimes, subsônicos e supersônico. 
Motores
Concorde Transporte Supersônico
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Assim, na decolagem, como o motor necessitava de todo o ar possível, a 
entrada auxiliar e as rampas ficavam completamente abertas. 
Motores
Concorde Transporte Supersônico
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A entrada auxiliar fechava aproximadamente em Mach 0,7 e com Mach 
1,3 as rampas estavam fechadas produzindo uma série de ondas de 
choque para reduzir a velocidade dos filetes de ar.
Motores
Concorde Transporte Supersônico
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Tanto o duto de admissão como o de escapamento eram de geometria 
variável; o de admissão, por exemplo, deviam assegurar sempre que a 
velocidade dos filetes do ar chegasse ao compressor de baixa pressão 
com no máximo Mach 0,5 enquanto o Concorde voava a Mach 2.
Motores
Concorde Transporte Supersônico
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O problema mais difícil para o bocal de admissão ocorria no corte de um 
motor em velocidades supersônica. 
Motores
Concorde Transporte Supersônico
Nessa hora, subitamente o motor 
precisava de pouco ou nenhum ar. 
Então as rampas se fechavam 
completamente, mandando parte do 
ar para cima, enquanto a entrada 
auxiliar (spill door) abria 
completamente para expulsar o ar 
para baixo. Por este motivo, o 
Concorde tinha uma característica 
única: se um motor fosse cortado no 
voo supersônico, o avião rolava para 
o lado "errado".
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Um dos motivos que limitaram a velocidade do Concorde a Mach 2 foi a 
possibilidade de empregar a estrutura e revestimento de ligas de 
alumínio, material fácil de trabalhar, baixo peso específico e com 
propriedades bem conhecidas Se o cruzeiro fosse de Mach 3, o 
revestimento deveria ser de titânio ou aço inoxidável, o que encareceria 
o avião e aumentaria substancialmente seu peso. 
As temperaturas máximas do nariz e do revestimento do Concorde eram, 
respectivamente, 120° e 100°C. Quando a temperatura no nariz do 
Concorde, mostrada num instrumento do palitei, atingia 127°, o piloto 
deveria reduzir a velocidade de Mach 2 para Mach 1,98. Na realidade, o 
aumento de temperatura tinha atingido 182°C, pois a temperatura do ar 
na altitude de cruzeiro pra de cerca de -55°C.
Aquecimento da estrutura
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Nos aviões transônicos, o deslocamento do cp é pequeno, e seus efeitos 
são compensados pelo Mach trimmer. No Concorde, apesar da asa ser 
projetada para reduzir o "passeio" do cp, este se deslocava 6 pés na 
velocidade Mach 2. 
Deslocamento do centro de pressão
Concorde Transporte Supersônico
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A solução encontrada foi o deslocamento para trás do cg dos mesmos 6 
pés, com a transferência de aproximadamente 20 toneladas de 
combustível dos tanques dianteiros para tanques especiais na parte 
traseira da fuselagem. 
Deslocamento do centro de pressão
Concorde Transporte Supersônico
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No fim do voo, quando o Concorde reduzia a velocidade para Mach 0,95, 
o combustível do cone traseiro fazia a viagem de volta. 
Deslocamento do centro de pressão
Concorde Transporte Supersônico
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Voando supersonicamente, um avião gera duas ondas de choque, uma no 
nariz (onda de proa) e outra na cauda. As outras ondas de choque, 
provenientes do canopy, bordo de ataque da asa, naceles do motor etc., 
tendem a se juntar com as ondas principais. A onda de proa forma o cone 
de Mach e segue o avião, da mesma maneira que a onda produzida por 
um navio, com a diferença que ela é tridimensional. 
Ao atingir o solo, as duas ondas de choque produzem dois estampidos, 
que são conhecidos por estrondo sônico (sonic boom). Diferentes aviões 
supersônicos produzem diferentes estrondos sônicos, como se fossem 
suas "assinaturas". 
Estrondo sônico
Concorde Transporte Supersônico
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Quando o avião for pequeno, as duas ondas estarão muito próximas, e 
parecerão uma única onda. Os ruídos produzidos pelo Concorde eram 
suficientemente separados para não serem confundidos com um único 
ruído. 
Estrondo sônico
Concorde Transporte Supersônico
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O ruído seria máximo no caso de uma aceleração, quando diversas ondas 
são somadas. 
Estrondo sônico
Concorde Transporte Supersônico
Os estrondos sônicos são 
inevitáveis quando um avião 
ultrapassa aproxinladamente 
Mach 1.15, e serão tanto 
maiores quanto mais elevados 
forem seu peso e velocidade, 
e menor a altitude do avião. A 
turbulência na atmosfera 
também pode aumentar ou 
reduzir o nível de estrondo 
sônico.
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Estrondo sônico
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