Agora você já sabe que o ar é compressível, e que tal característica se manifesta em elevadas velocidades, produzindo efeitos que prejudicam o voo das aeronaves e podem colocá-las em situação de perigo. Sabemos também que as antigas aeronaves eram limitadas em potência, e por isso não experimentavam frequentemente tais efeitos negativos, pois simplesmente não conseguiam acelerar ou subir o suficiente para que eles pudessem ocorrer.
Entretanto, nos dias de hoje testemunhamos aeronaves cada vez maiores, cada vez mais pesadas, e que carregam cada vez mais carga, passageiros e combustível, cruzando os oceanos e continentes a velocidades próximas a M 0.90, em altitudes acima de 45.000 Ft. Ora, de tudo o que já aprendemos até aqui, é de se esperar que tais aeronaves estejam voando em regimes aerodinâmicos onde os efeitos de compressibilidade e de viscosidade do ar deveriam lhes causar severas penalidades à manutenção de um voo tranquilo e seguro. E estamos absolutamente certos de pensar assim.
Entretanto, ao compararmos as modernas aeronaves àquelas que voavam nas décadas de 1950, 1960 e 1970, presenciamos justamente o contrário. Os aviões modernos voam mais rápido, carregam mais carga ou passageiros, voam mais alto, consomem menos combustível e, ainda assim, são muito mais seguros. Logicamente, muitos fatores contribuíram para tal, como o surgimento de novas tecnologias, a automação e a duplicidade dos sistemas das aeronaves, a existência de materiais mais leves e resistentes (que passaram a compor a estrutura dos aviões), entre outros. Entre esses outros fatores, podemos citar aspectos relacionados ao desenho dos novos aviões (muito mais “limpos” e aerodinâmicos) e de seus aerofólios, e do emprego de algumas medidas e dispositivos que “retardam” o aparecimento dos efeitos negativos da compressibilidade e da viscosidade do ar. Nos aviões mais modernos, o arrasto induzido representa entre 25% a 40% do arrasto total, e os arrastos parasita e de compressibilidade somam o total restante.
Já aprendemos que os problemas de compressibilidade se tornam significativos somente após o Mach Crítico, e que os arrastos de compressibilidade e parasita também predominam em altas velocidades. Sabemos, também, que o arrasto de compressibilidade cresce vertiginosamente quando se ultrapassa a velocidade de Mach de Divergência de Arrasto.
Assim, uma das soluções encontradas pelos projetistas de aeronaves, para minimizar a ocorrência de tais efeitos, foi justamente no sentido de aumentar tais limites – Mach Crítico e Mach de Divergência de Arrasto. Veremos a seguir algumas dessas soluções. É preciso compreender que, como em tudo na vida, a solução para atenuar um problema pode intensificar ou dar margem ao surgimento de outros, o que também vamos discutir superficialmente em alguns casos.
Desenho das asas
Embora fosse conhecido que placas planas produziriam sustentação quando fixadas em um ângulo de incidência, alguns suspeitavam que as formas com curvatura, que mais se assemelhavam às asas de pássaros, iriam produzir mais sustentação ou fazê-lo de forma mais eficiente. Relembremos na figura abaixo os principais aspectos que caracterizam um aerofólio:
De uma maneira geral, há dois tipos gerais de perfis de aerofólio, os Simétricos e os Assimétricos (para estes últimos perfis, existe uma infinidade de variações de
desenhos). O perfil Simétrico pode ser dividido por uma linha reta que gera duas metades iguais. Já o perfil Assimétrico, ao ser dividido por uma linha reta, não gera duas partes iguais, como ilustrado abaixo.
O perfil Simétrico é utilizado onde é necessário que o comportamento do aerofólio seja simétrico, por exemplo, na empenagem (leme e profundor) do avião. O perfil
assimétrico ou arqueado produz uma sustentação maior, e o arrasto pode ser diminuído. Esse perfil é muito adequado para a asa.
Quando se pretende projetar uma asa que irá operar em regimes de altas velocidades, o primeiro requisito que deve ser satisfeito é o de economia nos voos de cruzeiro. Entretanto, uma vez que um avião não opera somente nesse regime do voo, as asas também devem ser capazes de gerar bom rendimento em baixas velocidades, principalmente para as fases de decolagem e de aproximação. Ainda, seu desenho deve levar em conta a possibilidade de solucionar a questão de lidar com diferentes e, por vezes, severas cargas estruturais, e ainda deve ser capaz de carregar grandes quantidades de combustível.
Lembre-se de que, para poder ser certificada para operações comerciais, as aeronaves passam por rigorosos testes e devem, nas mais diversas condições, atender a
requisitos específicos de segurança e de desempenho. Trataremos de alguns desses requisitos, quando falarmos de performance e de fatores limitantes nas fases de decolagem, subida, cruzeiro e pouso.
Uma asa com desempenho espetacular para altas velocidades, provavelmente não terá muito bom rendimento nos regimes mais lentos, e vice e versa. Como afirmamos anteriormente, semelhante a outros aspectos da vida.
Assim, existe um compromisso entre a capacidade de gerar sustentação e a capacidade de gerar o menor arrasto possível, e ainda a capacidade de voar em grandes velocidades, e cada projeto de avião deverá lidar com essas questões, para otimizar o desenho de aerofólio que mais lhe traga resultados favoráveis. Ao escolher um ou outro desenho, os engenheiros ainda poderão dispor de dispositivos extras para melhorar o desempenho das asas em determinadas circunstâncias, como o uso de dispositivos hipersustentadores.
Em linhas gerais, os requisitos para o desenho de uma asa otimizada, para regimes de grandes velocidades, devem focar nos seguintes aspectos: “enflechamento”, “espessura” e “arqueamento, curvatura ou camber”.
Arqueamento, curvatura ou camber, na aeronáutica, designa a linha média entre o topo e o fundo de um aerofólio. Junto com a espessura do perfil, é responsável pela alteração do escoamento ao redor do aerofólio e, por consequência, também responsável pela geração de sustentação em uma asa.
Os aerofólios projetados para as grandes velocidades têm menor curvatura e menor espessura do que os convencionais, usados nas baixas velocidades, o que ocasiona a redução do coeficiente de sustentação máximo e também do volume para armazenar combustível e trens de pouso nas asas. Tais aerofólios também possuem algum grau de enflechamento.
Os primeiros aerofólios estudados com essa finalidade foram chamados de aerofólios laminares (NACA, série 6), e permitiam um suave aumento de velocidade no extradorso da asa. Posteriormente, verificou-se que esses não eram os melhores aerofólios para altas velocidades, porque o escoamento laminar não depende apenas da forma do aerofólio, mas também de outros fatores como o número de Reynolds (como visto anteriormente, uma relação entre as forças de inércia e as forças de viscosidade do ar), da rugosidade da superfície e da turbulência inicial dos filetes de ar.
Os aerofólios NACA são formas aerodinâmicas para asas de aeronaves, desenvolvidas pelo National Advisory Committee for Aeronautics – NACA, nos Estados Unidos
(Comitê Nacional Consultivo para Aeronáutica). A forma dos aerofólios NACA é descrita usando uma série de dígitos após a palavra “NACA”. Os parâmetros no
código numérico podem ser inseridos em equações, para gerar precisamente a seção transversal do aerofólio e calcular suas propriedades. Por exemplo, o aerofólio NACA 2412 tem uma curvatura máxima de 2% localizada a 40% (0,4 da corda) do bordo de ataque, com uma espessura máxima de 12% da corda.
Durante o final da década de 1920 e até a década de 1930, o NACA desenvolveu uma série de aerofólios totalmente testados, e criou uma designação numérica para cada aerofólio – um número de quatro dígitos que representava as propriedades geométricas críticas da seção do aerofólio. Em 1929, o laboratório de Langley (EUA) desenvolveu essa metodologia até o ponto em que o sistema de numeração foi complementado por uma seção transversal de aerofólio, e o catálogo completo de 78 aerofólios apareceu no relatório anual do NACA para 1933.
Os engenheiros puderam ver rapidamente as peculiaridades de cada forma de aerofólio e o designador numérico (“NACA 2415”, por exemplo) especificou linhas de inclinação, espessura máxima e características especiais. Essas figuras e formas forneciam informações aos engenheiros, que lhes permitiam selecionar aerofólios específicos para características de desempenho desejadas, específicas para cada aeronave.
Atualmente, os perfis mais promissores são os chamados supercríticos, que apresentam as seguintes diferenças em relação aos convencionais:
- maior raio do bordo de ataque;
- curvatura superior reduzida;
- curvatura em S próximo ao bordo de fuga.
Assim, para aumentar o Mach Crítico e o Mach de Divergência de Arrasto, os engenheiros projetam as aeronaves de alta velocidade com aerofólios de perfis laminares ou supercríticos (preferencialmente estes últimos). Os perfis supercríticos foram desenvolvidos em 1974 pela equipe do engenheiro aeroespacial norte-americano Richard Whitcomb.
Nesses perfis, a curvatura do extradorso é pouco acentuada, minimizando a aceleração do ar e o aparecimento prematuro de ondas de choque (as ondas de choque, quando aparecem nesses tipos de aerofólios, localizam-se mais próximas ao bordo de fuga e apresentam intensidade menor).
Vistos os aspectos de curvatura e arqueamento, abordaremos agora outra característica presente nas asas das modernas aeronaves comerciais e de carga, que operam no regime transônico – o enflechamento.
Enflexamento
Você já sabe que, para aeronaves de alta velocidade, a velocidade máxima do escoamento sobre as asas pode atingir valores iguais ou maiores do que a velocidade
do som, mesmo se o avião voar em velocidades subsônicas. Ondas de choque podem se formar quando a velocidade local excede a velocidade local do som. A redução
desse efeito é conseguida por meio do enflechamento das asas do avião para trás. Dessa forma, a componente de velocidade do escoamento, perpendicular ao bordo
de ataque, é menor do que a velocidade do escoamento livre e, consequentemente, o surgimento de ondas de choque sobre a asa pode ser retardado.
Na primeira figura abaixo, perceba que a aeronave se desloca a uma velocidade de 900 Km/h, que corresponde a um determinado Número Mach. Suponhamos que essa velocidade seja o Número Mach crítico para a mesma asa, sem enflechamento.
Para a asa enflechada, no entanto, o fluxo que é levado em consideração para a ocorrência dos efeitos de compressibilidade é apenas aquele da porção perpendicular à asa (ou seja, paralelo à Corda Média Aerodinâmica), cuja velocidade (770 Km/h) é inferior à de deslocamento real do aerofólio.
Da imagem acima, depreende-se que a componente de velocidade que deve ser levada em consideração, para calcularmos o “novo” Mach Crítico da asa enflechada, poderá ser obtida de forma simplificada assim:
“Novo” Mach Crítico da asa enflechada = Velocidade do fluxo do ar ÷ Cos 30º. A título de exemplo, se a velocidade da aeronave for de M 0.75, e considerarmos esse como sendo o Mach Crítico da asa não enflechada, tal valor somente será atingido de forma perpendicular à asa enflechada quando a aeronave atingir M.075 ÷ Cos 30º, ou seja, M 0.92.”
O cálculo anterior é muito simplificado, pois o escoamento ao redor da asa é tridimensional, e o tratamos na solução matemática como sendo bidimensional. Assim,
o “novo” Mach Crítico “real” da asa enflechada estará compreendido entre M 0.75 e M0.92.
O emprego de asas enflechadas é sempre um compromisso entre os benefícios gerados, os quais já abordamos anteriormente, e seus principais efeitos negativos como: menor capacidade de gerar sustentação, para incrementos no ângulo de ataque (comparada ao mesmo aumento do ângulo de ataque, em uma asa sem enflechamento); tendência de passeio dos filetes de ar; tendência de estol na ponta das asas; tendência de Dutch Roll / aumento do “efeito diedro” das asas; tendência de picar (Tuck Under); aumento do arrasto junto à fuselagem e outros. Veremos mais adiante alguns desses efeitos, e as formas encontradas pelos engenheiros para minimizá-los.
Regra da Área (Area Rule)
A Regra da Área de Whitcomb, também chamada de Regra da Área transônica, é uma técnica de projeto usada para reduzir o arrasto de uma aeronave em velocidades transônicas e supersônicas, particularmente entre Mach 0,75 e 1,2. A Regra da Área constata que o menor arrasto nos regimes transônico e supersônico é obtido quando as áreas das sessões retas do avião, ao longo do seu eixo longitudinal, formam uma curva contínua, sem mudanças bruscas ao longo do seu comprimento.
Tal abordagem é o resultado de uma série de experimentos liderados pelo Dr. Richard Whitcomb, que foi (até o presente) a abordagem mais intuitiva para um dos problemas desafiadores no campo da aerodinâmica.
Você já sabe que, em um voo transônico, quando a velocidade do ar está próxima da faixa transônica, o fluxo de ar local em torno de algumas partes do avião, geralmente na superfície superior das asas, tende a atingir facilmente Mach 1. Tais fluxos supersônicos localizados produzem ondas de choque, que afetam significativamente o desempenho da aeronave, produzindo o rápido aumento de um determinado tipo de arrasto – como você já viu anteriormente, denominado
de Arrasto de Onda. A Regra da Área é uma regra muito importante que aborda esse efeito, minimizando quaisquer mudanças rápidas na área da seção
transversal longitudinal de uma aeronave, fazendo ajustes apropriados no projeto.
Whitcomb observou as formações de ondas de choque de vários modelos em túnel de vento, envolvendo formas que incluíam asas e apenas a fuselagem, e a forma recuada como mostrado abaixo.
Whitcomb descobriu, então, que o arrasto era proporcional à descontinuidade na área da seção transversal, ao longo do comprimento do avião. Ele concluiu que a
presença da asa adiciona um volume extra nesse ponto e, ao identificar e reduzir o volume da fuselagem, levou a uma distribuição de área mais suave, o que, por
sua vez, diminuiria o arrasto de onda.
A primeira aplicação da regra de área foi na modificação do Convair F-102 Delta Dagger como F-102A. O F-102 teve um desempenho ruim, devido ao alto arrasto de onda, e não conseguiu um voo supersônico. A aeronave foi então reprojetada como F-102A, reduzindo (recuando) a área da fuselagem na cintura, seguindo a Regra da Área de Whitcomb. O F-102A foi mais tarde capaz de atingir Mach 1.22, com uma redução considerável no arrasto de ondas transônicas. Tal perfil chegou à época a ser apelidado de “garrafa de coca cola”, pela sua semelhança com as garrafas de refrigerante vendidas nas décadas de 1950 e 1960, cujos perfis possuíam “cinturas afinadas”.
Aqui está uma plotagem de distribuição de área transversal esquemática, para ambas as variantes da aeronave.
Na figura acima, note que o segundo gráfico à direita apresenta uma distribuição mais suave, em relação ao contorno onde a fuselagem é recuada. Assim, recuando a fuselagem (reduzindo o seu volume) na cintura, a área da seção transversal é mantida a mais lisa possível, proporcionando uma área quase uniforme e contínua, de interação suave com o fluxo de ar.
No entanto, a Regra da Área de Whitcomb é boa apenas para reduzir o arrasto de onda devido às asas e, de qualquer maneira, não é capaz de livrar o avião de todo
o arrasto de onda. Outras formas de governança de área, com configurações como os motores montados na cauda e, componentes aerodinâmicos especificamente posicionados, ainda são implementadas hoje. Um exemplo muito familiar dessa decisão de área pode ser visto no projeto da aeronave Boeing 747. A corcunda na frente da fuselagem daquele avião também é o resultado da aplicação da Regra da Área, para manter uma área transversal simplificada para os voos transônicos.
Emprego de Estabilizador Horizontal com incidência variável
Quando tratamos da questão do aparecimento de Ondas de Choque no regime transônico, especificamos que tal fenômeno ocorre principalmente nos aerofólios.
Bem, é preciso recordar que um avião é composto por mais de um aerofólio. Além das asas, você já sabe que o estabilizador horizontal e o profundor também são
aerofólios e, consequentemente, sujeitos aos efeitos de compressibilidade do ar. Basicamente, existem duas classes de estabilizadores horizontais e profundores – os estabilizadores fixos com profundores móveis e os estabilizadores com incidência variável, também com profundores móveis.
O uso do estabilizador de incidência variável é geralmente adotado nas aeronaves sujeitas a voos em uma grande faixa de velocidade, geralmente possível pelo uso
de asas enflechadas. Se um estabilizador de incidência fixa fosse usado nessas aeronaves, provavelmente não forneceria o nível adequado de autoridade de controle longitudinal, em toda a gama de velocidades e de configurações de Flap. Com a formação de Ondas de Choque nas asas, você se recorda que haverá um deslocamento do CP em direção ao bordo de fuga, alterando o momento e, consequentemente, a força necessária a ser exercida pelo profundor.
Quanto maior o deslocamento do CP para trás, maior será a força necessária para manter a aeronave em voo nivelado. Essa força maior é obtida por uma maior deflexão do profundor, o que também acaba provocando maior arrasto no aerofólio. Ao variar sua incidência como um todo, os estabilizadores horizontais com incidência variável acabam gerando menor arrasto, tornando-se mais eficientes. Para lidar com todas as gamas de velocidade, o fabricante da aeronave recomenda uma margem de segurança para posicionamento do estabilizador horizontal com incidência variável, para cada fase do voo e velocidade. Em voo automatizado, a compensação do estabilizador é feita pelo próprio sistema, sem a necessidade de interferência dos pilotos.
Emprego de Geradores de Vórtices (Vortex Generators)
Você deve se lembrar da importância da Camada Limite, principalmente para a geração de sustentação em um aerofólio. Dissemos, anteriormente, que os engenheiros devem sempre se preocupar com essa importante fração do fluxo de ar, para que se comporte da forma mais laminar possível, com pouca perda de energia pela viscosidade do ar e pelos efeitos de compressibilidade, esses últimos oriundos das Ondas de Choque.
Uma das formas encontrada pelos engenheiros aeronáuticos, para devolver aos filetes de ar energia cinética, é obtida por meio do emprego dos Geradores de Vórtices (Vortex Generators). Esses são dispositivos similares a uma asa de pequeno alongamento, dispostos num local que trará benefícios com os vórtices por eles produzidos. Os Geradores de Vórtices variam em dimensões e combinações, e podem ser montados em várias partes do avião.
Como subproduto da sustentação perpendicular às superfícies criadas por esses dispositivos, os vórtices influenciam os filetes de ar de duas maneiras diferentes:
- Os vórtices captam o ar fora da Camada Limite, “injetando-o” em forma espiral ao ar da Camada Limite, que está “cansado”. Assim a camada é energizada (e por vezes tornada mais fina) e o gerador de vórtice pode adiar, controlar ou prevenir a estagnação ou o seu descolamento (lembre-se, o descolamento pode ser causado por Ondas de Choque ou por meio da elevação do ângulo de ataque). Os Geradores de Vórtices podem causar turbulência na Camada Limite, mas reduzem as suas chances de se estagnar ou descolar;
- Os Geradores de Vórtice são pos
Os Geradores de Vórtices são estrategicamente posicionados em uma aeronave, de modo a obter os seus benefícios onde seja necessário (logicamente, esses dispositivos também causam um certo arrasto ao deslocamento do avião, por isso, o seu emprego deve ser feito onde os benefícios sejam maiores do que as penalidades).
Na figura abaixo, por exemplo, podemos observar o posicionamento desses pequenos dispositivos nas asas de uma aeronave de combate. Reparem na disposição dos Geradores de Vórtices, próximos à região dos ailerons das asas. Nesse aspecto, o seu posicionamento visa a fornecer energia aos filetes de ar da asa, que em seguida atingirão os ailerons, aumentando sua eficiência.
Além das asas, os Geradores de Vórtices também podem ser empregados na fuselagem do avião (para reduzir o arrasto ou direcionar o fluxo de ar para algum local específico – na função de defletores), ao redor dos motores instalados nas asas (para aumentar a eficiência dos Slats, nas operações de pouso e decolagem), e nos estabilizadores vertical e horizontal.
Emprego de Sistemas de Compensação de Mach (Mach Trimmer)
Você deve se recordar, quando abordamos a questão dos efeitos das Ondas de Choque, no que tange à movimentação do Centro de Pressão (CP) das asas em direção ao seu bordo de fuga. Lembre-se, também, que um efeito desse deslocamento é uma tendência progressiva e, muitas vezes agressiva, da aeronave sofrer uma grande tendência de picada – fenômeno denominado Tuck Under. Pois bem. Quando abordamos a questão dos efeitos das Ondas de Choque nos voos transônicos, bem como quando falamos sobre a influência do desenho dos aerofólios, especificamente na questão do emprego das asas enflechadas, pontuamos como um de seus problemas justamente uma maior tendência de provocar Tuck Under.
Assim, por exemplo, para uma determinada asa enflechada, entre o Mach 0.79 e Mach 0.86 é necessário empurrar o manche para a frente, para manter o avião nivelado (por conta do aumento na resultante de sustentação). A partir daí é necessário puxar muito o manche para manter o avião nivelado, até próximo ao Mach 0.95 (agora por conta do deslocamento do CP para trás, em direção ao bordo de fuga, decorrente da formação de Ondas de Choque Normais). Para eliminar essa instabilidade, alguns dos aviões a jato contam com um dispositivo denominado Mach Trimmer.
O Mach Trimmer é um sistema de controle automático que ajusta a trim de aeronaves de alta velocidade, detectando sua velocidade e sinalizando um movimento ascendente proporcional do profundor ou estabilizador de incidência variável, para manter a atitude do avião em toda a sua faixa de velocidade de operação, até o máximo Mach Operacional (MMO).
Os sistemas de Mach Trimmer permitem que a faixa de velocidade de operação normal de uma aeronave esteja acima de seu Mach Crítico. No caso de uma falha desses sistemas, o fabricante usualmente recomenda a redução da velocidade abaixo do Mach Crítico, de modo que uma margem seja retida abaixo da velocidade do Mach no qual ocorrem os primeiros sinais de instabilidade.
Vimos há pouco que uma das principais formas de retardar o aparecimento das Ondas de Choque consiste no emprego de asas enflechadas. Na atualidade, será difícil encontrar uma aeronave de alto desempenho que não tenha essa característica aplicada em sua estrutura aerodinâmica. Entretanto, o uso de asas enflechadas também gera um preço a ser pago, e sobre esse assunto é que falaremos na próxima Seção.