Operação nos limites dianteiro e traseiro do Passeio do CG
CG próximo ao limite dianteiro
A força vertical (para cima ou para baixo) gerada pelo conjunto estabilizador horizontal / profundor é limitada pelo seu projeto.
Uma vez que se trata de um aerofólio, nas situações de baixas velocidades – comuns durante a decolagem e aterrissagem, a força capaz de ser gerada é logicamente menor. No entanto, é nessa configuração que a aeronave exige elevados ângulos de ataque, que só podem ser estabelecidos por um determinado Momento de controle.
Vejamos um exemplo. Supondo na próxima figura que a força máxima de controle do conjunto estabilizador / profundor de uma aeronave fictícia seja de 20 toneladas. Nessa condição, o Centro de Gravidade para o peso de 100 Ton da aeronave está localizado muito à frente. Veremos que, para que a aeronave permaneça controlável, o CG deve ser localizado a menos de 4 m à frente do CP.
Assim, a posição máxima permitida para frente do CG é ditada pela controlabilidade longitudinal da aeronave. De acordo com este exemplo, nosso estabilizador produz uma força máxima de sustentação (negativa) de 20 toneladas e cria um Momento (com referência ao ponto CP) de:
Momento do estabilizador = 20 ton x 20 m = 400 ton.m.
Para uma posição de CG de 5 m à frente do Centro de Pressão (CP), o peso da aeronave de 100 ton cria um Momento (oposto ao momento de controle) de:
Momento do peso = 100 ton x 5 m = 500 ton.m
Como podemos ver, o Momento provocado pela sustentação do conjunto estabilizador / profundor não será capaz de compensar o Momento do peso da aeronave, cujo CG se encontra para a frente em 5m. Para manter a controlabilidade da aeronave, o CG deverá ser limitado para a frente em menos de 4m em relação ao CP, a fim de possibilitar a obtenção do seguinte Momento:
Ou seja, o Momento do peso deve ser igual ao momento do estabilizador para garantir a controlabilidade do avião.
No limite dianteiro do CG, a deflexão da superfície de comando longitudinal (profundor) deverá ser sempre suficiente – em todo o espectro de velocidades de operação da aeronave – para produzir a força necessária para a aterragem ou para a rotação, na decolagem. Caso este limite dianteiro seja excedido, o piloto poderá encontrar dificuldades em posicionar o ângulo de ataque da aeronave na angulação correta, para as manobras necessárias de pouso e decolagem. Quando as limitações estruturais não limitam a posição do CG para a frente, ele está localizado na posição em que a deflexão total do estabilizador / profundor é suficiente para obter um ângulo de ataque elevado para tais situações.
Para a análise da estabilidade estática do avião, devemos primeiro achar um ponto de aplicação da sustentação resultante entre a asa e o estabilizador horizontal,
denominada “Ponto Neutro”. Define-se como “Ponto Neutro” de uma aeronave a localização mais posterior do CG, com a qual a superfície horizontal da empenagem
ainda consegue exercer controle sobre a aeronave e garantir a sua estabilidade longitudinal estática, ou seja, representa a condição para a qual a aeronave possui
estabilidade longitudinal estática neutra. O “Ponto Neutro” define a condição mais crítica para a garantia da estabilidade longitudinal estática de uma aeronave.
Se o CG do avião estiver à frente do Ponto Neutro, um momento gerado após uma rajada ascendente tenderá a fazer com que o avião desça o nariz e retorne ao
equilíbrio. Caso o contrário aconteça, o avião tenderá a subir cada vez mais.
À medida que o CG se desloca para a frente, ocorre um aumento na estabilidade longitudinal da aeronave, mas um decréscimo na sua controlabilidade, por conta do aumento progressivo da força necessária para que o piloto se contraponha à tendência de “nariz pesado”. Após um determinado limite do CG à frente, o piloto não terá mais como comandar o profundor para posicionar a aeronave nas atitudes de decolagem e de pouso.
Esse fato pode ser agravado em decolagens em pistas curtas, quando se faz necessária a utilização de Flapes em maiores angulações. Podemos citar como exemplo a operação das aeronaves EMBRAER 145 a partir das pistas do aeroporto Santos Dumont, na cidade do Rio de Janeiro: nessa condição de operação em pista curta, faz-se necessário o bloqueio dos assentos mais dianteiros da cabine de passageiros, ou então o emprego de lastros no porão traseiro de bagagens da aeronave, a fim de garantir que o limite dianteiro do CG não seja excedido.
CG próximo ao limite traseiro
Analogamente ao limite do CG para a frente, existe um limite posterior do CG que, na maioria dos casos, depende da máxima força de sustentação que o estabilizador horizontal pode gerar direcionada para cima. Além desse aspecto estático, existe também um critério dinâmico.
Uma aeronave deve voar de forma estabilizada, ou seja, após uma perturbação externa, deve ser capaz de retornar à condição de voo anterior sem qualquer intervenção do piloto. Se, por exemplo, a aeronave é atingida por uma rajada de vento ascendente, o ângulo de ataque é aumentado por um curto período de tempo. As forças de sustentação nas asas e no estabilizador mudam linearmente com o ângulo de ataque, mas em diferentes extensões.
Observe a próxima figura. Imaginando um voo nivelado, a aeronave é atingida por uma rajada de vento ascendente, isso provoca aumento do ângulo de ataque do estabilizador, mantendo tal atitude por inércia.
Fruto do aumento do ângulo de ataque do estabilizador, esse irá gerar uma força extra ΔF para cima, tendendo a baixar o nariz do avião por meio do Momento ΔF x d. Devido aos pequenos braços da asa e da fuselagem em relação ao CG, seus Momentos tornam-se desprezíveis e a estabilidade da aeronave torna-se dependente da ação do estabilizador horizontal.
Repare então que, ao deslocar o CG da aeronave para a frente, maior será o Momento restaurador produzido pelo estabilizador, consequentemente, maior a estabilidade longitudinal, tendendo naturalmente a retornar o avião à atitude original.
Por outro lado, quanto mais para trás o posicionamento do CG, menor será essa estabilidade, até atingir uma situação de “estabilidade zero” – ou seja, uma situação em que o valor do Momento restaurador não será mais suficiente para retornar a aeronave à sua atitude original (seja para uma rajada ascendente ou descendente).
Em tal situação a aeronave estabelece uma condição de equilíbrio neutro ou indiferente, com o CG dito em posição “neutra”. Ou seja, em caso de perturbações que gerem desequilíbrio (turbulência, por exemplo), a aeronave não mais retornará por conta própria à atitude anterior. Quanto mais o CG seja localizado para trás do ponto neutro, a aeronave se tornará cada vez mais instável.
Para um voo manual, as aeronaves comerciais de transporte aéreo devem apresentar características de estabilidade positiva para manter uma adequada margem de estabilidade. Tal margem é uma função de um número de variáveis e geralmente difere de um avião para outro. O limite máximo traseiro do CG é então definido pela controlabilidade ou pela inerente estabilidade estática da aeronave. Naturalmente, mudanças na posição e intensidade das forças aerodinâmicas durante variações no ângulo de ataque devem ser levadas em consideração, para o cálculo dos limites do CG.
Logicamente, os limites de CG apresentados pelo fabricante nos gráficos e tabelas de balanceamento são calculados com certas margens de segurança e de
limite operacional, para cobrir imprecisões e deslocamentos de CG resultantes da movimentação de passageiros, por exemplo.
O limite de CG para trás de uma aeronave é determinado em grande parte por considerações de estabilidade. Os requisitos originais de aeronavegabilidade para um certificado de tipo especificam que uma aeronave em voo, a uma certa velocidade, amortece o deslocamento vertical do nariz dentro de um certo número de oscilações.
Entretanto, uma aeronave carregada muito para trás (com CG traseiro, então) não consegue fazer isso. Nessa situação de CG muito traseiro, quando o nariz é momentaneamente levantado, ele pode subir e mergulhar alternadamente, tornando-se mais íngreme a cada oscilação. Essa instabilidade não é apenas desconfortável para os ocupantes, mas pode até ser perigosa ao estabelecer uma condição extrema em que a aeronave se torna incontrolável.
Outro fator importante a ser considerado diz respeito à capacidade de uma aeronave em se recuperar de uma situação de Estol. À medida que o CG se desloca para trás, a recuperação de um Estol tende a ser progressivamente mais difícil. Isso é particularmente importante na recuperação de parafusos (manobrados intencionalmente ou não), já que há um ponto em que o recuo do CG é tal que provoca a progressão do parafuso comum para um parafuso dito como “chato” (flat spin). Um parafuso chato ocorre quando a força centrífuga, atuando por meio de um CG localizado muito para trás, puxa a cauda da aeronave para longe do eixo do giro, impossibilitando a queda do nariz e a consequente recuperação do giro.
Uma aeronave carregada no limite traseiro do passeio do CG pode apresentar diferentes (mais instáveis) características em situações de curvas e de Estol, bem
como no pouso, comparativamente a outra aeronave com posicionamento do CG mais à frente. A estabilidade pode se tornar crítica, especialmente em voos
em turbulência ou com um motor inoperante.
Ainda, uma aeronave carregada demasiadamente no setor traseiro tende a produzir forças de controle de forma muito leve para o piloto, outra característica indesejável, pois torna mais fácil que sejam inadvertidamente ultrapassados os limites de carga G ou de ângulo de ataque. Controles muito leves também podem levar à situação de “tail strike”, ou seja, colisão da cauda da aeronave com o solo, em operações de pouso e decolagem.
Outras considerações e influências sobre a localização do Centro de Gravidade
Arrasto e Velocidade de Estol
O efeito da posição do CG sobre a carga imposta na asa de um avião em voo também é significativo para o desempenho de subida e de cruzeiro. Uma aeronave carregada com “nariz pesado” – ou seja, com CG à frente, é mais lenta que uma mesma aeronave na condição de CG localizado mais para trás da CMA.
Isso ocorre porque, com o carregamento para a frente, é necessário que ocorra uma compensação contínua do estabilizador horizontal / profundor, no sentido
de elevar o “nariz”, para manter o voo nivelado de cruzeiro. Tal compensação envolve a movimentação das superfícies da cauda para produzir uma maior carga
para baixo, na parte traseira da fuselagem, o que aumenta a carga da asa e a sua sustentação total necessária, caso a altitude deva ser mantida. Isso requer um
ângulo de ataque mais elevado, o que resulta em mais arrasto e, por sua vez, aumenta a velocidade de Estol da aeronave.
Este fenômeno, ao considerarmos duas aeronaves idênticas, voando em cruzeiro na mesma altitude e com o mesmo peso e velocidade. O que difere as aeronaves é a localização de seu CG. A primeira, com CG mais à frente, e a segunda com o CG localizado mais atrás. Na primeira aeronave, a sua asa deverá produzir mais sustentação para manter o voo nivelado, o que só é possível de se conseguir com um aumento do ângulo de ataque. Com o incremento do ângulo de ataque haverá mais sustentação, mas também mais arrasto e consequentemente maior consumo de combustível.
Considerando as mesmas duas aeronaves uma com CG próximo do limite dianteiro e outra com o CG próximo do limite traseiro, imaginemos que ambas iniciam uma redução de velocidade, até atingirem a situação de Estol. A aeronave com CG dianteiro atingirá a velocidade de Estol primeiramente, pois ela já se encontrava com maior ângulo de ataque, em relação à outra aeronave com CG traseiro. Na figura a seguir, é apresentado um extrato da tabela de velocidades de Estol da aeronave McDonnell Douglas MD-11. Repare que na situação de CG dianteiro, a aeronave apresenta velocidades de Estol maiores do que na situação de CG traseiro.
Com o carregamento traseiro e a consequente necessidade de compensação (trim) do nariz para baixo, as superfícies da cauda exercem menos carga para baixo, aliviando a asa do carregamento e sustentação necessários para manter a altitude. O ângulo de ataque exigido para a asa é menor, então o arrasto é menor, permitindo uma velocidade de cruzeiro mais rápida.
Nos voos de cruzeiro, uma força neutra nas superfícies da cauda teoricamente produziria o desempenho geral mais eficiente, e a velocidade de cruzeiro mais rápida, mas também resultaria em instabilidade. Aeronaves modernas são projetadas para exigir uma força para baixo na cauda, para fins de estabilidade e de controlabilidade. Uma indicação “zero” no controle de compensador do estabilizador horizontal não é necessariamente o mesmo que uma “compensação neutra”, devido à força exercida pelo downwash das asas e da fuselagem nas superfícies da cauda.
Estabilidade, Controle e Performance
Já sabemos que os limites para a localização do CG são estabelecidos pelo fabricante da aeronave. Esses são os limites para a frente e para trás, para além dos quais o CG não deve estar posicionado para o voo. Tais limites são publicados para cada aeronave na Folha de Dados de Certificado de Tipo (TypeCertificate Data Sheet – TCDS), no AFM ou no Manual Operacional do Piloto (Pilot’s Operating Handbook – POH). Após o carregamento da aeronave, caso seja observado que o CG não se encontra localizado dentro dos limites permitidos, será necessário realocar a carga antes que o voo seja tentado. A história relata diversos incidentes e acidentes aeronáuticos, nos quais houve perda parcial ou total de controle e de estabilidade da aeronave, advinda do carregamento inadequado e consequente desrespeito aos limites de Passeio do CG.
USA, 2016 (pilot handbook) aponta que o limite frontal do CG é geralmente estabelecido em um local determinado pelas características de pouso de uma aeronave. Durante a aterrissagem, uma das fases mais críticas do voo, exceder o limite do CG para a frente pode resultar em cargas excessivas na roda do nariz, desempenho reduzido, maiores velocidades de Estol e necessidade de maiores forças de controle.
Outro fator que afeta a controlabilidade, que se tornou mais importante nos projetos atuais de aeronaves de grande porte, é o efeito de braços de longa distância nas posições de equipamentos pesados e de cargas. Uma mesma aeronave pode ser carregada até o peso bruto máximo, dentro de seus limites de passeio do CG, concentrando combustível, passageiros e carga perto do CG projetado, ou por exemplo dispersando combustível em tanques de ponta de asa e cargas em compartimentos à frente ou atrás da cabine de passageiros.
Ao respeitarmos os limites de Passeio do CG, uma aeronave poderá ser dita como balanceada. Entretanto, em termos de economia de combustível, será sempre interessante considerar que o CG possa ser trazido para próximo de seu limite traseiro, uma vez que tal condição resulta em menores forças estabilizadoras da cauda para baixo e, portanto, inferiores forças de sustentação das asas. A redução da sustentação resulta em menos arrasto, tornando o consumo de combustível mais eficiente.
Alguns aviões possuem um sistema automático para manter o CG numa condição traseira, a fim de otimizar o consumo de combustível. Como exemplo, a aeronave McDonnell Douglas MD-11, que possui um avançado sistema que busca manter um CG traseiro, ao transferir parte do combustível das asas para tanques localizados no estabilizador horizontal.
Para algumas aeronaves, os limites de CG para a frente e para trás podem ser especificados para variar com mudanças bruscas de peso. Eles também podem ser alterados para determinadas operações como acrobacia aérea, retração do trem de pouso ou instalação de cargas e dispositivos especiais que alteram as características do voo.
Relembramos que a localização real do CG pode ser alterada por muitos fatores variáveis, e é em parte controlada pelo piloto. A alocação de itens de bagagem e de carga tem papel determinante na localização do CG, e a atribuição de lugares aos passageiros também pode ser utilizada como meio de se obter um equilíbrio favorável. Nas aeronaves menores, na presença de uma condição de cauda pesada, é esperado que se posicionem passageiros pesados em assentos dianteiros. A queima de combustível também pode afetar o CG, com base na localização dos tanques de combustível. Assim, a maioria das pequenas aeronaves transporta combustível nas asas muito perto do CG, e a queima de combustível tem pouco efeito no CG carregado.
Já estudamos que o limite dianteiro do CG é determinado por várias considerações. Como medida de segurança, é necessário que o sistema de compensação da aeronave (do próprio profundor ou do estabilizador variável), seja capaz de manter a aeronave em um planeio normal com os motores desligados. Também, uma aeronave convencional deve ser capaz de experimentar uma situação de Estol completo num pouso sem motores em funcionamento, com o objetivo de garantir velocidades mínimas de pouso em emergências.
Com respeito à distribuição de peso, uma aeronave do tipo bequilha traseira, carregada excessivamente com o nariz pesado, apresenta dificuldade de taxiar, particularmente na presença de ventos fortes. Na mesma situação de nariz pesado, esses tipos de aeronaves apresentam propensão a “quicar” durante o pouso, uma vez que o nariz tende a se inclinar sobre as rodas, durante a desaceleração próxima à pista e durante o “flare”. Dificuldades de direção no solo também podem ocorrer em aeronaves convencionais (triciclos), particularmente durante a rolagem e a decolagem.
Resumo dos principais efeitos do posicionamento do Centro de Gravidade
Do ponto de vista dos operadores e das companhias aéreas, a situação ideal é a de possuir uma aeronave cujo envelope do CG seja o mais amplo possível. Mas, do ponto de vista do fabricante da aeronave, qualquer expansão no envelope do CG pode estar associada à necessidade de implementação de reforços estruturais e à degradação no desempenho e estabilidade. Condições adversas de equilíbrio afetam as características de voo da mesma maneira que as já mencionadas para uma condição de excesso de peso. Operar acima da limitação máxima de peso compromete a integridade estrutural da aeronave e pode afetar adversamente o desempenho. Já a estabilidade e o controle também são afetados por um equilíbrio inadequado.
Os principais efeitos do posicionamento do CG de uma aeronave podem então ser resumidos da seguinte forma:
- A posição do CG influencia a sustentação e o ângulo de ataque das asas, a quantidade e a direção da força na cauda, e o grau de deflexão do estabilizador necessário para fornecer a força adequada para a manutenção do equilíbrio. Esse último é muito importante devido à sua relação com a capacidade do estabilizador / profundor de gerar forças de controle;
- Com uma localização mais à frente do CG, maiores forças de controle são necessárias para equilibrar a aeronave, com consequentes maiores necessidades de deflexão do estabilizador / profundor. Um CG à frente do limite dianteiro gera deterioração da controlabilidade da aeronave e aumento na sua estabilidade longitudinal. Em situações extremas de posicionamento do CG à frente, o piloto pode não ser capaz de posicionar a aeronave nas atitudes de decolagem ou de pouso, por falta de comando do profundor. Para uma aeronave corretamente balanceada, o estabilizador / profundor deve ser capaz de gerar as forças necessárias
para controlar as tendências de “pitch” positivos ou negativos do nariz, em toda a faixa de velocidade de voo, até a situação de Estol; - Com uma localização mais à frente do CG, a aeronave “Estola” a uma velocidade mais alta. Isso ocorre porque o ângulo de ataque no qual a aeronave ingressa na situação de Estol é atingido em uma velocidade mais elevada, devido ao aumento de carga nas asas;
- Com uma localização do CG mais para trás, a aeronave navega em cruzeiro com velocidades mais rápidas, devido à redução do arrasto. O arrasto é reduzido porque são exigidos um menor ângulo de ataque e uma menor deflexão do estabilizador / profundor, para suportar a aeronave e superar a tendência de inclinação do nariz para baixo. Com a redução do arrasto, o posicionamento do CG para trás proporciona regimes de voo mais econômicos, em termos de consumo de combustível;
- A aeronave se torna menos estável quando o CG é movido para trás, haja vista a redução do ângulo de ataque, mas tem a sua controlabilidade aumentada. Portanto, a contribuição da asa para a estabilidade da aeronave é agora diminuída, enquanto a contribuição da cauda ainda está se estabilizando. Quando o deslocamento do CG alcança um ponto em que as contribuições das forças da asa e da cauda se equilibram, então existe estabilidade neutra. Qualquer movimento do CG mais para trás desse ponto resulta em uma condição de instabilidade da aeronave;
- Geralmente, uma aeronave torna-se menos controlável, especialmente em baixas velocidades de voo, à medida que o CG é movido mais para trás. Uma aeronave que se recupera de uma rotação prolongada em um parafuso, com uma determinada posição do CG, pode falhar completamente em responder a tentativas normais de recuperação quando o CG é movido para trás em uma ou duas polegadas. Em casos extremos de posicionamento do CG para trás, a aeronave pode não ser capaz de se recuperar de uma situação de Estol. Também, os comandos de voo podem ficar muito leves, e a aeronave pode sofrer impacto da cauda (tailstrike) durante a decolagem e a aterragem, por excesso de comandos de arfagem aplicados pelos pilotos. A estabilidade pode se tornar crítica, também, em situações de voos em áreas de turbulência ou com um motor inoperante.