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Controle

Storyboard

Para manobrar a aeronave, são utilizados os elevadores, os ailerons e o leme. Todos eles aproveitam o sustentação gerado pelo perfil da asa para criar forças em pontos distantes do centro de massa, induzindo torques que fazem a aeronave girar.

>Modelo

ID:(2055, 0)



Controle, uso do elevador

Conceito

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Os ailerons são partes das asas que permitem curvar a sua extremidade para cima (gerando força para baixo) ou para baixo (gerando força para cima). Todos eles estão posicionados em pontos afastados do centro de massa para alcançar uma maior distância e, assim, um maior torque, tornando-os mais eficientes na rotação.

Devido à geometria, existem três eixos ao redor dos quais a aeronave gira. O aileron do leme gera uma rotação em torno de um eixo vertical. Os ailerons nas asas traseiras menores (conhecidos como estabilizadores) permitem uma rotação em torno de um eixo perpendicular ao eixo da aeronave, permitindo levantar e baixar o nariz da aeronave. Por fim, existem os ailerons nas asas principais que permitem que a aeronave gire em torno de seu eixo central.

Existe um tipo de aileron que, adicionalmente, é extensível nas asas principais, próximo ao corpo da aeronave, conhecido como flaps, que permitem aumentar/reduzir tanto a área da asa quanto o ângulo de ataque.

Por último, existem superfícies que podem ser elevadas para perturbar o fluxo de ar sobre a asa e são usadas para frenagem, conhecidas como spoilers.

ID:(11081, 0)



Controle de tom

Conceito

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Para inclinar o nariz da aeronave para cima ou para baixo, são utilizados os elevadores. Ambos são empregados de forma simétrica para gerar um efeito la força nos elevadores (F_e) simétrico. Colocando-os na cauda da aeronave, alcança-se uma ($$) maior eficácia ao posicioná-los próximo ao centro de massa. Isso proporciona controle suficiente para elevar ou baixar o nariz da aeronave.

Em aeronaves mais antigas, o controle dos ailerons traseiros é realizado através de um manche, onde empurrar para a frente faz o nariz da aeronave descer, e puxar para trás eleva o nariz. Nas aeronaves da família Airbus, esse controle é feito com um joystick.

No caso das aves, existe uma solução semelhante, embora neste caso, a cauda não seja interrompida por um leme.

ID:(15161, 0)



Aceleração angular de passo

Conceito

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ID:(11079, 0)



Controle de rolagem

Conceito

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Para realizar um rolamento em torno do seu eixo, a aeronave utiliza os ailerons. Estes geram uma força nos ailerons (F_a) que, em conjunto com uma centro de distância de massa e ailerons (d_a), induzem um torque gerado pelos ailerons (T_a). Os ailerons estão localizados nas pontas das asas da aeronave para maximizar sua la centro de distância de massa e ailerons (d_a) em relação ao centro de massa e obter uma maior uma centro de distância de massa e elevadores (d_e).

Os ailerons operam de maneira assimétrica, o que significa que se o aileron da asa direita gera sustentação para cima, o da asa esquerda faz o oposto, e vice-versa. Dessa forma, essas forças geram um torque que permite girar no sentido horário ou anti-horário.

O objetivo da rotação é gerar, com a força de sustentação, uma força ortogonal ao eixo central, resultando em uma curva na aeronave. Isso reforça a ação do leme, auxiliando na manobra de viragem da aeronave. De fato, essa é a forma como as aves realizam suas manobras de viragem, já que não possuem um leme.

Para realizar a manobra de viragem, o piloto utiliza o controle de coluna, que possui um volante que gira na mesma direção que a aeronave. Em outros casos, como no joystick das aeronaves Airbus, não há um volante, e o joystick é inclinado na direção desejada para realizar a curva.

Um dos problemas que surgem ao realizar uma rotação em torno do eixo central da aeronave é que a força de sustentação é utilizada para desviar a trajetória, resultando em uma diminuição da sustentação. Isso significa que, durante uma manobra de viragem, a aeronave e a ave tendem a perder altitude a menos que a potência seja aumentada.

ID:(15160, 0)



Rolar aceleração angular

Conceito

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ID:(11078, 0)



Controle de guinada

Conceito

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Para realizar curvas em uma aeronave, utiliza-se o leme de direção. Ele gera uma uma la force à la barre (F_r), que, combinada com uma centro de massa e distância do leme (d_r), induz uma uma la force à la barre (F_r). O leme de direção está localizado na cauda da aeronave para maximizar uma la centro de massa e distância do leme (d_r) e alcançar um maior uma la force à la barre (F_r).

O piloto controla esse movimento utilizando os pedais. A direção da curva é determinada pela direção dos pedais.

ID:(15162, 0)



Aceleração angular de guinada

Conceito

>Top



ID:(11077, 0)



Constante de elevação

Equação

>Top, >Modelo


A partir de medições, conclui-se que o coeficiente de sustentação C_L é proporcional ao ângulo de ataque \alpha:

C_L = c \alpha

\alpha_s
Ângulo necessário para elevação
rad
6167
C_L
Coeficiente de elevação
-
6164
c
Constante de proporcionalidade do coeficiente de sustentação
1/rad
6165
F_L = rho * S_w * C_L * v ^2/2 C_L = c * alpha T_e = d_e * F_e T_a = d_a * F_a T_r = d_r * F_r T_e = I_e * alpha_e T_a = I_a * alpha_a T_r = I_r * alpha_r alpha_ealpha_aalpha_ralpha_sd_ad_ed_rC_LcrhoF_LF_aF_eF_rI_eI_aI_rS_wT_rT_aT_ev

Após um certo ângulo, a curva diminui até chegar a zero. Isso ocorre porque acima desse ângulo crítico, os redemoinhos cobrem completamente a superfície superior da asa, levando à perda de sustentação. Esse fenômeno é conhecido como \"stall\" (estol em português).

ID:(4441, 0)



Sustentação

Equação

>Top, >Modelo


Para gerar uma pressão maior abaixo do que acima da asa e gerar sustentação, utiliza-se o princípio de Bernoulli, corrigindo a falta de conservação da densidade de energia com um coeficiente de elevação (C_L). A pressão sobre a asa, la força de elevação (F_L), pode ser estimada usando la densidade (\rho), la superfície que gera sustentação (S_w), o coeficiente de elevação (C_L) e la velocidade em relação ao meio (v) através da seguinte fórmula:

F_L =\displaystyle\frac{1}{2} \rho S_w C_L v ^2

C_L
Coeficiente de elevação
-
6164
\rho
Densidade
kg/m^3
5342
F_L
Força de elevação
N
6120
S_w
Superfície que gera sustentação
m^2
6117
v
Velocidade em relação ao meio
m/s
6110
F_L = rho * S_w * C_L * v ^2/2 C_L = c * alpha T_e = d_e * F_e T_a = d_a * F_a T_r = d_r * F_r T_e = I_e * alpha_e T_a = I_a * alpha_a T_r = I_r * alpha_r alpha_ealpha_aalpha_ralpha_sd_ad_ed_rC_LcrhoF_LF_aF_eF_rI_eI_aI_rS_wT_rT_aT_ev

La força de elevação (F_L), juntamente com la envergadura das asas (L), la densidade (\rho), o fator de velocidade máxima da asa (c_t), o fator de velocidade inferior da asa (c_b), la comprimento superior da asa (l_t), la comprimento inferior da asa (l_b) e la velocidade em relação ao meio (v), encontra-se em

F_L = \rho L ( c_b l_b - c_t l_t ) v ^2



Se considerarmos la superfície que gera sustentação (S_w), definido por la envergadura das asas (L), la comprimento superior da asa (l_t) e la comprimento inferior da asa (l_b),

S_w = \displaystyle\frac{1}{2} L ( l_t + l_b )



e para o coeficiente de elevação (C_L), definido como

C_L = 4\displaystyle\frac{ c_t l_t - c_b l_b }{ l_t + l_b }



obtemos

F_L =\displaystyle\frac{1}{2} \rho S_w C_L v ^2

ID:(4417, 0)



Força gerada pelo arremesso

Equação

>Top, >Modelo



T_e = d_e F_e

d_e
Centro de distância de massa e elevadores
m
10215
F_e
Força nos elevadores
N
10210
T_e
Torque gerado por elevadores
N m
10218
F_L = rho * S_w * C_L * v ^2/2 C_L = c * alpha T_e = d_e * F_e T_a = d_a * F_a T_r = d_r * F_r T_e = I_e * alpha_e T_a = I_a * alpha_a T_r = I_r * alpha_r alpha_ealpha_aalpha_ralpha_sd_ad_ed_rC_LcrhoF_LF_aF_eF_rI_eI_aI_rS_wT_rT_aT_ev

ID:(15163, 0)



Torque de passo

Equação

>Top, >Modelo



T_e = I_e \alpha_e

\alpha_e
Aceleração angular do eixo da asa
rad/s^2
10222
I_e
Momento de inércia do eixo da asa
kg m^2
10220
T_e
Torque gerado por elevadores
N m
10218
F_L = rho * S_w * C_L * v ^2/2 C_L = c * alpha T_e = d_e * F_e T_a = d_a * F_a T_r = d_r * F_r T_e = I_e * alpha_e T_a = I_a * alpha_a T_r = I_r * alpha_r alpha_ealpha_aalpha_ralpha_sd_ad_ed_rC_LcrhoF_LF_aF_eF_rI_eI_aI_rS_wT_rT_aT_ev

ID:(15166, 0)



Força que gera a guinada

Equação

>Top, >Modelo



T_r = d_r F_r

d_r
Centro de massa e distância do leme
m
10213
F_r
La force à la barre
N
10212
T_r
Torque gerado pelo leme
N m
10216
F_L = rho * S_w * C_L * v ^2/2 C_L = c * alpha T_e = d_e * F_e T_a = d_a * F_a T_r = d_r * F_r T_e = I_e * alpha_e T_a = I_a * alpha_a T_r = I_r * alpha_r alpha_ealpha_aalpha_ralpha_sd_ad_ed_rC_LcrhoF_LF_aF_eF_rI_eI_aI_rS_wT_rT_aT_ev

ID:(15165, 0)



Torque de guinada

Equação

>Top, >Modelo



T_r = I_r \alpha_r

\alpha_r
Aceleração angular do eixo vertical
rad/s^2
10224
I_r
Momento de inércia do eixo vertical
kg m^2
10221
T_r
Torque gerado pelo leme
N m
10216
F_L = rho * S_w * C_L * v ^2/2 C_L = c * alpha T_e = d_e * F_e T_a = d_a * F_a T_r = d_r * F_r T_e = I_e * alpha_e T_a = I_a * alpha_a T_r = I_r * alpha_r alpha_ealpha_aalpha_ralpha_sd_ad_ed_rC_LcrhoF_LF_aF_eF_rI_eI_aI_rS_wT_rT_aT_ev

ID:(15168, 0)



Força gerada pelo rolamento

Equação

>Top, >Modelo



T_a = d_a F_a

d_a
Centro de distância de massa e ailerons
m
10214
F_a
Força nos ailerons
N
10211
T_a
Torque gerado pelos ailerons
N m
10217
F_L = rho * S_w * C_L * v ^2/2 C_L = c * alpha T_e = d_e * F_e T_a = d_a * F_a T_r = d_r * F_r T_e = I_e * alpha_e T_a = I_a * alpha_a T_r = I_r * alpha_r alpha_ealpha_aalpha_ralpha_sd_ad_ed_rC_LcrhoF_LF_aF_eF_rI_eI_aI_rS_wT_rT_aT_ev

ID:(15164, 0)



Torque de rolamento

Equação

>Top, >Modelo



T_a = I_a \alpha_a

\alpha_a
Aceleração angular do eixo do avião
rad/s^2
10223
I_a
Momento de inércia do eixo do avião
kg m^2
10219
T_a
Torque gerado pelos ailerons
N m
10217
F_L = rho * S_w * C_L * v ^2/2 C_L = c * alpha T_e = d_e * F_e T_a = d_a * F_a T_r = d_r * F_r T_e = I_e * alpha_e T_a = I_a * alpha_a T_r = I_r * alpha_r alpha_ealpha_aalpha_ralpha_sd_ad_ed_rC_LcrhoF_LF_aF_eF_rI_eI_aI_rS_wT_rT_aT_ev

ID:(15167, 0)