AERODINÂMICA DE ALTA VELOCIDADE
NÚMERO MACH
É a forma de se medir as velocidades elevadas e pode ser definida como sendo a razão entre a velocidade verdadeira do objeto (ou aeronave) e a velocidade do som no mesmo nível de vôo.
Ou seja:
Mach = Velocidade da Aeronave
Velocidade do Som
O número de Mach 1 significa que a velocidade aerodinâmica é 100% da velocidade do som; por exemplo: Mach = 0,8 significa que a velocidade aerodinâmica é 80% da velocidade do som (mantendo a mesma temperatura).
A velocidade do som depende, principalmente, da temperatura, pois, velocidade do som e temperatura são grandezas diretamente proporcionais e, sendo assim, ao subir de nível a uma velocidade aerodinâmica constante o numero de MACH aumentara. Como assim? Ora, ao subirmos a temperatura do ar diminui, fazendo diminuir, também a velocidade do som, uma vez serem grandezas diretamente proporcionais. Porém, velocidade do som e velocidade Mach são grandezas inversamente proporcionais, logo, diminuindo a velocidade do som (em razão da diminuição da temperatura com o aumento da altitude), a velocidade Mach aumenta.
Sendo assim, é correto afirmarmos que no ar, a velocidade do som só depende da temperatura.
Na teoria de baixa velocidade (nas baixas velocidades de até
Mesmo quando voando a velocidades bastante inferiores à velocidade do som, há partes do avião que já se encontram submetidas a um fluxo sônico ou supersônico.
O som é o efeito de diversas compressões imprimidas ao ar por diversos meios.
A propagação das ondas de pressão ou ondas sonoras no ar se processa de maneira semelhante ao fenômeno que vemos na água quando se deixa cair uma pedra numa superfície calma.
No ar acontece um fenômeno semelhante, só que a velocidade de propagação das ondas é muito mais elevada. Esta velocidade no ar depende exclusivamente da temperatura ambiente.
ALTITUDE |
TEMP. |
VEL. DO SOM |
||
PÉS |
METROS |
ºC |
KT |
Km/h |
|
0 |
0 |
15 |
662 |
1226 |
|
5000 |
1500 |
5 |
650 |
1200 |
|
15000 |
4500 |
-15 |
627 |
1160 |
|
30000 |
9000 |
-34 |
602 |
1115 |
|
40000 |
12000 |
-55 |
574 |
1063 |
MACH CRÍTICO
É o número MACH de vôo da aeronave no qual um único ponto da asa a velocidade do vento relativo atinge MACH 1.
O NÚMERO MACH CRÍTICO é a velocidade em relação a velocidade do som em que começam a se formar as primeiras ondas de choque sobre a asa. Ele pode ser retarda em razão do: perfil de fluxo laminar; perfil supercrítico; afinamento do aerofólio; geradores de vórtex; e, enflechamento das asas (método mais eficiente).
ENFLECHAMENTO DAS ASA
O efeito do enflechamento é semelhante ao da redução do tamanho das asa e possue as seguintes vantagens: O avião com asas enflechadas pode se aproximar mais da velocidade do som com menor penalidade de arrasto de compressibilidade e com menos problema de controlabilidade; nma asa enflechada, a perda de sustentação na proximidade do MACH CRÍTICO é suavizada e retardada; numa asa enflechada, CL cresce mais lentamente com o aumento no ângulo de ataque, para o mesmo aerofólio, do que numa asa reta. Ao mesmo tempo, a asa suporta ângulos de ataque maiores, embora produza menos sustentação; e contribuição para manter a estabilidade lateral e direcional.
Entretanto, o enflechamento das asas apresenta as seguintes desvantagens: o fluxo Transversal ou Transverso de ar na Asa, que é uma tendência ocasionada pelo enflechamento do fluxo se desviar da sua trajetória e ir em direção da raiz da asa, requer como solução a utilização de WING FENCES ou então o próprio suporte do motor; o Efeito Aeroelástico, que é a tendência da asa torcer na ponta da asa, cuja solução é a utilização de um par de ailerons para ser utilizado somente nas altas velocidade (ailerons internos, pois ficam mais próximos à raiz da asa); e, o DUTCH ROLL , que é a tendência de rolagem no próprio eixo longitudinal, cuja solução é a utilização de YAW DAMPER.
ESPÉCIES DE FLUXO DE AR
Subsônico quando a sua velocidade verdadeira é inferior a 75% da velocidade do som.
Transônico quando a sua velocidade verdadeira varia entre 75% e 120% da velocidade do som.
Supersônico quando a sua velocidade verdadeira é superior à velocidade transônica, mas inferior a 5 vezes a velocidade do som. Entre o Mach 1,2 e o Mach 5.0.
Hipersônico quando a sua velocidade verdadeira é superior a 5 vezes a velocidade do som.
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NOMENCLATURA |
VELOCIDADE MACH |
|
Fluxo Subsônico |
Abaixo de .75 Mach |
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Fluxo Transônico |
De .75 Mach até 1.20 Mach |
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Fluxo Supersônico |
De 1.20 Mach até 5.00 Mach |
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Fluxo Hipersônico |
Acima de 5.00 Mach |
COMPRESSIBILIDADE
O ar, gases e os vapores são compressíveis, pois variam de tamanho quando comprimidos. O óleo é incompressível.
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No ponto de estagnação de uma asa podemos dizer que a velocidade é zero e a pressão é máxima. Todos os filetes de ar acima e abaixo do ponto de estagnação possuem velocidades maiores que zero, e, portanto, pressões menores que no ponto de estagnação. |
Nas grandes velocidades o ar tem que ser considerado compressível.
Se o avião voa mais rápido que o som, o ar não é avisado de sua chegada. Nesse caso, seu ajustamento é essencialmente instantâneo, provocando a chamada onda de choque. Neste caso os filetes de ar não modificam a direção à frente do bordo de ataque.
Já se tornou evidente que os efeitos de compressibilidade dependem, basicamente, da relação entre a velocidade do corpo em movimento e a velocidade do som na mesma temperatura.
Para produzir sustentação, os aerofólios aceleram os filetes de ar no extradorso, logo nessa região, as velocidades locais são sempre maiores que a velocidade do avião.
Se aumentarmos a velocidade do avião, chegaremos a um valor no qual, pela primeira vez, um ponto do avião, normalmente a asa, próximo à fuselagem, atinge a velocidade do som. Esta velocidade é denominada mach crítico.
No regime transônico, a passagem do fluxo subsônico para supersônico é suave, porém a transição do fluxo supersônico para o subsônico é sempre acompanhada por uma onda de choque. Logo, o Mach Crítico é a fronteira entre o vôo subsônico e o transônico. Os problemas de compressibilidade só ocorrem acima deste.
Camada Limite: é a região onde ocorre a desaceleração dos filetes de ar na superfície de um aerofólio.
Onda de Proa: é quando o aerofólio está com mach > 1, com isso o avião não pode “telegrafar” para avisar a sua próxima chegada, fazendo com que as partículas do ar se ajustem instantaneamente às formas da asa e da fuselagem.
ONDAS DE CHOQUE
No voo em baixa velocidade, ou seja, naquele em que a velocidade da aeronave é menor que a velocidade do som, ocorre o deslocamento das partículas de ar a frente do avião, que por sua vez, desloca as partículas de ar situadas mais a frente, originando ondas esféricas na velocidade do som (340 m/s ou 1224 km/h em condições ISA), isto é, uma onda empurra a outra.
No voo na velocidade do som (alta velocidade), as ondas de pressão não conseguem se afastar do avião (mesma velocidade). Ocorre, assim, acumulo das ondas de pressão no nariz do avião, associadas à fina parede de ar-comprimido ocasionando uma onda de choque, ou seja, uma onda alcança a outra.
No exemplo 1, o avião está voando com uma velocidade menor que a do som, nesta caso, as ondas de pressão à sua frente se deslocam com maior velocidade que a do avião.
No exemplo 2, a velocidade do avião agora, é exatamente igual a velocidade de propagação das ondas sonoras. Nesta situação o avião está comprimindo o ar a sua frente e acompanhando as ondas de pressão com a mesma velocidade de seu deslocamento. Isto resulta num acúmulo crescente de ondas de pressão junto ao nariz do avião.
No exemplo 3, o avião voa com uma velocidade superior à do som, deixando para trás portanto as ondas de pressão que vai produzindo.
É fácil imaginar o que aconteceria na segunda situação quando o avião está voando com velocidade igual à do som, se ele persistisse com essa velocidade por algum tempo, pois, à sua frente se formaria uma verdadeira barreira de pressão acumulada, pois todas as ondas de choque formadas anteriormente ainda estariam no mesmo lugar em relação ao avião, é o que mostra o exemplo 4.
Este fenômeno é denominado BARREIRA SÔNICA ou MURO SÔNICO. Nenhum avião tem condições de permanecer nessa velocidade pois não teria tração suficiente para equilibrar o arrasto resultante do acúmulo de pressão à sua frente.
Note que após Mach 1, o arrasto aumenta.
A formação da onda de choque é o resultado da mudança brusca dos valores de pressão e densidade do ar.
As ondas de choque normais só ocorrem quando o escoamento passa de supersônico para subsônico;a direção dos filetes de ar não modifica ao passar pela onda; na onda ocorre aumento de pressão, densidade e temperatura do ar, com redução da velocidade dos filetes, e consequentemente, a redução do Mach; e grande redução de energia dos filetes de ar (pressão estática e dinâmica.
A onda de choque só ocorre quando:
- Um escoamento passa do regime transônico para subsônico;
- A direção dos filetes de ar não é modificada ao passar por essa onda;
- Nessa onda ocorre aumento de temperatura, pressão e densidade;
- Existir redução de velocidade e do número de mach;
- Redução da energia dos filetes de ar.
CONSEQUÊNCIAS DAS ONDAS DE CHOQUE
As conseqüências da onda de choque são:
1. Estol de compressibilidade:
O estol de um aerofólio ocorre porque os filetes de ar, na camada limite, perdem energia cinética devido à viscosidade. Verifica-se assim que a compressibilidade produz um grande aumento de arrasto e acentuada redução de sustentação.
2. Aumento de arrasto:
Ocorre com a elevação do número de mach, provocando deslocamento dos filetes. Estes efeitos produzem uma nova parcela de arrasto denominados arrasto de onda ou de compressibilidade.
3. Variação da posição do CP:
As ondas de choque provocam uma variação na distribuição de pressão nos aerofólios, deslocando o centro de pressão da asa para trás (grandes velocidades).
4. Redução do downwash:
Devido ao downwash, o ângulo de ataque da superfície horizontal é negativo, e, portanto, a sustentação nela produzida é para baixo.
5. Roll off:
É quando o rolamento ocorre para o lado errado., Voando próximo ao mach crítico, a aeronave ao guinar poderá entrar em estol de choque na asa externa à guinada, ocasionando um rolamento no sentido oposto à guinada.(Efeito de girar no próprio eixo após o Stol de uma das asas)
6. Tuck Under:
Conforme a velocidade vai aumentando nas aeronaves de alta performance, o GP (Centro de Pressão) se desloca para trás, enquanto que a diminuição do downwash (inclinação para baixo dos filetes de ar que escoam depois de passar sobre a asa) reduz o momento de cabrar (cauda para baixo), gerando um desequilíbrio e a tendência de picar (nariz desce). Ou seja, o abaixamento do nariz pela perda de sustentação causada pelo aparecimento da onda de choque na raiz da asa chama-se TUCK UNDER.
Os aviões que estão sujeitos a essa tendência são equipados normalmente com dispositivo automático de correção denominado MACH TRIM, o qual atuando no estabilizador do avião, mantém a trajetória de vôo independente da ação do piloto.
7. Vibrações:
Acontecem na cauda ou em todo o avião causados pelo descolamento dos filetes provocados pelas ondas de choque.
A onda de choque começa a se formar na raiz da asa por ser a região de maior curvatura, continuando em direção às extremidades à medida que a velocidade vai aumentando. Com a aproximação da velocidade do som, a maior parte do aerofólio (da asa) fica coberta pelo fluxo supersônico, o que desloca a onda de choque mais perto do bordo de fuga da asa, reduzindo seu efeito sob a sustentação e o arrasto. No aviões de ata velocidade as asa tem aerofólios quase simétricos com curvatura também no intradorso. Nessa tipo de aerofólio, as ondas de choque formam-se tanto no extradorso como no intradorso.
O fluxo turbulento atrás das ondas de choque é sentido pelo piloto como uma vibração irregular em todo avião como se estivesse próximo a estolar. Este tipo de vibração é conhecido como BUFFET, e no caso específico de ser provocado por ondas de choque, MACH BUFFET.
Quando a turbulência acima abrange uma grande área de asa, a perda de sustentação é acentuada e o arrasto aumenta consideravelmente. Essa situação é conhecida como ESTOL de MACH ou MACH STALL.
8. Comandos inoperantes:
Todos os sinais produzidos pelo comando ficam acumulados na onda de choque.
O comando atua diretamente nos filetes de ar descolados da superfície.
O deslocamento do CP para trás faz com que a força necessária para movimentar os comandos aumente
9. Problemas de mergulho:
Todos os problemas vistos anterior mente desapareciam subitamente após um mergulho pois a descer na atmosfera a temperatura do ar aumenta, elevando a velocidade do som, portanto reduzindo o número de mach da aeronave, suficiente para reduzir abaixo do mach crítico.
O stol ocorre porque os filetes da camada limite perdem energia cinética devido a viscosidade, logo, menos energia contribui para não conseguir vencer o gradiente desfavorável de pressão.
Outra consequência na formação da onda de choque, é o deslocamento do CMA (Centro Médio Aerodinâmico) da asa, principalmente com asas enflechadas o que resulta numa instabilidade longitudinal.
ROMPIMENTO DA BARREIRA DO SOM
A barreira do som é uma barreira física que dificulta que grandes objetos como o avião atinjam velocidades supersônicas.
Essa expressão foi criada durante a Segunda Grande Guerra quando graças aos avanços tecnológicos os aviões começaram a atingir velocidades supersônicas e se depararam com os efeitos da compressibilidade do ar e um punhado de outros efeitos aerodinâmicos não relacionados à compressibilidade e começou a sair de uso nos anos 1950 quando aviões passaram a “quebrar” a barreira do som rotineiramente.
Um avião só pode atingir velocidades supersônicas se sua aceleração permitir uma passagem rápida pela velocidade de Mach 1, evitando a formação da Barreira Sônica. Se o avião persistir em Mach 1, na sua frente se formaria uma muralha de ar, pois todas as ondas formadas continuariam no mesmo local em relação ao avião, criando o fenômeno Barreira Sônica.
CAMADA LIMITE
Camada Limite ou Camada Limítrofe é a camada de ar diretamente colocada a superfície da asa. Para evitar o deslocamento da camada limite utiliza-se na parte em que este fenômeno ocorre, vórtex generator ou gerador de vórtex.
GERADORES DE VÓRTECES (VORTEX GENERATORS)
Dispositivo feito de uma asa de alongamento pequeno (aerofólio), colocado numa posição especifica do avião.
Produzem sustentação perpendicular às suas superfícies.
São subprodutos da sustentação, pois, os vórtices influenciam os filetes de ar de duas maneiras:
1ª - captam o ar fora da camada limite (com muita energia), misturando com o ar da camada limite (que já se encontra sem energia cinética). Camada limite energizada evitando o descolamento, como encontramos, por exemplo nas asas do Boeing 767.
2ª – os Vortex Generators são posicionados para redirecionar os filetes de ar, prevenindo interações adversas.
Alem de aumentarem a sustentação nos grandes ângulos de ataque, reduzem o arrasto.
OBSERVAÇÕES IMPORTANTES
O emprego de uma asa enflechada aumenta o Mach Crítico com desvantagens de: menor capacidade de produção de sustentação; tendência de estolar de ponta de asa e produzir pitch up; agravamento do tuck under nas grandes velocidades.
No aerofólio supercrítico, há menor deslocamento da camada limite ao contrário do aerofólio do tipo convencional.
Os Geradores de Vórtices são utilizados para reduzir o deslocamento dos filetes e permitir maior MDIV. Os geradores produzirão vórtices que cederão energia cinética aos filetes da camada limite.
Abaixo do Mach Crítico não existe onda de choque.
A tendência de tuck under é agravada com a asa enflechada.
O Mach Trimer é programado para atuar sobre o estabilizador horizontal de incidência variável ou sobre o profundor. Ele é sensível ao número de mach. Ele torna positiva a estabilidade do avião em qualquer velocidade.
No vôo supersônico a onda de expansão provoca uma redução de pressão do extradorso, enquanto a onda de choque provoca um aumento de pressão no intradorso.
FONTES DE CONSULTA
Aerodinâmica e teoria de vôo de alta velocidade – Prof. Gustavo Montoro – Universidade Católica de Goiás.
Aerodinâmica de Alta Velocidade - NEWTON SOLER SAINTIVE.
DAURO DE SOUZA.
Apostila da ANAC.
Internet.