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Estabilidade e Controle 2- parte 1 - Coggle Diagram
Estabilidade e Controle 2- parte 1
Introdução
Forças longitudinais
Existe uma condição básica de voo que é comum a quase todas as aeronaves
Se chama voo simétrico estacionário
As forças são distribuídas dessa forma
Podemos ver a tração, sustentação, peso e arrasto
O vetor tração depende da velocidade e do AoA e essa dependência varia conforme o sistema propulsivo
Mas existem duas hipóteses que podemos fazer
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Sustentação e arrasto também variam de acordo com o AoA
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Nesse caso, os principais parâmetros aerodinâmicos são V e AoA
Quando que um avião pode ficar nessa condição?
Quando as forças e momentos externos forem nulos
Ou seja, o momento de arfagem é nulo
Se não for nulo, ela rotaciona
Aqui entra a rigidez de arfagem
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Essa é a condição de balanço longitudinal
Muitas informações úteis são adquiridas ignorando o movimento da aeronave
É levado em conta apenas seu estado de equilíbrio
Isso é uma aproximação e é conhecida como análise estática
Que é ele parado com as forças agindo
A partir dessa simplificação, podemos fazer o estudo da estabilidade considerando dois tipos de movimento
Movimento longitudinal
simétrico, asas niveladas, CG se deslocando verticalmente
Os resultados mais importantes para a estabilidade estática são os associados ao movimento longitudinal
Embora há análises estáticas dos movimentos látero-direcionais
Vamos então estudar dois aspectos
Momento de arfagem
Atua sempre que o avião muda de AoA
Por uso de superfícies de controle ou rajada
Controle longitudinal
Uso do profundor para variação do valor de equilíbrio do AoA
Movimento látero-direcional
Assimétrico, rolamento, guinada e derrapagem
Mantendo ângulos de ataque e arfagem constantes
Velocidade também
Essa separação é válida para estabilidade dinâmica também
Configurações possíveis
A partir dos requisitos de Cm0 > 0 e dCm/dAoA < 0 dá pra derivar algumas configurações propícias
Por exemplo, podemos deixar dCm/dAoA negativo colocando o CG pra frente
Mas assim, não é só a rigidez em arfagem positiva que precisa ser cumprida, ela sozinha não garante nada
O avião precisa estar balanceado e aí que entra Cm0 > 0
Então assim, com o CG a gente configura a dCm/dAoa e com qualquer configuração que deixe Cm0 > 0 a gente monta um avião balanceado e com rigidez positiva
Então vamos ver como são essas configurações
No caso de um avião só com asas, apenas a de arqueamento negativo satisfaz Cmo > 0 e Cl > 0
Zero Cm0 e CL
Não é possível voar com qualquer AoA ou Cl positivo
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Voo possível em AoA > 0 e CL > 0 também
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Síntese da sustentação e do momento de arfagem
Os dois são função do AoA, deflexão das SC, Mach, Reynolds, coeficiente de tração e pressão dinâmica
É necessário estimar esses valores a partir da contribuição de diversas partes da aeronave
Sustentação e momento de arfagem
A força aerodinâmica em qualquer superfície pode ser representada como L e D em um CA além de um momento de arfagem
A gente pode calcular o momento em qualquer superfície, no caso de um avião a gente calcula em torno do CG
Cada componente vai contribuir de uma forma para os momentos em torno do CG
Contribuição da asa
Levando-se em conta as forças e braços chegamos em uma expressão gigante
Mas podemos fazer algumas simplificações e adimensionalizar
Chegamos assim nessa expressão
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Contribuição da fuselagem/nacele
Existem interferências nos campos de escoamento
O vento relativo aumenta sua força na proximidade das asas
A asa induz essas velocidades ao longo da fuselagem
Isso gera um momento positivo que aumenta com a sustentação ou AoA
Mas a fuselagem também interfere na asa
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O que mais acontece com a adição de fuselagem e nacele?
O CA vai um pouco mais pra frente
A derivada da sustentação sofre um aumento
Ocorre um incremento negativo no CMac
Que é o momento em torno do CA
Podemos usar o mesmo equacionamento de momento da asa
Contribuição da empenagem
É quase a mesma coisa que uma asa isolada
Mas empenagem acoplada à fuselagem gera algumas interferências
Downwash
Parte dela fica sombreada pela fuselagem
O vento relativo é mais lento se estiver na esteira da asa
Podemos calcular o coeficiente de sustentação da empenagem a partir dessa equação
A sustentação total da aeronave acaba sendo
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O CLt costuma ser baseado na pressão dinâmica local por causa da esteira da asa
