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.

>Modelo

ID:(1462, 0)

Iframe

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ID:(15176, 0)

Descrição

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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)

Descrição

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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)

Descrição

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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)

Video

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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)

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Parâmetros

$g$

g

Aceleração gravitacional

m/s^2

$c$

c

Constante de proporcionalidade do coeficiente de sustentação

1/rad

$\rho$

rho

Densidade

kg/m^3

$m$

m

Massa corporal

kg

$S_w$

S_w

Superfície que gera sustentação

m^2

Variáveis

$\alpha_s$

alpha_s

Ângulo necessário para elevação

rad

$C_L$

C_L

Coeficiente de elevação

-

$F_L$

F_L

Força de elevação

N

$v$

v

Velocidade em relação ao meio

m/s

Cálculos

• Método alternativo
• Método tradicional
• Estratégia
• 2D
• 3D

Equação

Equação

Primeiro, selecione a equação: para , depois, selecione a variável: para

---

Cálculos

Símbolo

Equação

Resolvido

Traduzido

Cálculos

Símbolo

Equação

Resolvido

Traduzido

Variáve Dado Calcular Objetivo : Equação A ser usado

Equações

ID:(15189, 0)

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:

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

Condições

Variáveis

$C_L$

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

Relação

Desenvolvimento

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)

Equação

>Top, >Modelo

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

$C_L = c \alpha$

Condições

Variáveis

$\alpha_s$

Ângulo necessário para elevação

$rad$

6167

$C_L$

Coeficiente de elevação

$-$

6164

$c$

Constante de proporcionalidade do coeficiente de sustentação

$1/rad$

6165

Relação

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)

Equação

>Top, >Modelo

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:

$C_L =\displaystyle\frac{2 m g }{ \rho S_w }\displaystyle\frac{1}{ v ^2}$

Condições

Variáveis

$g$

Aceleração gravitacional

9.8

$m/s^2$

5310

$C_L$

Coeficiente de elevação

$-$

6164

$\rho$

Densidade

$kg/m^3$

5342

$m$

Massa corporal

$kg$

6150

$S_w$

Superfície que gera sustentação

$m^2$

6117

$v$

Velocidade em relação ao meio

$m/s$

6110

Relação

Desenvolvimento

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)

Equação

>Top, >Modelo

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:

$\alpha =\displaystyle\frac{2 m g }{ c \rho S_w }\displaystyle\frac{1}{ v ^2}$

Condições

Variáveis

$g$

Aceleração gravitacional

9.8

$m/s^2$

5310

$\alpha_s$

Ângulo necessário para elevação

$rad$

6167

$c$

Constante de proporcionalidade do coeficiente de sustentação

$1/rad$

6165

$\rho$

Densidade

$kg/m^3$

5342

$m$

Massa corporal

$kg$

6150

$S_w$

Superfície que gera sustentação

$m^2$

6117

$v$

Velocidade em relação ao meio

$m/s$

6110

Relação

Desenvolvimento

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