Utilizador:
Efeito de estol
Storyboard 
Se o ângulo de ataque for muito grande, os vórtices que se formam na parte superior traseira da asa tendem a avançar até atingir a borda superior na parte frontal da asa, cobrindo toda a parte superior com vórtices. Nessa condição, a sustentação diminui drasticamente, o que gera o que é chamado de efeito de estol (stall) e pode levar a uma queda descontrolada do objeto (avião/ave).
Existem situações em que tanto aviões quanto aves usaram esse efeito para realizar ataques surpresa a partir de grande altitude, desenvolvendo uma técnica para recuperar o controle do voo e evitar colisões com o solo.
ID:(1462, 0)
Mecanismos
Iframe
Mecanismos
ID:(15176, 0)
Coeficiente de elevação
Descrição
O coeficiente de sustentação é uma função do ângulo de ataque e geralmente segue a tendência indicada na figura a seguir:
No caso ilustrado, a inclinação é de aproximadamente 1,5 para cada 15 graus, ou seja, 0,1 1/gra° ou 5,73 1/rad.
ID:(7148, 0)
Asa no fluxo
Descrição
Em um modelo de asa em um túnel de vento, pode-se observar como o fluxo inicialmente é laminar, mas à medida que avança em direção à extremidade traseira da asa, o fluxo se torna turbulento:
Quando o ângulo de ataque ultrapassa um ângulo crítico (geralmente entre 15 e 30 graus, dependendo do projeto), a superfície da asa fica coberta por vórtices e a sustentação cai abruptamente para zero.
Nesse ponto, ocorre um fenômeno conhecido como estol (stall), em que o fluxo de ar sobre a asa se separa e formam-se vórtices turbulentos. Esses vórtices interrompem o fluxo suave de ar, reduzindo significativamente a sustentação e afetando a capacidade de controle da aeronave. É fundamental evitar que o ângulo de ataque ultrapasse esse valor crítico para manter o voo estável e seguro.
ID:(1165, 0)
Caso de estol
Descrição
Se o ângulo de ataque exceder um ângulo crítico (geralmente entre 15 e 30 graus, dependendo do projeto), a superfície da asa acaba sendo coberta por vórtices e a sustentação cai abruptamente para zero.
Nesse ponto, ocorre um fenômeno conhecido como entrada em perda (stall), em que o fluxo de ar sobre a asa se separa e vórtices turbulentos são gerados. Esses vórtices interrompem o fluxo suave do ar, reduzindo drasticamente a sustentação e afetando a capacidade de controle da aeronave. É importante evitar que o ângulo de ataque ultrapasse esse ângulo crítico para manter o voo estável e seguro.
ID:(1164, 0)
Case em Boeing 747 Cargo Bagram, Afeganistão
Video
O voo da National Airlines 102, uma aeronave de carga Boeing 747-400 que decolava de Bagram, no Afeganistão, sofreu um trágico acidente em 29 de abril de 2013, devido ao deslocamento de carga durante a decolagem. O deslocamento da carga causou um aumento no ângulo de ataque, levando à perda de sustentação da asa, um fenômeno conhecido como estol. Além disso, o deslocamento da carga danificou o sistema hidráulico dos lemes de cauda, tornando a aeronave incontrolável. Infelizmente, os 7 membros da tripulação perderam a vida instantaneamente no impacto.
Aqui está uma simulação que mostra a trágica decolagem: Simulação
ID:(11066, 0)
Modelo
Top
Parâmetros
Variáveis
Cálculos
para 
, depois, selecione a variável: 
para 
Cálculos
Cálculos
Variáve 
Dado Calcular 
Objetivo : Equação A ser usado 
Equações
$ \alpha =\displaystyle\frac{2 m g }{ c \rho S_w }\displaystyle\frac{1}{ v ^2}$
alpha =2* m * g /( c * rho * S_w * v ^2)
$ C_L = c \alpha $
C_L = c * alpha
$ C_L =\displaystyle\frac{2 m g }{ \rho S_w }\displaystyle\frac{1}{ v ^2}$
C_L =2* m * g /( rho * S_w * v ^2)
$ F_L =\displaystyle\frac{1}{2} \rho S_w C_L v ^2$
F_L = rho * S_w * C_L * v ^2/2
ID:(15189, 0)
Sustentação
Equação
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$ |
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)
Constante de elevação
Equação
A partir de medições, conclui-se que o coeficiente de sustentação $C_L$ é proporcional ao ângulo de ataque $\alpha$:
| $ C_L = c \alpha $ |
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)
Coeficiente de equilíbrio de sustentação
Equação
A condição para atingir o voo é cumprida quando la força de elevação ($F_L$) é igual ao peso da aeronave ou ave, calculado a partir de la massa corporal ($m$) e la aceleração gravitacional ($g$). Isso é alcançado com valores suficientes de velocidade em relação ao meio ($v$), la superfície que gera sustentação ($S_w$) e o coeficiente de elevação ($C_L$), sendo este último coeficiente o fator ajustável. No caso de aeronaves, os pilotos podem modificar o valor de o coeficiente de elevação ($C_L$) usando flaps, cujo valor deve satisfazer:
| $ C_L =\displaystyle\frac{2 m g }{ \rho S_w }\displaystyle\frac{1}{ v ^2}$ |
La força de elevação ($F_L$) junto com la densidade ($\rho$), la superfície que gera sustentação ($S_w$), o coeficiente de elevação ($C_L$) e la velocidade em relação ao meio ($v$) é representado por
| $ F_L =\displaystyle\frac{1}{2} \rho S_w C_L v ^2$ |
o qual, juntamente com la massa corporal ($m$) e la aceleração gravitacional ($g$), deve ser igual a:
| $ F_g = m g $ |
ou seja:
$\displaystyle\frac{1}{2}\rho S_wC_Lv^2=mg$
o que resulta em:
| $ C_L =\displaystyle\frac{2 m g }{ \rho S_w }\displaystyle\frac{1}{ v ^2}$ |
Os flaps são ajustados ao variar o ângulo que a asa faz com a direção do voo, conhecido como ângulo de ataque.
ID:(4442, 0)
Ângulo de ataque
Equação
Como o coeficiente de sustentação $C_L$ é proporcional ao ângulo de ataque $\alpha$, podemos calcular o ângulo necessário para alcançar sustentação suficiente para uma velocidade $v$ dada:
| $ \alpha =\displaystyle\frac{2 m g }{ c \rho S_w }\displaystyle\frac{1}{ v ^2}$ |
O coeficiente de elevação ($C_L$) é calculado com la massa corporal ($m$), la aceleração gravitacional ($g$), la superfície que gera sustentação ($S_w$), la densidade ($\rho$) e la velocidade em relação ao meio ($v$) da seguinte forma:
| $ C_L =\displaystyle\frac{2 m g }{ \rho S_w }\displaystyle\frac{1}{ v ^2}$ |
Portanto, com la constante de proporcionalidade do coeficiente de sustentação ($c$) e o aceleração máxima ($\alpha$),
| $ C_L = c \alpha $ |
obtemos
| $ \alpha =\displaystyle\frac{2 m g }{ c \rho S_w }\displaystyle\frac{1}{ v ^2}$ |
onde $m$ é a massa, $g$ é a aceleração gravitacional, $\rho$ é a densidade do meio, $S_w$ é a área da asa e $c$ é a constante de proporcionalidade entre o coeficiente de sustentação e o ângulo de ataque.
ID:(4443, 0)
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Video
Vídeo: Efeito Stall