aerodinâmica alta velocidade
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Alta VelocidadeTRANSCRIPT
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VOO A ALTA VELOCIDADE
(AERODINÂMICA COMPRESSIVEL)
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Velocidade do som – Velocidade de propagação das ondas de pressão através do ar a partir da fonte que as origina.
TRγa =
a - Velocidade do som
γ - Constante (1,4 para o ar)
R - Constante dos gases (287 J/Kg K)
T - Temperatura absoluta (K)
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Quanto menor a temperatura menor a velocidade de propagação.
Dado que g e R são constantes, a velocidade do som é directamente proporcional apenas à raiz quadrada da temperatura absoluta.
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Variação da velocidade do som com a altitude
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Exemplo:
Velocidade do som para T = 15 ºC (288 K)
s/m340a
2882874,1a
=××=
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Introdução
Na aerodinâmica subsónica assume-se que o ar é incompressível –fluxo incompressível – não existe variação de densidade resultante da variação de pressão.
A grande velocidade as variações de densidade do ar assumem grande importância – fluxo compressível .
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Introdução
As velocidades de voo classificam-se em:
Subsónicas – Velocidades em que o fluxo de ar em torno do avião se encontra na sua totalidade abaixo da velocidade do som (Mach 0,7 ou inferior);
Transónicas – Velocidades em que o fluxo de ar é parte subsónico e parte supersónico (desde aproximadamente Mach 0,7 a 1,3);
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Introdução
As velocidades de voo classificam-se em:
Supersónicas – Velocidades em que o fluxo de ar em torno do avião se encontra na sua totalidade acima da velocidade do som, mas abaixo das velocidades hipersónicas (desde aproximadamente Mach 1,3 a 5).
Hipersónicas – Velocidades acima de Mach 5
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Fluxo subsónico
Fluxo supersónico
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Fluxo incompressível através de uma tubeira
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Fluxo compressível através de uma tubeira
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Fluxo compressível / fluxo incompressível
� O fluxo compressível incluí variações da densidade do ar;
� A convergência de um tubo aerodinâmico produz uma aceleração do fluxo incompressível e uma desaceleração no fluxo compressível.
� A divergência de um tubo aerodinâmico produz uma desaceleração do fluxo incompressível e uma aceleração do fluxo compressível.
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Número de Mach (M) – Razão entre a TAS e a velocidade do som local.
Número de Mach crítico (M CRIT) – Número de Mach da corrente livre ao qual velocidades locais (em determinados pontos da asa) atingem M = 1.
� Aumentando a razão espessura/corda ou aumentando o ângulo de ataque o valor do MCRIT decresce (aumento da velocidade do escoamento no extradorso da asa).
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Efeito do número de Mach na subida a IAS constante
� Até à troposfera a temperatura decresce com o aumento de altitude;
� Com o aumento de altitude, mantendo IAS constante, a TAS aumenta;
σ= EAS
TAS
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Efeito do número de Mach na subida a IAS constante
� O número de Mach aumenta se a altitude aumentar e a IAS permanecer constante.
Nota – A TAS aumenta e a velocidade do som (a) decresce.
a
TASM =
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Efeito do número de Mach na subida a IAS constante
� Quando o avião sobe com IAS constante o número de Mach aumentasendo possível exceder o MMO (máximo número de Mach de operação).
Isto pode ser evitado voando a um número de Mach constante e não a IAS constante.
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Variação da TAS com a altitude a Mach constante
� Se a altitude diminui a temperatura aumenta e a velocidade do som e a TAS aumentam também.
aMTASa
TASM ×=⇔=
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Influência da temperatura no Número Mach, em voo de n ível com IAS constante
� O Número Mach pode ser expresso em função da IAS
0
te
PP
C
IASM =
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Influência da temperatura no Número Mach, em voo de ní vel com IAS constante
� Se a IAS for dada em nós (Knots)
� A uma altitude pressão constante (voo de nível) e IAS constante o Número Mach é independente da temperatura.
0PP
661
IASM =
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Propagação das ondas de pressão
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Propagação das ondas de pressão
� À medida que a velocidade do corpo aumenta e se aproxima da velocidade do som, a velocidade do corpo aproxima-se da velocidade de propagação das ondas de pressão.
� A Mach 1 o corpo viaja à mesma velocidade das ondas.
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Ponto emissor parado
Direcção do movimento
4ª ONDA
3ª ONDA
2ª ONDA
1ª ONDA
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Ponto emissor com velocidade inferior à das ondas
Direcção do movimento
4ª ONDA
3ª ONDA
2ª ONDA
1ª ONDA
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Ponto emissor com velocidade igual às das ondas
Direcção do movimento
1ª ONDA
2ª ONDA
3ª ONDA4ª ONDA
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Propagação das ondas de pressão
� Quando a velocidade do corpo ultrapassa Mach 1 o corpo desloca-
se sempre à frente das ondas de pressão.
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Ponto emissor com velocidade superior à das ondas
Direcção do movimento
4ª ONDA
1ª ONDA2ª ONDA
3ª ONDA
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Formação da onda de choque
� Quando um objecto viaja através do ar a velocidades próximas de Mach 1, as partículas da corrente livre que se encontram fora da área de perturbação não recebem qualquer aviso da aproximação do objecto e sofrem mudanças súbitas e drásticas de velocidade, pressão, temperatura e densidade, devido ao choque entre essas partículas e as ondas de pressão.
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Formação da onda de choque
� Existe um aumento de pressão, densidade e de temperatura e umadiminuição de velocidade.
� A região de compressão estende-se para a frente do objecto. Esta distância depende da velocidade, do tamanho do objecto e da temperatura do ar.
� A linha limite entre o ar não perturbado e a região de compressão do ar é a chamada onda de choque.
� O escoamento ao atravessar a onda de choque passa normalmente de supersónico a subsónico.
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Onda de choque normal
� Quando o escoamento supersónico é desacelerado para escoamentosubsónico sem mudar de direcção, a onda de choque formada entre a região supersónica e a região subsónica é uma onda de choque normal (perpendicular à direcção do escoamento).
ONDA DE CHOQUE NORMAL
SUBSÓNICO SÓNICO
ESCOAMENTO
M < 1 M < 1 M > 1 M > 1
M = 1
CONVERGENTE DIVERGENTE
1 2 3
PERTURBAÇÃO
SUBSÓNICO
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Onda de choque normal
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Onda de choque
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Propriedades das ondas de choque normais
� A velocidade do escoamento é reduzida para velocidade subsónica. A diferença entre o Número Mach atrás da onda de choque e Mach 1 é aproximadamente igual à diferença entre o Número Mach à frente da onda de choque, isto é, se à frente tivermos 1.25 M, atrás teremos aproximadamente 0.8 M;
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Propriedades das ondas de choque normais
� A pressão estática aumenta.� A temperatura aumenta.� A densidade aumenta.� A energia do escoamento (energia total) é fortemente reduzida.
A mínima energia perdida através da onda de choque oc orre quando o Número Mach do escoamento em frente à onda d e choque é pequeno, embora supersónico.
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Onda de choque oblíqua
� As ondas de choque oblíquas são ondas de pressão em que existeuma deflexão (mudança de direcção) do escoamento ao atravessar aonda. Formação de um ângulo oblíquo denominado ângulo de onda.
� Quanto maior for o ângulo de ataque do objecto ou mais baixo for o número de Mach da corrente livre, maior será o ângulo de onda.
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Onda de choque oblíqua
� A onda de choque oblíqua é mais fraca que a onda normal, mas representa também uma diminuição de energia do fluxo de ar.
� Na onda de choque oblíqua a velocidade do escoamento a seguir á onda é ainda supersónica. Contudo, a componente da velocidade normal à onda de choque é subsónica.
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Onda de choque oblíqua
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Ondas de choque normal e oblíqua
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Perda de energia através das ondas de choque
� À medida o fluxo de ar atravessa uma onda de choque, normal ouoblíqua, sofre uma compressão. Esta compressão diminui a energiacinética da corrente de ar e provoca um aumento de temperatura epressão atrás da onda de choque.
� Uma parte do aumento de temperatura é irradiado para a atmosfera e a outra é absorvida pela superfície sobre a qual o fluxo passa.
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Perda de energia através das ondas de choque
� O aumento de temperatura é uma perda de energia e representa uma nova forma de resistência denominada resistência de onda.
� A resistência de onda é maior numa onda de choque normal do que numa onda de choque oblíqua.
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Onda de expansão
� As ondas de expansão surgem quando um fluxo de ar supersónico contorna uma saliência. A corrente de ar executa um número infinito de variações de direcção num dado lapso de tempo até que tenha contornado a saliência e seja novamente paralela á superfície.
� No ponto onde as mudanças de direcção do fluxo têm lugar surgeuma onda de expansão. Uma vez que a onda se expande, a seguir a esta:
� A densidade, temperatura e pressão do ar diminuem;� A velocidade e número de Mach aumentam.
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Onda de expansão
� A diminuição de pressão e densidade a seguir à onda de expansão é a principal responsável pelo aparecimento de uma força de sustentação numa asa supersónica.
� Quanto maior for o ângulo de deflexão maior será o aumento de velocidade e diminuição de pressão e densidade. Se o ângulo de deflexão for demasiado elevado pode ocorrer separação do fluxo.
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Onda de expansão
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Velocidades transónicas
� Quando o fluxo livre tem aproximadamente 0,75 M, o número de Mach local no extradorso da asa é igual a M 1.
� Esta velocidade do fluxo livre (0,75 M) denomina-se MCRIT da asa e representa o ponto de transição entre as zonas de voo subsónico e transónico.
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Velocidades transónicas
� O MCRIT de qualquer avião é sempre menor que 1.
� Para qualquer velocidade abaixo do MCRIT a corrente de ar é inteiramente subsónica.
� Para qualquer velocidade superior a MCRIT existe compressibilidade do ar.
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Velocidades subsónicas e transónicas
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� À medida que o número de Mach da corrente livre aumenta (para
valores acima de 0.75 M) desenvolve-se uma zona de fluxo supersónico no extradorso da asa, aparecendo uma onda de choque normal na zona de transição do fluxo supersónico para subsónico.
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� Se a velocidade do avião continuar a aumentar (por exemplo para 0.77 M) a região do escoamento supersónico vai aumentando e a onda de choque aumenta de intensidade e move-se para trás em direcção ao bordo de fuga.
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� A diminuição de energia do escoamento atrás da onda de choque faz com que comece a aparecer separação da camada limite.
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� A região de fluxo supersónico do extradorso aumenta e a onda dechoque continua a mover-se em direcção ao bordo de fuga.
À medida que a velocidade do avião se aproxima de Ma ch 1
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À medida que a velocidade do avião se aproxima de Ma ch 1
� Aparece uma região no intradorso da asa onde o escoamento é supersónico e a consequente formação de uma onda de choque de intradorso.
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Quando a velocidade do avião é muito próxima de Mach 1
� O fluxo é supersónico em praticamente toda a asa. A zona subsónica limita-se a uma pequena área junto ao bordo de ataque.
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Quando a velocidade do avião é muito próxima Mach 1
� As ondas de choque de extradorso e intradorso situam-se no bordo de fuga.
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Quando a velocidade do avião é muito próxima M 1
� A zona turbulenta (separação da camada limite) diminui, emborahaja separação também no intradorso da asa.
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�Se a velocidade do fluxo livre for superior a Mach 1 (M 1.3, porexemplo) toda a asa se encontra a velocidade supersónica, á excepção de uma pequena zona no bordo de ataque.
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� As ondas de choque passam a oblíquas (escoamento supersónico atrás destas ondas).
� Aparece a onda de choque frontal que também tende a ser oblíqua.
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Efeitos da formação da onda de choque
A formação e desenvolvimento das ondas de choque na asa têm efeitos na:
� Sustentação;� Resistência;� Estabilidade e controlo;
Muitos destes efeitos são causados pela separação i nduzida pelo choque.
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Efeitos da onda de choque na sustentação
A baixas velocidades subsónicas o CL assume-se constante para um dado ângulo de ataque. Com o aumento do número de Mach o CL
sofre alterações:
� A alta velocidade subsónica (até MCRIT) o valor de CL aumenta devido ao aumento da velocidade do escoamento e redução da pressão estática no extradorso da asa.
� A velocidades acima do MCRIT tem lugar a formação de ondas de choque e a separação da camada limite, induzida pela onda de choque, o que dá lugar a uma diminuição de sustentação.
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Efeitos da onda de choque na sustentação
� A gravidade da perda de sustentação depende da forma da secção da asa. Asas não desenhadas para grandes velocidades podem ter grandes perdas de sustentação para velocidades acima de MCRIT. Asas desenhadas especialmente para altas velocidades (com regressão alar, finas secções e pequena curvatura) têm pouca perda de sustentação através da região transónica.
� Devido á separação da camada limite induzida pela onda de choque o CLmax e o ângulo de ataque de perda são reduzidos.
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Variação do C L com o Número de Mach a ângulo de ataque constante
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Efeitos da onda de choque na resistência
� A onda de choque dá lugar a um aumento da resistência total devido à resistência de energia e à separação da camada limite.
� A resistência de energia deve-se ao aumento de temperatura e dissipação da mesma para a atmosfera (perda de energia). A resistência de energia é maior numa onda de choque normal do que numa onda de choque oblíqua.
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Efeitos da onda de choque na resistência
� Em determinados pontos do movimento da onda de choque existe uma considerável separação da camada limite com a consequente perda de energia do escoamento e aumento de resistência.
� O aumento do MFS faz deslocar a onda de choque para o bordo de fuga da asa diminuindo a separação da camada limite que tem comoconsequência uma diminuição da resistência.
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Efeitos da onda de choque na resistência
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Efeitos da onda de choque no (L/D)max
� A velocidades transónicas, quando os efeitos de compressibilidade se fazem sentir o valor de (L/D)max diminui.
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Efeitos da onda de choque no CP
� A localização do CP é determinada pela distribuição de pressões em torno do perfil. A variação de velocidade e os efeitos associados à formação da onda de choque faz variar a distribuição de pressões e o CP move-se ao longo da linha de corda.
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Distribuição de pressão a Números Mach transónicos
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Distribuição de pressão a números Mach transónicos
� A linha a cheio representa a pressão no extradorso da asa e a linha a tracejado a pressão no intradorso.
� A sustentação é representada pela área entre as duas linhas.
� O CP situa-se no centro da área representativa da sustentação.
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Distribuição de pressão a números Mach transónicos
� Nas zonas em que a linha a tracejado está acima da linha a cheio é produzida sustentação negativa.
� Durante a aceleração para o voo supersónico a distribuição de pressão é irregular.
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Efeitos do movimento do CP devido à onda de choque
� O movimento do CP para trás com o aumento do M na região transónica provoca um momento de nariz em baixo Conhecido por “Mach Tuck”, “High Speed TucK” ou “Tuck under”.
� Outro factor que pode contribuir para o momento de nariz em baixo é a redução do fluxo descendente como resultado da diminuição dasustentação na raiz da asa. Se o plano de cauda estiver colocado na zona do fluxo descendente sofrerá variações de ângulo de ataque com as variações desse fluxo.
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Efeitos do movimento do CP devido à onda de choque
� Num avião estável, à medida que o M aumenta é necessário actuar na coluna de controlo (puxar para trás).
� A partir de MCRIT a força requerida diminui aparecendo um gradiente de força instável.
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Variação da força na coluna de controlo (manche) com o aumento do número de Mach
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Efeitos das ondas de choque nos controlos de voo
� As tradicionais superfícies de controlo colocadas no bordo de fuga trabalham alterando a curvatura dos perfis par aumentarem ou diminuírem a sustentação.
� Deflectindo as superfícies de controlo para baixo o MCRIT diminui. Se o movimento acontecer a alta velocidade subsónica pode aparecer a formação da onda de choque à frente da superfície de controlo. Aseparação induzida pela onda de choque reduz a eficácia da superfície de controlo.
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Efeitos das ondas de choque nos controlos de voo
� Se existir uma onda de choque à frente da superfície de controlo, o movimento da superfície não pode afectar nenhuma parte do perfilsituada á frente da onda de choque pelo que a eficácia da superfície de controlo é reduzida.
� A redução da eficácia das superfícies de controlo a velocidades transónicas pode ser atenuada utilizando planos de cauda de incidência variável, spoilers de enrolamento, geradores de vórtices, etc..
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Vibração aerodinâmica (Buffet)
� O fluxo de ar separado por indução das ondas de choque pode causar vibração de determinadas partes do avião, nomeadamente o plano de cauda.
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Vibração aerodinâmica (Buffet)
� A vibração aerodinâmica faz-se notar de forma semelhante à perda a baixa velocidade, mas é mais prejudicial uma vez que ocorre a alta pressão dinâmica (alta velocidade) podendo provocar danos estruturais no avião.
� O avião deve operar de forma a que exista uma margem de segurança antes que a vibração aerodinâmica ocorra.
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Decomposição da velocidade sobre uma asa com regressã o alar (flecha)
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Efeito da regressão alar (flecha) no Coeficiente de S ustentação a baixa velocidade.
� Redução do CL.
� Aumento do ângulo de ataque de perda.
� Diminuição do efeito da rajada vertical.
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Efeito da regressão alar (flecha) no C D a velocidades transónicas e supersónicas
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Utilização de geradores de vórtices
� A formação da onda de choque provoca um aumento do gradiente de pressão adversa e uma redução da energia cinética da camada limite podendo levar a que esta se descole e a asa entre em perda.
� A separação da camada limite pode ser retardada se a sua energia cinética for aumentada. Um dos métodos utilizados para esse efeito é a utilização de geradores de vórtices.
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Utilização de geradores de vórtices
� Os geradores de vórtices são pequenas alhetas instaladas ao longo da superfície da asa que geram vórtices no fluxo de ar que vão energizar a camada limite.
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Utilização de compensador de Mach
� A alta velocidade o avião tende a tornar-se instável longitudinalmente devido ao aparecimento de momentos de picada.
� Esta característica desfavorável de alta velocidade, conhecida como “Mack Tuck”, “higt Speed TucK” ou “Tuck Under”, pode restringir a velocidade máxima de operação dos modernos aviões de transporte.
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Utilização de compensador de Mach
� A fim de se manter um adequado gradiente de forças de controlo a alta velocidade pode ser adaptado um sistema compensador de Mach. Este dispositivo é um sistema de compensação longitudinal sensível ao Número de Mach que pode actuar das seguintes formas:
� Deflectindo o leme de profundidade;
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Utilização de compensador de Mach
� Variando o ângulo de incidência do estabilizador horizontal;
� Movendo o CG para trás através da transferência de combustível dos reservatórios das asas para um reservatório de compensação colocado na cauda do avião.
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Efeito do compensador de Mach no gradiente de forças de controlo
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Utilização de perfis super-críticos
� O perfil super-crítico é utilizado a fim de aumentar a eficiência em regimes de velocidades transónicas.
� As características do perfil super-crítico são:
� Nariz (bordo de ataque) achatado (arredondado);� Grande espessura;� Linha de curvatura média em forma de S;� Superfície superior (extradorso) relativamente plana;� Bordo de fuga com espessura considerável.
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Utilização de perfis super-críticos
� As características deste perfil fazem com que o ar na parte superior não aumente tanto de velocidade, como no perfil convencional, e a formação da onda de choque ocorra a mais altos MFS e seja de menor intensidade.
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Perfil super-crítico
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Diferença entre o perfil supercrítico e o perfil típico de alta velocidade
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Utilização de perfis supercríticos
Vantagens deste tipo de perfil:
� Não é necessário utilizar asas com tão grande regressão alar (redução dos problemas associados a este tipo de asa);
� A sua maior espessura aumenta a rigidez e resistência para o mesmo peso estrutural;
� A sua maior espessura permite mais espaço disponível para armazenar combustível;
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Utilização de perfis supercríticos
Vantagens deste tipo de perfil:
� Aumento da performance da asa devido a:
� Redução do consumo de combustível em velocidade de cruzeiro (aumento do CL com pequeno ou nulo aumento da resistência);
� Aumento da velocidade de cruzeiro.
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Utilização de perfis supercríticos
Desvantagens deste tipo de perfil:
� Pouco eficiente a baixas velocidades. Requerem grandes e complexos dispositivos de alto coeficiente de sustentação.
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Utilização de perfis supercríticos
Desvantagens deste tipo de perfil:
� A curvatura positiva junto ao bordo de fuga produz a sustentação requerida, mas também momentos de picada (nariz em baixo). Estesmomentos podem ser compensados com:
� Plano de cauda, mas provocando resistência de compensação;
� A vibração induzida pelo choque causa oscilações severas.
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Ondas de Mach
� As perturbações infinitesimais no fluxo de ar geram ondas de pressão que se combinam para formar ondas de choque ou de Mach.
� As ondas de Mach formam um certo ângulo µ (ângulo de Mach) em relação à trajectória da partícula que produz as perturbações.
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Ondas de Mach
� Quanto maior for a velocidade da partícula, menor será o ângulo de Mach.
� Nas ondas de Mach, as variações de pressão, temperatura, densidade e velocidade são muito pequenas em comparação com as ondas de choque.
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Ondas de Mach
(a) Estacionário;
(b) Subsónico;
(c) Sónico;
(d) Supersónico.
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Ângulo de Mach
� As ondas de Mach formam um ângulo µ (ângulo de Mach) em relação à trajectória do corpo que produz as perturbações.
� AB representa a velocidade da partícula (TAS).
� AC representa a velocidade do som local (a)
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a
TASM =
M
1
TAS
aSen ==µ
Ângulo de Mach
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Se em lugar de uma partícula tivermos um objecto sólido, como um bordo de ataque de uma asa supersónica, o semi-ângulo da onda de choque oblíqua será a soma do semi-ângulo da cunha e do ângulo de Mach.
Ângulo de Mach
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Cone de Mach
� No espaço tridimensional as ondas de pressão propagam-se em todas as direcções. Se fizermos passar tangentes entre a partícula e a onda esférica obtém-se um cone com vértice na partícula – Cone de Mach.
CONE MACH
DIRECÇÃO DO MOVIMENTO
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Cone de Mach
� O cone de Mach define a zona de fluxo que pode ser afectada pelas perturbações de pressão. Apenas o espaço interior do cone de machpode ser influenciado pelas perturbações.
CONE MACH
DIRECÇÃO DO MOVIMENTO
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Perfis e superfícies aerodinâmicas supersónicas
� Existem dois tipos de perfis supersónicos:
� O perfil de dupla cunha;
� O perfil biconvexo;
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Perfis e superfícies aerodinâmicas supersónicas
� O perfil de dupla cunha não pode ser utilizado em voo subsónico uma vez que o ar se separaria ao alcançar os ângulos convexos da parte superior e inferior do perfil. Este tipo de perfil é utilizado em mísseis supersónicos que atravessam a grande velocidade a região de voo subsónico.
� No perfil biconvexo formam-se ondas de expansão contínuas desde o bordo de ataque até ao bordo de fuga.
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Desenvolvimento de forças aerodinâmicas nos perfis de dupla cunha
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Desenvolvimento de forças aerodinâmicas nos perfis b iconvexos
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Utilização da regressão alar em voo supersónico
� Se a asa em flecha for mantida dentro da onda de Mach do avião é possível o emprego de perfis subsónicos em voo supersónico.
� A velocidade do ar é supersónica á frente e atrás da onda de Mach e também na direcção do voo. Contudo, atrás da onda de Mach, a componente da velocidade que é perpendicular à onda é subsónica.
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Utilização da regressão alar em voo supersónico
� Se o bordo de ataque se encontrar à retaguarda da onda de Mach a asa voará em fluxo subsónico e poderá ter um perfil subsónico.
� À medida que o número de Mach aumenta, a onda de Mach terá maior inclinação para trás (menor ângulo de Mach) e a regressão alar tem que aumentar para que a asa continue atrás da referida onda.
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Utilização de regressão alar em voo supersónico
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Ruído de choque
� A intensidade das ondas de choque vai diminuindo à medida que se afastam do avião, mas a sua pressão pode ser suficientemente forte a ponto de provocar distúrbios no solo.
� O ruído de choque é consequência do voo supersónico.
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Aquecimento aerodinâmico
� O ar aquece quando é comprimido ou quando sujeito à fricção.
� Em torno do avião existe fricção do ar na camada limite e compressão nos pontos de estagnação e através das ondas de choque.
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Aquecimento aerodinâmico
� Quando um avião se move através do ar a temperatura superficial da fuselagem aumenta. Isto acontece para todas as velocidades, mas apenas se torna significativo com elevados números de Mach.
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Aquecimento aerodinâmico
� Mach 2.0 é o limite de velocidade para aviões com estrutura em liga de alumínio.
� Acima de Mach 2.0 tem que ser usado aço puro ou titânio.
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Aquecimento aerodinâmico
Variação da temperatura superficial com a velocidade.
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� Verificou-se experimentalmente que corpos com variações súbitas na área transversal produzem mais resistência em regime supersónico do que aqueles que têm variações graduais.
� Um aumento brusco ocorre na zona em que a asa intercepta a fuselagem.
� Para compensar deve estreitar-se a fuselagem nessa zona, o que dá origem á típica forma de fuselagem em forma de garrafa de Coca-Cola utilizada em aviões supersónicos
Lei das áreas
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Lei das áreas
� A resistência de interferência, principalmente entre as asas e a fuselagem, assume grande importância a alta velocidade.
� A velocidades transónicas, a resistência de interferência pode ser minimizada através de uma adequada distribuição da área transversal
da fuselagem ao longo do eixo longitudinal do avião.
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Lei das áreas
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Lei das áreas
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Lei das áreas
� A distribuição de áreas – lei das áreas transónica consiste numa redução da área da fuselagem junto às asas e plano de cauda.
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Lei das áreas
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Os perfis supersónicos são todos simétricos e com razões de espessura bastante pequenas, existem dois tipos:
Perfis
Perfis de dupla cunha
Perfil supersónico tipo. Além de produzir sustentação, possui espaçointerno onde enquadrar a estrutura alar, mecanismos de manobra, etc.
CONFIGURAÇÕES SUPERSÓNICAS
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CONFIGURAÇÕES SUPERSÓNICAS
Perfil biconvexo
Inexistência de cantos, o que faz com que o diferencial de pressões tenha origem numa expansão continua.
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CONFIGURAÇÕES SUPERSÓNICAS
Asas
Na maioria dos aviões supersónicos, o plano das asas possui um certo ângulo de flecha, regressão alar.
Ângulo de flecha ↑↑↑↑ ⇒ Resistência ↓↓↓↓
Velocidade ↑↑↑↑ ⇒ Ângulo de Cone Mach ↓↓↓↓
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CONFIGURAÇÕES SUPERSÓNICAS
Fuselagem
O formato típico duma fuselagem para regimes supersónicos, é o tipo garrafa de “coca - cola”.
Este formato reduz a onda de resistência.
As secções da fuselagem ao diminuírem na zona das asas, fazem com que o ar desviado por estas possa deslocar-se para o espaço, pelo estreitamento da fuselagem.
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Fuselagem
O ar sofre um deslocamento repentino, logo uma compres são acentuada.
A resistência diminui .
CONFIGURAÇÕES SUPERSÓNICAS
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Entradas de ar
A velocidades de voo supersónicas, as entradas de ar, devem permitiruma desaceleração por ondas de choque sucessivas e de fracaintensidade de modo a reduzir ao mínimo as perdas de energia e aumentos de temperatura.
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- MANUAL DE AERODINÂMICA DINST/M 144-21
- PRINCIPLES OF FLIGHT - JEPPSEN BOOK 13
BIBLIOGRAFIA