Estudo de aplicação da teoria de peso e balanceamento em uma aeronave leve, Dissertações de Mestrado de Engenharia Aeronáutica e Programação de Computadores. Universidade de Taubaté (Unitau)
amanda_almeida
amanda_almeida1 de Junho de 2016

Estudo de aplicação da teoria de peso e balanceamento em uma aeronave leve, Dissertações de Mestrado de Engenharia Aeronáutica e Programação de Computadores. Universidade de Taubaté (Unitau)

PDF (1 MB)
47 páginas
376Número de visitas
Descrição
peso e balanceamento em uma aeronave leve
20pontos
Pontos de download necessários para baixar
este documento
baixar o documento
Pré-visualização3 páginas / 47
Esta é apenas uma pré-visualização
3 shown on 47 pages
baixar o documento
Esta é apenas uma pré-visualização
3 shown on 47 pages
baixar o documento
Esta é apenas uma pré-visualização
3 shown on 47 pages
baixar o documento
Esta é apenas uma pré-visualização
3 shown on 47 pages
baixar o documento

UNIVERSIDADE DE TAUBATÉ

Amanda Almeida dos Santos

ESTUDO DE APLICAÇÃO DA TEORIA DE PESO E

BALANCEAMENTO EM UMA AERONAVE LEVE

Taubaté - SP

2013

UNIVERSIDADE DE TAUBATÉ

Amanda Almeida dos Santos

ESTUDO DE APLICAÇÃO DA TEORIA DE PESO E

BALANCEAMENTO DE UMA AERONAVE LEVE

Monografia apresentada para obtenção do

Certificado de Especialista pelo Curso

Engenharia Aeronáutica do Departamento de

Engenharia da Universidade de Taubaté,

Orientador: Prof. Msc. Giuliano Gardolinski Venson

Taubaté – SP

2013

UNIVERSIDADE DE TAUBATÉ

AMANDA ALMEIDA DOS SANTOS

ESTUDO DE APLICAÇÃO DA TEORIA DE PESO E

BALANCEAMENTO DE UMA AERONAVE LEVE

Monografia apresentada para obtenção do

Certificado de Especialização pelo Curso

Engenharia Aeronáutica do Departamento de

Engenharia Mecânica da Universidade de

Taubaté,

DATA: _____________________________

RESULTADO: ______________________

BANCA EXAMINADORA

Prof. Dr. Giorgio Giacaglia Universidade de Taubaté

Assinatura.________________________________

Prof. Ms. Juliano Gardolinsk Venson Universidade de Taubaté

Assinatura.________________________________

Prof. Ms. Samantha Gonzalez Universidade de Taubaté

Assinatura.________________________________

AGRADECIMENTOS

Agradeço a Deus pelo dom da vida, pela minha saúde e pela minha família.

Agradeço a meus pais que sempre me apoiaram em minhas decisões.

Agradeço a meu orientador Prof. Msc. Giuliano Venson, pela dedicação e pelo tempo

que disponibilizou para me orientar.

DEDICATÓRIA

Dedico este trabalho aos meus irmãos: Aline, Alex e Adailton, por sempre estarem

comigo nos momentos em que mais preciso.

RESUMO

A posição do centro de gravidade de uma aeronave afeta diretamente sua pilotagem.

Palavras chave: estabilidade, peso, centro de gravidade, balanceamento.

ABSTRACT

Key words: Airplane, project, control, weight, center of gravity

LISTA DE TABELAS

Tabela 3.2.1 – Dados Técnicos do Objeto de estudo................................................................ 31

Tabela 3.5.1 – Determinação dos braços do sistema ................................................................ 35

Tabela 3.6.1 – Determinação das cargas .................................................................................. 36

Tabela 3.6.2 – Condições de Carregamento - CG mais dianteiro ............................................ 37

Tabela 3.6.3 – Condições de Carregamento - CG mais dianteiro ............................................ 37

Tabela 3.7.1 - Posições de CG Dianteiros em relação a CMA. ................................................ 39

Tabela 3.7.2 - Posições de CG Traseiros em relação a CMA. ................................................. 39

LISTA DE FIGURAS

Figura 2.1.1 – Partes de uma aeronave - Fonte: PRÓPRIA ..................................................... 15

Figura 2.2.1 – Asa Planificada - Fonte: OJHA, 1995 ............................................................... 16

Figura 2.2.2 – Determinação da CMA - Fonte: RODRIGUES, 2013 ...................................... 17

Figura 2.2.3 – Definição de aerofólio - Fonte: ANDERSON, 2001 ........................................ 18

Figura 2.2.4 – Características de um aerofólio - Fonte: ANDERSON, 2001 .......................... 18

Figura 2.2.5 – Forças atuantes na asa - Fonte: OJHA, 1995. .................................................. 19

Figura 2.2.6 – Dimensões principais de uma aeronave - Fonte: PRÓPRIA ............................. 20

Figura 2.2.7 – Principais configurações de Empenagem - Fonte: TORENBEEK, 1976. ........ 21

Figura 2.6.1 - Regra da Alavanca - Fonte: FAA, 2008 ............................................................ 27

Figura 2.6.2 - Diagrama de centro de gravidade - Fonte: JENKINSON, 2003 ....................... 28

Figura 3.2.1 – 3 vistas da aeronave - Fonte: PRÓPRIA ........................................................... 32

Figura 3.4.1 – Vista lateral da aeronave - Fonte: PRÓPRIA .................................................... 34

Figura 3.7.1 - Definição de xCMA – Fonte: PRÓPRIA .............................................................. 38

Figura 3.7.2 - Envelope de Passeio de CG- Fonte: PRÓPRIA ................................................. 40

LISTA DE SIGLAS E ABREVIATURAS

AR Alongamento da asa

b Envergadura da asa

c Corda da asa

CD Coeficiente de arrasto da asa

CG Centro de gravidade

CL Coeficiente de sustentação da asa

CMA Corda média aerodinâmica da asa

CMA|x Corda média aerodinâmica com relação ao eixo x

CMA|y Corda média aerodinâmica com relação ao eixo y

CR Corda da raiz da asa

CT Corda da ponta da asa

D Força de arrasto na asa

DATUM Ponto/Plano de referência arbitrário

fpm Unidade de velocidade – feet per minute – pés por minuto

ft Unidade de comprimento – feet - pés

g Força da gravidade

HP Unidade de potência – Horse Power - Cavalos

kg Unidade de massa - quilograma

kts Unidade de comprimento – Knots - nós

L Força de sustentação da asa

l Unidade de volume - litro

lb Unidade de massa - libra

m Unidade de comprimento - metro

mm Unidade de comprimento - milímetro

m² Unidade de área – metro quadrado

MLW Peso máximo de pouso

MTOW Peso máximo de decolagem

MTW Peso máximo de taxi

MZFW Peso máximo a zero combustível

NACA Perfil aerodinâmico padronizado

OEW Peso vazio operacional

RPM Rotações por minuto

S Área da asa

SL Nível do mar

V Velocidade da aeronave

V Fluxo do ar

W Força peso na asa

Wi Peso de um componente da aeronave

xCG Posição do centro de gravidade da aeronave vazia com relação ao eixo x

xCG|CMA CG da aeronave com relação ao percentual da CMA no eixo x

xCMA Distancia entre a CMA e a DATUM com relação ao eixo x

xi Posição do centro de gravidade de um componente

λ Relação de afilamento da asa

Densidade do ar

SUMÁRIO

1. INTRODUÇÃO................................................................................................................ 13

2. REVISÃO DE LITERATURA ........................................................................................ 14

2.1. DESCRIÇÃO GERAL DE AERONAVES ............................................................... 14

2.2. CARACTERÍSTICAS GEOMÉTRICAS DE AERONAVES .................................. 15

2.2.1. ASA .................................................................................................................... 15

2.2.2. FUSELAGEM .................................................................................................... 19

2.2.3. EMPENAGEM ................................................................................................... 21

2.3. A IMPORTÂNCIA DO CONTROLE DO CENTRO DE GRAVIDADE ................ 22

2.4. A IMPORTANCIA DO CONTROLE DO PESO ..................................................... 24

2.5. TERMOS E DEFINIÇÕES PARA PESO E BALANCEAMENTO ......................... 25

2.6. ESTIMATIVA DO CENTRO DE GRAVIDADE - REGRA DA ALAVANCA ..... 26

3. METODOLOGIA ............................................................................................................ 30

3.1. MÉTODO PARA DETERMINAÇÃO DO CENTRO DE GRAVIDADE ............... 30

3.2. DEFINIÇÃO DO OBJETO DE ESTUDO ................................................................ 31

3.3. DADOS GEOMÉTRICOS DA AERONAVE .......................................................... 33

3.4. DETERMINAÇÃO DO PLANO DE REFERÊNCIA - DATUM ............................ 33

3.5. DETERMINAÇÃO DO CG DA AERONAVE VAZIA ........................................... 35

3.6. DETERMINAÇÃO DAS CONDIÇÕES DE CARREGAMENTO .......................... 36

3.7. DETERMINAÇÃO DO ENVELOPE DE PASSEIO DE CG ................................... 38

4. RESULTADOS ................................................................................................................ 41

5. CONSIDERAÇÕES FINAIS ........................................................................................... 45

6. REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS ............................................................................. 46

13

1. INTRODUÇÃO

Centro de Gravidade (CG) é o ponto no qual uma aeronave ficaria em equilíbrio se

estivesse suspensa.É o ponto encontrado quando se divide o momento de massa total pelo

peso total da aeronave.

A posição do CG de uma aeronave afeta diretamente sua pilotagem e também áreas

como: estabilidade e controle, desempenho e cargas. Por esta razão , durante o projeto

devem ser estabelecidos os limites de variação de CG permissíveis e este deve ser informado

durante a entrega da aeronave para garantir sua perfeita operação.

Por outro lado, quando uma aeronave é concebida, é projetada para ser tão leve quanto

à resistência estrutural necessária permitir e as asas são projetadas para suportar o máximo

permitido peso. Contudo a sobrecarga de peso pode causar diversos problemas, tais como:

necessidade de uma velocidade de decolagem superior, redução da taxa e do ângulo de

subida, redução do teto de serviço, redução na velocidade de cruzeiro, encurtamento da faixa

de cruzeiro, etc.

Durante a operação de uma aeronave, seu o peso e o CG variam, devido ao consumo

de combustível e descarte de cargas. Essas variações devem ser previstas, pois afetam

diretamente seu balanceamento e manobrabilidade.

Os problemas de peso e balanceamento são baseados na lei da física chamada de regra

da alavanca. Esta lei estabelece que uma alavanca é balanceada quando o peso de um lado

multiplicado pelo seu braço é equivalente ao peso do outro lado multiplicado pelo seu braço.

O diagrama de centro de gravidade é um gráfico definido no projeto, que determina

qual a posição do CG da aeronave, em relação a uma referencia fixa, para cada condição

limite de carregamento, delimitando o envelope do passeio do CG da aeronave.

Assim sendo, o objetivo deste trabalho consiste em aplicar a teoria de peso e

balanceamento de aeronaves e através do uso da regra da alavanca, determinar o envelope de

passeio do Centro de gravidade de uma aeronave leve com relação a sua corda média

aerodinâmica e seu eixo de coordenada x, afim de viabilizar o projeto da aeronave em

questão.

14

2. REVISÃO DE LITERATURA

2.1. DESCRIÇÃO GERAL DE AERONAVES

O termo aeronave significa um dispositivo que é usado ou que se pretende usar para

voar na atmosfera, capaz de transportar pessoas e/ou coisas. (ANAC, 2008)

Avião significa uma aeronave de asa fixa, mais pesada que o ar, propelida a motor e

que é sustentada no ar pela reação dinâmica do ar contra suas superfícies de sustentação que

permanecem fixas sob determinadas condições de vôo. (ANAC, 2008)

Aviões possuem diversos formatos e tamanhos, dependendo da missão da aeronave.

Para uma aeronave voar, esta deve levantar seu próprio peso, o combustível, os

passageiros e a carga. As asas geram a maior parte da sustentação que mantém o avião no ar.

Para gerar sustentação, o avião tem de ser empurrado através do ar. O ar resiste ao movimento

sob a forma de arrasto aerodinâmico. Os motores e hélice são responsáveis em fornecer o

impulso para superar o arrasto e empurrar o avião para frente através do ar. (NASA, 2013)

Para controlar e manobrar a aeronave, pequenas asas denominadas de empenagem

estão localizadas na cauda do avião. A cauda tem geralmente uma peça fixa horizontal,

denominada estabilizador horizontal, e uma peça vertical fixa, denominada estabilizador

vertical. A função dos estabilizadores é fornecer estabilidade para a aeronave. O estabilizador

vertical mantém o nariz do avião em linha reta e também permite que ele faça movimentos

laterais, o que é chamado de yaw (guinada). O estabilizador horizontal controla o movimento

para cima e para baixo do nariz, que é chamado de pitch. (NASA, 2013)

Na parte traseira das asas e dos estabilizadores são instaladas pequenas seções móveis

que estão ligadas às partes fixas por dobradiças. Quando se movem, estas seções alteram o

tamanho da asa, aumentado ou diminuindo a quantidade de força que esta produz. A

capacidade de alterar as forças nos dá um meio de controlar e manobrar o avião. A parte

articulada do estabilizador vertical é chamada de leme, que é usado para desviar a cauda para

a esquerda e para a direita. A parte articulada do estabilizador horizontal é chamada de

profundor, que é usado para desviar a cauda para cima e para baixo.

A parte articulada próxima à ponta da asa é chamada de aileron, que é usada para rolar

a aeronave de lado a lado. As articulações posicionadas próximo ao corpo da aeronave são

15

chamadas flapes. Flapes são implantados para ajudar na sustentação durante a decolagem e

pouso e para aumentar a quantidade de força produzida pela asa. (NASA, 2013)

A fuselagem ou corpo do avião mantém todas as partes unidas. Os pilotos ficam

posicionados no cockpit na parte da frente da fuselagem. Os passageiros e cargas são

transportados na parte traseira da fuselagem. Algumas aeronaves transportam combustível na

fuselagem, outros carregam o combustível nas asas. (NASA, 2013)

Figura 2.1 – Partes de uma aeronave - Fonte: PRÓPRIA

2.2. CARACTERÍSTICAS GEOMÉTRICAS DE AERONAVES

2.2.1. ASA

A asa é uma superfície de sustentação fina e de envergadura finita. A espessura de

uma asa é muito menor que sua envergadura ou corda. Em geral uma asa é simétrica em

relação ao plano normal que passa através de sua corda raiz, ou seja, sua seção central.

(OJHA, 1995)

As asas dos aviões podem assumir uma enorme série de formas geométricas, sendo os

principais formatos: o retangular, o trapezoidal, a elíptica e a mista. (RODRIGUES, 2013)

16

Quanto a sua fixação na fuselagem, a mesma pode ser classificada em Alta, Média ou

Baixa. (RODRIGUES, 2013)

Através da vista planificada de uma asa podemos destacar suas principais

características geométricas:

Figura 2.2 – Asa Planificada - Fonte: OJHA, 1995

Envergadura (Span): Corresponde à distância linear b entre as duas pontas da asa. (OJHA,

1995)

Corda (Chord): As dimensões: CT e CR correspondem a corda da ponta (tip chord) e a corda

raiz (root chord) da asa respectivamente. A corda raiz é a distância encontrada entre o bordo

de ataque (leading edge) e do bordo de fuga (trailing edge) da asa quando estas linhas cruzam

com a linha de centro da fuselagem. (HOUGHTON, 2003)

Área da asa: Corresponde à área S da asa em planta.

Relação de afilamento: Define-se relação de afilamento λ de uma asa, como a razão entre a

corda na ponta e a corda na raiz. (RODRIGUES, 2013)

λ

(equação 2.2.1)

Alongamento da asa: Alongamento da asa (AR) é uma relação entre a envergadura da asa e

sua área. (RODRIGUES, 2013)

(equação 2.2.2)

Corda Média Aerodinâmica: A corda média aerodinâmica (CMA) é definida como o

comprimento de corda que quando multiplicada pela área da asa, pela pressão dinâmica e pelo

17

coeficiente de momento ao redor do centro aerodinâmico da asa, fornece como resultado o

valor do momento aerodinâmico ao redor do centro aerodinâmico do avião. A corda média

aerodinâmica e sua localização ao longo da asa podem ser determinadas a partir das equações

2.2.3 e 2.2.4, e geometricamente como demonstradas na Figura 2.3. (RODRIGUES, 2013)

λ λ

λ (equação 2.2.3)

λ

λ (equação 2.2.4)

Figura 2.3 – Determinação da CMA - Fonte: RODRIGUES, 2013

Aerofólio (airfoil): Como pode ser visto na Figura 2.4, a asa se estende na direção y, ou seja,

a direção da envergadura. O fluxo de ar é paralelo ao plano xz. Qualquer seção da asa

cortada no plano paralelo xz é chamada de aerofólio. A sustentação e os momentos que atuam

no aerofólio são devidos principalmente à distribuição de pressão que é ditado pelo fluxo não

viscoso. (ANDERSON, 2001)

18

Figura 2.4 – Definição de aerofólio - Fonte: ANDERSON, 2001

Em um aerofólio, a linha de curvatura (camber line) corresponde a uma linha de

pontos posicionados exatamente na metade da distancia entre extradorso (superfície superior)

e o intradorso (superfície inferior) do aerofólio. A linha reta que conecta o bordo de ataque e o

bordo de fuga é chamada de corda c. A curvatura corresponde à distância máxima entre a

corda e a linha de curvatura, medida perpendicularmente à corda. A espessura é a distância

entre o intradorso e extradorso, também medida perpendicularmente a corda. O formato do

aerofólio até o bordo de ataque é normalmente circular, no bordo de fuga o raio é de

aproximadamente 0,02c. Os formatos de todos os aerofólios padrão NACA são geralmente

especificados pelo formato da linha de curvatura e o invólucro é especificado através da

distribuição simétrica da espessura em torno da linha de curvatura. (ANDERSON, 2001)

Figura 2.5 – Características de um aerofólio - Fonte: ANDERSON, 2001

Forças aerodinâmicas e momentos atuantes na asa: As forças de Sustentação (lift) (L) e

Arrasto (drag) (D) são as componentes ortogonais das forças aerodinâmicas que atuam na asa.

A força de sustentação, por definição, é normal ao fluxo de ar que corta a asa, e por sua vez, a

força de arrasto atua na direção do fluxo, conforme pode ser visto na Figura 2.6. (OJHA,

1995)

19

Figura 2.6 – Forças atuantes na asa - Fonte: OJHA, 1995.

As forças de sustentação e arrasto são muitas vezes empregadas em forma de

coeficientes não dimensionais. Os coeficientes de sustentação ( ) e de arrasto ( ) são

denotados pelas equações 2.2.5 e 2.2.6, onde V representa a velocidade e representa a

densidade do ar. (OJHA, 1995)

(equação 2.2.5)

(equação 2.2.6)

2.2.2. FUSELAGEM

De maneira simplória, pode-se dizer que a forma da fuselagem geralmente se

assemelha a um cilindro, que pode também ser considerado, em alguns aspectos, como um

aerofólio. A distribuição da espessura do perfil é semelhante ao das seções de aerofólios

utilizados em alguns regimes de vôo em particular. (STINTON, 1997)

O arranjo geral de uma aeronave está intimamente ligado com a fuselagem. No seu

desenvolvimento constam as principais dimensões (vide Figura 2.7) necessárias para definir

todo o projeto, dentre elas o comprimento total e a altura da aeronave. (TORENBEEK, 1976)

As principais funções da fuselagem são:

a) Constituir o reservatório que irá conter toda a carga paga a ser transportada pela

aeronave. E é projetada de forma a permitir um carregamento rápido antes do vôo e rápida

20

descarga depois deste. A estrutura da fuselagem também oferece proteção contra fatores

climáticos (frio, baixa pressão, e altíssimas velocidades do vento) e contra o ruído externo,

desde que tenham sido tomadas medidas adequadas no seu projeto. (TORENBEEK, 1976)

b) Na aeronave, a fuselagem é a parte mais adequada para abrigar o cockpit, visto que

sua localização fica mais funcional no nariz. (TORENBEEK, 1976)

c) A fuselagem, por um lado pode ser considerada como o membro estrutural central,

na qual as demais partes da aeronave são unidas (asas, unidade de cauda e em alguns casos os

motores), e por outro pode ser considerado como um link entre a carga e a aeronave.

(TORENBEEK, 1976)

d) A maioria dos sistemas da aeronave são geralmente alojados na fuselagem, que por

vezes também carrega os motores, combustível e o trem de aterrissagem retrátil.

(TORENBEEK, 1976)

Figura 2.7 – Dimensões principais de uma aeronave - Fonte: PRÓPRIA

21

2.2.3. EMPENAGEM

A empenagem possui como função principal estabilizar e controlar o avião durante o

vôo. É dividida em duas superfícies, a horizontal que contém o profundor é responsável pela

estabilidade e controle longitudinal da aeronave e a vertical que é responsável pela

estabilidade e controle direcional da aeronave. (RODRIGUES², 2013)

Na empenagem a superfície horizontal é formada pelo estabilizador horizontal (parte

fixa) e pelo profundor (parte móvel), algumas aeronaves também possuem os compensadores

com a finalidade de reduzir os esforços de pilotagem e em alguns casos o estabilizador e o

profundor constituem-se de uma única peça completamente móvel. A superfície horizontal é

responsável pelos movimentos de arfagem (levantar e baixar o nariz) da aeronave.

(RODRIGUES², 2013)

A superfície vertical, por sua vez, é formada pelo estabilizador vertical (parte fixa) e

pelo leme de direção (parte móvel), essa superfície é responsável pelos movimentos de

guinada (deslocamento do nariz para a direita ou para a esquerda) da aeronave.

(RODRIGUES², 2013)

As principais configurações de empenagem geralmente utilizadas nas aeronaves são

denominadas como: convencional, cauda em T, cauda em V, cauda dupla e cruciforme

conforme pode ser visto na Figura 2.8. (RODRIGUES², 2013)

Figura 2.8 – Principais configurações de Empenagem - Fonte: TORENBEEK, 1976.

22

Uma vez que as superfícies vertical e horizontal da empenagem devem fornecer meios

para se garantir a estabilidade e o controle da aeronave, as forças aerodinâmicas atuantes

nesses componentes geralmente são bem menores que as atuantes na asa da aeronave além de

mudarem de direção constantemente durante o vôo, isto implica na utilização de perfis

simétricos como forma de se garantir que em qualquer sentido de movimento dessas

superfícies a força aerodinâmica gerada seja equivalente. (RODRIGUES³, 2013)

Outro ponto importante com relação à superfície horizontal da empenagem é

relacionado ao seu alongamento, pois esta superfície pode ser considerada uma asa de baixo

alongamento, e, portanto, uma asa de menor eficiência. Assim, se o alongamento da superfície

horizontal for menor que o alongamento da asa da aeronave, quando ocorrer um estol na asa a

superfície horizontal da empenagem ainda possui controle sobre a aeronave, pois o seu estol

ocorre para um ângulo de ataque maior que o da asa. (RODRIGUES³, 2013)

2.3. A IMPORTÂNCIA DO CONTROLE DO CENTRO DE GRAVIDADE

Centro de Gravidade (CG) é o ponto no qual uma aeronave ficaria em equilíbrio se

estivesse suspensa, é a distancia entre o ponto de referencia de projeto (DATUM) e o ponto

encontrado quando se divide o momento de massa total pelo peso total da aeronave.

(STINTON, 1983).

A posição do CG da aeronave afeta diretamente sua pilotagem. Quanto mais a frente

estiver, maiores serão as deflexões do profundor e a força necessária no manche para

equilibrar o vôo, bem como as deflexões e forças para efetuar manobras longitudinais. Para

posições de CG excessivamente à frente, o profundor poderá não apresentar autoridade

suficiente para levantar o nariz da aeronave durante o pouso, podendo provocar acidentes.

(BARROS, 2000)

Por outro lado, quanto mais para trás o CG, menores serão as deflexões no profundor e

as forças necessárias no manche para o equilíbrio e manobras longitudinais. Para posições de

CG excessivamente traseiras, o piloto com pequenas forças ou deflexões no comando poderá,

inadvertidamente, induzir solicitações excessivas na estrutura da aeronave ou, no caso de

curvas a baixa velocidade, induzir a aeronave ao parafuso chato com conseqüências

desastrosas. Em casos extremos poderá ocorrer a perda da estabilidade com o fenômeno de

reversão de comandos, no qual as ações do manche para cabrar ou picar a aeronave ficam

invertidas. (BARROS, 2000).

23

Durante sua operação o peso de uma aeronave varia de acordo com sua configuração,

e todas essas variações devem ser previstas ainda na concepção da aeronave. Juntamente com

a variação do peso ocorre também a variação do CG da aeronave. (OLIVEIRA, 2010)

Durante o projeto devem ser estabelecidos os limites de variação de CG permissíveis e

este deve ser informado durante a entrega da aeronave. O intervalo a ser fornecido permite

manter um valor de peso mínimo e local adequado para os itens de carga variável, muitas

vezes esta variação se torna questão difícil de lidar visto que se precisa manter a qualidade de

vôo aceitável em toda a gama de CG. Às vezes o problema não é resolvido e o avião fica

submetido a restrições na distribuição de sua carga variável quando operando em carga

parcial. (ETKIN, 1995)

A posição do centro de gravidade influencia em áreas como:

 Estabilidade e controle: a posição traseira do centro de gravidade deve ser limitada

para manter a estabilidade e a dianteira devido à limitação de sustentação da

empenagem horizontal na decolagem, pouso e recuperação de manobras.

 Desempenho: influenciando na carga da empenagem horizontal e da asa, provocando

aumento de arrasto e aumento no consumo de combustível.

 Cargas: nas asas, nas empenagens e no trem de pouso (principalmente na bequilha)

limitando a capacidade de atuação em manobras no solo. (OLIVEIRA, 2010).

O limite dianteiro do CG, baseado em considerações de controle pode ser determinado

por qualquer um dos seguintes requisitos:

 A força de controle por g não deve exceder um valor especificado.

 A gradiente de controle de força no manche, não deve exceder um valor especificado.

 O controle da força requerida para pouso, no manche em velocidade de aproximação,

não deve exceder um valor especificado.

 O ângulo de ataque do profundor requerido para pouso não deve exceder o limite

máximo para cima.

 O ângulo de ataque do profundor requerido para elevar a roda do trem de nariz acima

do nível do chão na velocidade de decolagem, não pode exceder o limite máximo para

cima. (ETKIN, 1995)

24

2.4. A IMPORTANCIA DO CONTROLE DO PESO

O controle de peso é um fator muito importante na construção e na operação de uma

aeronave. O excesso de peso reduz a eficiência e a margem de segurança disponível se uma

situação de emergência surgir. (FAA, 2007)

Quando uma aeronave é concebida, é projetada para ser tão leve quanto à resistência

estrutural necessária permitir e as asas são projetados para suportar o máximo permitido peso.

Quando o peso de uma aeronave é aumentado, as asas devem produzir sustentação e a

estrutura deve suportar não só as cargas estáticas adicionais, mas também as cargas dinâmicas

impostas por manobras de vôo que dependendo da atitude do piloto podem mais que dobrar.

(FAA, 2007)

Manobras descoordenadas graves ou vôo em turbulência pode impor cargas dinâmicas

sobre a estrutura grandes o suficiente para lhe causar falha. Em conformidade com os

requisitos da norma FAA Parte 23, a estrutura de uma categoria de avião normal deve ser

forte o suficiente para sustentar um fator de carga correspondente a 3,8 vezes o seu peso. Ou

seja, cada quilo de peso adicionado a uma aeronave requer que a estrutura seja forte o

suficiente para suportar um adicional de 3,8 quilos. Uma aeronave operada na categoria

utilitário deve sustentar um fator de carga equivalente a 4,4 e categoria de aeronave acrobática

deve ser forte o suficiente para suportar 6,0 vezes o seu peso. (FAA, 2007)

Alguns dos problemas causados pela sobrecarga de uma aeronave são os seguintes:

 A aeronave vai precisar de uma velocidade de decolagem superior, o que resulta em

uma corrida de decolagem mais longa.

 A taxa e o ângulo de subida vão ser reduzidos.

 O teto de serviço será reduzido.

 A velocidade de cruzeiro será reduzida.

 A faixa de cruzeiro será encurtada.

 A manobrabilidade será diminuída.

 Uma longa corrida de pouso será necessária porque a velocidade de aterrissagem será

maior.

 Cargas excessivas serão impostas sobre a estrutura, especialmente no trem de pouso.

(FAA, 2007)

25

2.5. TERMOS E DEFINIÇÕES PARA PESO E BALANCEAMENTO

Para ser possível a aplicação da teoria de peso e balanceamento de aeronaves é

essencial ter em mente alguns termos a serem utilizados durante os cálculos. Os termos

aplicados neste trabalho serão os mesmo aplicados pelo FAA conforme o HANDBOOK

FAA-H-8083-25A (FAA², 2008). Dentre eles:

Braço de momento (arm): corresponde à distância horizontal em metros medida a

partir da linha de referência DATUM até o CG de um item. Convenciona-se o sinal é

de mais (+) se o CG do item estiver à frente da DATUM, e o sinal de menos (-) se o

CG do item estiver atrás da DATUM.

Centro de gravidade (CG): corresponde ao ponto sobre o qual uma aeronave iria

equilibrar se fosse possível suspendê-la. É o centro de massa da aeronave ou o ponto

teórico em que todo o peso da aeronave que se presume ser concentrada. Pode ser

expresso em metros a partir da DATUM de referência, ou em percentagem da CMA.

O CG é um ponto tridimensional com base no posicionamento longitudinal, lateral e

vertical da aeronave.

Limites de CG: corresponde aos pontos dianteiros e traseiros especificados pelo

projeto, no qual o CG da aeronave deve estar localizado durante o vôo. Estes limites

são indicados nas especificações da aeronave pertinentes.

Intervalo de CG (CG Range): corresponde à distância entre os limites de CG para

frente e para trás indicados nas especificações da aeronave pertinentes.

DATUM: corresponde a um plano vertical imaginário ou linha de referência a partir

da qual são tomadas todas as medidas de braço. A DATUM é estabelecida pelo

fabricante durante o projeto da aeronave.

Carga de combustível: corresponde a parte dispensável da carga da aeronave. Ele

inclui apenas o combustível presente nos tanques da aeronave, desconsiderando,

entretanto, o combustível não utilizável, ou seja, o combustível necessário para

preencher as linhas ou o que permanece preso nos reservatórios do tanque.

Peso vazio licenciado (OEW): corresponde ao peso da aeronave vazia, ao qual

consiste da somatória dos pesos da fuselagem, motores, combustível não utilizável e

óleo não-drenável acrescidos dos equipamentos de série e opcionais, conforme

especificado na lista de equipamentos.

comentários (0)
Até o momento nenhum comentário
Seja o primeiro a comentar!
Esta é apenas uma pré-visualização
3 shown on 47 pages
baixar o documento