Cada aeronave lida de maneira um pouco diferente porque cada uma resiste ou responde às pressões de seu próprio modo. Por exemplo, uma aeronave de treinamento responde rapidamente aos aplicativos de controle, enquanto uma aeronave de transporte se sente pesada nos controles e responde às pressões mais lentamente. Esses recursos podem ser projetados em uma aeronave para facilitar o propósito particular da aeronave, considerando certas exigências de estabilidade e manobras. A discussão a seguir resume os aspectos mais importantes das qualidades de estabilidade, manobrabilidade e controle de uma aeronave; como eles são analisados; e sua relação com várias condições de vôo.

4.5.1 Estabilidade #

A estabilidade é a qualidade inerente de uma aeronave para corrigir as condições que podem perturbar seu equilíbrio e retornar para ou continuar na rota de vôo original. É principalmente uma característica do projeto de uma aeronave. As rotas de vôo e atitudes que uma aeronave voa são limitadas pelas características aerodinâmicas da aeronave, seu sistema de propulsão e sua resistência estrutural. Essas limitações indicam o desempenho máximo e manobrabilidade da aeronave. Se a aeronave fornecer utilidade máxima, ela deve ser controlável com segurança em toda a extensão desses limites, sem exceder a força do piloto ou exigindo uma capacidade de voo excepcional. Se uma aeronave voar reta e firme ao longo de qualquer caminho de vôo arbitrário, as forças que atuam nela devem estar em equilíbrio estático. A reação de qualquer corpo quando seu equilíbrio é perturbado é chamada de estabilidade. Os dois tipos de estabilidade são estáticos e dinâmicos.

4.5.2 Estabilidade estática #

A estabilidade estática refere-se à tendência inicial, ou direção de movimento, de volta ao equilíbrio. Na aviação, refere-se à resposta inicial da aeronave quando perturbada por um determinado AOA, deslizamento ou banco.

• Estabilidade estática positiva: a tendência inicial da aeronave de retornar ao estado de equilíbrio original após ser perturbada [Figura 4-18]
• Estabilidade estática neutra – a tendência inicial da aeronave de permanecer em uma nova condição após o equilíbrio ter sido perturbado [Figura 4-18]
• Estabilidade estática negativa: a tendência inicial da aeronave de continuar longe do estado de equilíbrio original após ser perturbada [Figura 4-18]

4.5.3 Estabilidade dinâmica #

A estabilidade estática foi definida como a tendência inicial de retornar ao equilíbrio que a aeronave exibe após ser perturbada por sua condição aparada. Ocasionalmente, a tendência inicial é diferente ou oposta à tendência geral, portanto, deve ser feita uma distinção entre os dois.

A estabilidade dinâmica refere-se à resposta da aeronave ao longo do tempo, quando perturbada por um determinado AOA, deslizamento ou banco. Esse tipo de estabilidade também possui três subtipos: [Figura 4-19]

• Estabilidade dinâmica positiva – Com o tempo, o movimento do objeto deslocado diminui em amplitude e, por ser positivo, o objeto deslocado retorna em direção ao estado de equilíbrio.
• Estabilidade dinâmica neutra – uma vez deslocado, o objeto deslocado não diminui nem aumenta a amplitude. Um amortecedor desgastado de automóvel exibe essa tendência.
• Estabilidade dinâmica negativa – Com o tempo, o movimento do objeto deslocado aumenta e se torna mais divergente.

A estabilidade em uma aeronave afeta significativamente duas áreas:

• Manobrabilidade—A qualidade de uma aeronave que permite manobrar facilmente e resistir às tensões impostas pelas manobras. Ele é governado pelo peso, inércia, tamanho e localização da aeronave, controles de vôo, resistência estrutural e motor. Também é uma característica do projeto da aeronave.
• Controlabilidade—A capacidade de uma aeronave responder ao controle do piloto, especialmente no que diz respeito à rota de voo e atitude. É a qualidade da resposta da aeronave ao aplicativo de controle do piloto ao manobrar a aeronave, independentemente de suas características de estabilidade.

4.5.4 Estabilidade longitudinal (arranjo) #

Ao projetar uma aeronave, um grande esforço é gasto no desenvolvimento do grau de estabilidade desejado em torno de todos os três eixos. Mas a estabilidade longitudinal em torno do eixo lateral é considerada a mais afetada por determinadas variáveis em várias condições de vôo.

A estabilidade longitudinal é a qualidade que torna uma aeronave estável em torno de seu eixo lateral. Envolve o movimento de arremesso à medida que o nariz da aeronave se move para cima e para baixo em vôo. Uma aeronave longitudinalmente instável tende a mergulhar ou subir progressivamente em um mergulho ou subida muito íngreme, ou mesmo em uma barraca. Assim, uma aeronave com instabilidade longitudinal se torna difícil e às vezes perigosa para voar.

A estabilidade longitudinal estática ou instabilidade em uma aeronave depende de três fatores: localização da asa em relação à localização do CG das superfícies horizontais da cauda em relação à área do CG ou tamanho das superfícies da cauda

Ao analisar a estabilidade, deve ser lembrado que um corpo livre para girar sempre gira em torno de seu CG.

Para obter estabilidade longitudinal estática, a relação dos momentos da asa e da cauda deve ser tal que, se os momentos forem inicialmente equilibrados e a aeronave de repente, os momentos da asa e os momentos da cauda mudarem, de modo que a soma de suas forças forneça um momento desequilibrado, mas restaurador, que, por sua vez, traz o nariz para baixo novamente. Da mesma forma, se a aeronave estiver com o nariz para baixo, a mudança resultante nos momentos traz o nariz de volta para cima.

O CL na maioria dos aerofólios assimétricos tende a mudar suas posições para a frente e para trás com uma mudança no AOA. O CL tende a avançar com um aumento de AOA e a se mover para trás com uma diminuição em AOA. Isso significa que, quando o AOA de um aerofólio é aumentado, o CL, movendo-se em frente, tende a levantar ainda mais a borda principal da asa. Essa tendência dá à asa uma qualidade inerente de instabilidade. (Nota: CL também é conhecido como o centro de pressão (CP).)

A Figura 4-20 mostra uma aeronave em vôo direto e nivelado. A linha CG-CL-T representa o eixo longitudinal da aeronave do CG até um ponto T no estabilizador horizontal.

A maioria das aeronaves é projetada de modo que o CL da asa esteja na parte traseira do CG. Isso torna a aeronave “pesada no nariz” e exige que haja uma ligeira força para baixo no estabilizador horizontal para equilibrar a aeronave e evitar que o nariz se acumule continuamente para baixo. A compensação por esse peso do nariz é fornecida por meio do ajuste do estabilizador horizontal em um leve AOA negativo. A força descendente assim produzida mantém a cauda para baixo, contrabalançando o nariz “pesado”. É como se a linha CG-CL-T fosse uma alavanca com uma força para cima em Cl e duas forças descendentes se equilibrando, uma de uma força forte no ponto CG e outra, uma força muito menor, no ponto T (pressão do ar descendente no estabilizador). Para visualizar melhor esse princípio da física: se uma barra de ferro fosse suspensa no ponto CL, com um peso pesado sobre ela no CG, seria necessário uma pressão descendente no ponto T para manter a “alavanca” em equilíbrio.

Mesmo que o estabilizador horizontal possa estar nivelado quando a aeronave está em vôo nivelado, há um downwash de ar das asas. Esta downwash atinge o topo do estabilizador e produz uma pressão descendente, que em uma certa velocidade é suficiente para equilibrar a “alavanca”. Quanto mais rápido a aeronave voar, maior será a downwash e maior a força descendente no estabilizador horizontal (exceto caudas em T). [Figura 4-21] Em aeronaves com estabilizadores horizontais de posição fixa, o fabricante da aeronave define o estabilizador em um ângulo que fornece a melhor estabilidade (ou equilíbrio) durante o vôo na velocidade de cruzeiro do projeto e no ajuste de potência.

Se a velocidade da aeronave diminuir, a velocidade do fluxo de ar sobre a asa será diminuída. Como resultado dessa diminuição do fluxo de ar sobre a asa, o downwash é reduzido, causando uma força menor para baixo no estabilizador horizontal. Por sua vez, o peso característico do nariz é acentuado, fazendo com que o nariz da aeronave abaixe mais. [Figura 4-22] Isso coloca a aeronave em uma atitude baixa no nariz, diminuindo o AOA e o arrasto da asa e permitindo que a velocidade do ar aumente. À medida que a aeronave continua na atitude baixa do nariz e sua velocidade aumenta,

A força descendente no estabilizador horizontal é novamente aumentada. Consequentemente, a cauda é novamente empurrada para baixo e o nariz sobe para uma atitude de escalada.

À medida que essa subida continua, a velocidade do ar novamente diminui, fazendo com que a força descendente na cauda diminua até que o nariz abranda mais uma vez. Como a aeronave é dinamicamente estável, o nariz não diminui tanto desta vez quanto antes. A aeronave adquire velocidade suficiente neste mergulho mais gradual para iniciá-lo em outra subida, mas a subida não é tão íngreme quanto a anterior.

Após várias dessas oscilações decrescentes, nas quais o nariz sobe e desce alternadamente, a aeronave finalmente se acomoda a uma velocidade em que a força descendente na cauda neutraliza exatamente a tendência da aeronave de mergulhar. Quando esta condição é alcançada, a aeronave está novamente em vôo balanceado e continua em vôo estabilizado, desde que essa atitude e velocidade não sejam alteradas.

Um efeito semelhante é observado ao fechar o acelerador. O downwash das asas é reduzido e a força em T na Figura 4-20 não é suficiente para manter o estabilizador horizontal para baixo. Parece que a força em T na alavanca estava permitindo que a força da gravidade puxasse o nariz para baixo. Esta é uma característica desejável porque a aeronave está inerentemente tentando recuperar a velocidade do ar e restabelecer o equilíbrio adequado.

O poder ou o impulso também podem ter um efeito desestabilizador, pois um aumento de potência tende a fazer o nariz subir. O projetista de aeronaves pode compensar isso estabelecendo uma “linha de impulso alto”, em que a linha de impulso passa acima do CG. [Figuras 4-23 e 4-24] Neste caso, à medida que a potência ou o impulso aumentam, um momento é produzido para neutralizar a descida

Carregue na cauda. Por outro lado, uma “linha de impulso muito baixa” tenderia a aumentar o efeito do nariz para cima da superfície horizontal da cauda.

Conclusão: Com o CG à frente do CL e com uma força aerodinâmica, a aeronave geralmente tenta retornar a uma atitude de vôo segura.

O seguinte é uma demonstração simples de estabilidade longitudinal. Apare a aeronave para o controle “Hands Off” em vôo nivelado. Então, momentaneamente, dê aos controles um leve empurrão para o nariz da aeronave para baixo. Se, dentro de um breve período, o nariz subir para a posição original e depois parar, a aeronave está estaticamente estável. Normalmente, o nariz passa na posição original (a de vôo nivelado) e segue-se uma série de oscilações lentas. Se as oscilações cessarem gradualmente, a aeronave terá estabilidade positiva; Se continuarem desigualmente, a aeronave terá estabilidade neutra; Se aumentarem, a aeronave será instável.

4.5.5 Estabilidade lateral (rolando) #

A estabilidade em torno do eixo longitudinal da aeronave, que se estende do nariz da aeronave à cauda, é chamada de estabilidade lateral. Isso ajuda a estabilizar o “efeito de rolamento” lateral ou de rolamento quando uma asa fica mais baixa que a asa do lado oposto da aeronave. Existem quatro fatores principais de design que tornam uma aeronave lateralmente estável: diedro, varredura, efeito quilha e distribuição de peso.

Diedral O procedimento mais comum para produzir estabilidade lateral é construir as asas com um ângulo de um a três graus acima da perpendicular ao eixo longitudinal. As asas de ambos os lados da aeronave se juntam à fuselagem para formar um leve V ou ângulo chamado “Diedral”. A quantidade de diedro é medida pelo ângulo formado por cada asa acima de uma linha paralela ao eixo lateral.

Diedral envolve um equilíbrio de sustentação criado pela AOA das asas em cada lado do eixo longitudinal da aeronave. Se uma rajada de vento momentânea forçar uma asa a subir e a outra abaixar, os bancos de aeronaves. Quando a aeronave é inclinada sem virar, ocorre a tendência de deslizar ou deslizar para baixo em direção à asa abaixada. [Figura 4-25] Como as asas têm diedro, o ar atinge a asa inferior em um AOA muito maior do que na asa superior. O AOA aumentado na asa inferior cria mais sustentação do que a asa superior. O aumento do levantamento faz com que a asa inferior comece a subir. À medida que as asas se aproximam da posição nivelada, os AOA em ambas as asas são iguais, fazendo com que a tendência de rolamento diminua. O efeito do Diedral é produzir uma tendência de rolamento para devolver a aeronave a uma condição de vôo balanceada lateralmente quando ocorrer um deslizamento lateral.

A força de restauração pode mover a asa baixa para cima demais, de modo que a asa oposta agora cai. Nesse caso, o processo é repetido, diminuindo a cada oscilação lateral até que um equilíbrio para o vôo em nível de asas seja finalmente alcançado.

Por outro lado, o diedro excessivo tem um efeito adverso nas qualidades de manobra lateral. A aeronave pode ser tão estável lateralmente que resiste a um movimento intencional de rolamento. Por esse motivo, as aeronaves que exigem um rolo rápido ou características bancárias geralmente têm menos diedro do que aquelas projetadas para menor capacidade de manobra.

Sweepback Sweepback é uma adição ao diedro que aumenta o levantamento criado quando uma asa cai da posição nivelada. Uma asa varrida é aquela em que a borda de ataque se inclina para trás. Quando uma perturbação faz com que uma aeronave com varredura escorregue ou solte uma asa, a asa baixa apresenta sua borda de ataque em um ângulo perpendicular ao fluxo de ar relativo. Como resultado, a asa baixa adquire mais sustentação, elevação e a aeronave é restaurada à sua atitude original de vôo.

Sweepback também contribui para a estabilidade direcional. Quando a aplicação de turbulência ou leme faz com que a aeronave voe para um lado, a asa direita apresenta uma borda de ataque mais longa perpendicular ao fluxo de ar relativo. A velocidade do ar da direita aumenta e adquire mais arrasto do que a asa esquerda. O arrasto adicional na asa direita o puxa para trás, voltando a aeronave para o caminho original.

Efeito da quilha e distribuição de peso Uma aeronave sempre tem a tendência de transformar o eixo longitudinal da aeronave em vento relativo. Essa tendência de “vaneio do tempo” é semelhante à quilha de um navio e exerce uma influência constante na aeronave lateralmente em torno do eixo longitudinal. Quando a aeronave é perturbada e uma asa cai, o peso da fuselagem age como um pêndulo devolvendo o avião à sua atitude original.

Aeronaves estáveis lateralmente são construídas de modo que a maior parte da área da quilha fique acima e atrás do CG. [Figura 4-26] Assim, quando a aeronave desliza para um lado, a combinação do peso da aeronave e a pressão do fluxo de ar contra a parte superior da área da quilha (ambos agindo sobre o CG) tendem a rolar de volta para o vôo no nível das asas.

4.5.6 Estabilidade vertical (guiadura) #

A estabilidade em torno do eixo vertical da aeronave (momento lateral) é chamada de estabilidade direcional. A estabilidade direcional ou de guinada é a estabilidade mais facilmente alcançada no projeto de aeronaves. A área da barbatana vertical e os lados da fuselagem atrás do CG são os principais contribuintes que fazem a aeronave agir como o conhecido cata-vento ou flecha, apontando seu nariz para o vento relativo.

Ao examinar um cata-vento, pode-se ver que, se exatamente a mesma superfície fosse exposta ao vento na frente do ponto de articulação como atrás dele, as forças para a frente e para trás estariam em equilíbrio e nenhum ou nenhum movimento direcional resultaria. Consequentemente, é necessário ter uma superfície maior atrás do ponto de articulação do que para a frente.

Da mesma forma, o projetista de aeronaves deve garantir uma estabilidade direcional positiva, tornando a superfície lateral maior atrás do que à frente do CG. [Figura 4-27] Para fornecer estabilidade positiva adicional àquela fornecida pela fuselagem, uma aleta vertical é adicionada. A barbatana age semelhante à pena de uma flecha para manter o vôo direto. Como o cata-vento e a flecha, quanto mais à frente desta barbatana é colocada e quanto maior o seu tamanho, maior a estabilidade direcional da aeronave.

Se uma aeronave estiver voando em linha reta e uma rajada de ar lateral forneça uma ligeira rotação à aeronave em torno de seu eixo vertical (ou seja, a direita), o movimento é retardado e parado na barbatana, porque enquanto a aeronave gira para a direita, o ar atinge o lado esquerdo da barbatana em um ângulo. Isso causa pressão no lado esquerdo da barbatana, que resiste ao movimento de giro e retarda a guinada da aeronave. Ao fazê-lo, ele

Atua um pouco como o cata-vento, transformando a aeronave no vento relativo. A mudança inicial na direção da rota de voo da aeronave geralmente está ligeiramente por trás de sua mudança de rumo. Portanto, após um leve guinada da aeronave para a direita, há um breve momento em que a aeronave ainda está se movendo ao longo de seu caminho original, mas seu eixo longitudinal está levemente apontado para a direita.

A aeronave é então momentaneamente derrapada para os lados, e durante esse momento (já que se supõe que, embora o movimento de guinada tenha parado, o excesso de pressão no lado esquerdo da barbatana persistirá necessariamente) há necessariamente uma tendência de que a aeronave volte parcialmente para a esquerda. Ou seja, existe uma tendência momentânea de restauração causada pela barbatana.

Essa tendência de restauração é relativamente lenta no desenvolvimento e cessa quando a aeronave para de derrapar. Quando termina, a aeronave está voando em uma direção ligeiramente diferente da direção original. Em outras palavras, ele não retornará por conta própria ao título original; O piloto deve restabelecer o título inicial.

Uma pequena melhora da estabilidade direcional pode ser obtida por meio de sweepback. Sweepback é incorporado no design da asa principalmente para retardar o início da compressibilidade durante o vôo de alta velocidade. Em aeronaves mais leves e mais lentas, o sweepback auxilia na localização do centro de pressão na relação correta com o CG. Uma aeronave longitudinalmente estável é construída com o centro de pressão atrás do CG.

Por razões estruturais, os projetistas de aeronaves às vezes não conseguem prender as asas à fuselagem no ponto desejado exato. Se eles tivessem que montar as asas muito para frente e, em ângulos retos, com a fuselagem, o centro de pressão não seria suficiente para a retaguarda para resultar na quantidade desejada de estabilidade longitudinal. Ao construir sweepback nas asas, no entanto, os projetistas podem mover o centro de pressão para trás. A quantidade de varredura e a posição das asas então colocam o centro de pressão no local correto.

A contribuição da asa para a estabilidade direcional estática geralmente é pequena. A asa varrida fornece uma contribuição estável dependendo da quantidade de varredura, mas a contribuição é relativamente pequena quando comparada com outros componentes.

4.5.7 Oscilações Direcionais Livres (Rolo Holandês) #

O Dutch Roll é uma oscilação lateral/direcional acoplada que geralmente é dinamicamente estável, mas não é segura em uma aeronave devido à natureza oscilatória. O amortecimento do modo oscilatório pode ser fraco ou forte, dependendo das propriedades da aeronave em particular.

Se a aeronave tiver uma asa direita empurrada para baixo, o ângulo lateral positivo corrige a asa lateralmente antes que o nariz seja realinhado com o vento relativo. À medida que a asa corrige a posição, uma oscilação direcional lateral pode ocorrer, resultando no nariz da aeronave fazendo uma figura oito no horizonte como resultado de duas oscilações (rolo e guinada), que, embora com a mesma magnitude, estão fora de fase um com o outro.

Na maioria das aeronaves modernas, exceto projetos de asa varreu de alta velocidade, essas oscilações direcionais gratuitas geralmente desaparecem automaticamente em poucos ciclos, a menos que o ar continue com rajadas ou turbulências. As aeronaves com tendências contínuas de rolamento holandês geralmente são equipadas com amortecedores de guinada estabilizados com giroscópio. Os fabricantes tentam atingir um ponto médio entre uma estabilidade direcional demais e muito pequena. Como é mais desejável que a aeronave tenha “instabilidade em espiral” do que as tendências holandesas, a maioria das aeronaves é projetada com essa característica.

4.5.8 Instabilidade em espiral #

A instabilidade espiral existe quando a estabilidade direcional estática da aeronave é muito forte em comparação com o efeito de seu diedro na manutenção do equilíbrio lateral. Quando o equilíbrio lateral da aeronave é perturbado por uma rajada de ar e uma derrapagem lateral, a forte estabilidade direcional tende a guinar o nariz para o vento relativo resultante, enquanto o diédrico comparativamente fraco retarda o equilíbrio lateral. Devido a essa guinada, a asa do lado de fora do momento de giro avança mais rápido que a asa interna e, como consequência, seu levantamento se torna maior. Isso produz uma tendência de overbanking que, se não corrigida pelo piloto, resulta no ângulo da margem se tornando mais íngreme e íngreme. Ao mesmo tempo, a forte estabilidade direcional que guina a aeronave para o vento relativo está, na verdade, forçando o nariz a uma atitude mais baixa. Uma espiral descendente lenta começa, que, se não for neutralizada pelo piloto, gradualmente se transforma em um mergulho em espiral íngreme. Normalmente, a taxa de divergência no movimento espiral é tão gradual que o piloto pode controlar a tendência sem qualquer dificuldade.

Todas as aeronaves são afetadas em algum grau por essa característica, embora possam ser inerentemente estáveis em todos os outros parâmetros normais. Essa tendência explica por que uma aeronave não pode ser pilotada “mãos” indefinidamente.

Muitas pesquisas foram feitas para o desenvolvimento de dispositivos de controle (Wing Leveler) para corrigir ou eliminar essa instabilidade. O piloto deve ter cuidado na aplicação de controles de recuperação durante os estágios avançados desta condição espiral ou cargas excessivas podem ser impostas à estrutura. A recuperação inadequada da instabilidade espiral que leva a falhas estruturais em voo provavelmente contribuiu para mais mortes em aeronaves de aviação em geral do que qualquer outro fator. Como a velocidade do ar na condição espiral aumenta rapidamente, a aplicação da força do elevador traseiro para reduzir essa velocidade e puxar o nariz para cima apenas “aperta a curva”, aumentando o fator de carga. Os resultados da espiral prolongada descontrolada são falhas estruturais em voo ou colisões com o solo, ou ambos. As causas mais comuns registradas para os pilotos que entram nessa situação são: perda de referência do horizonte, incapacidade de controlar a aeronave por referência a instrumentos ou uma combinação de ambos.