Qualidades de Voo e Desempenho do Helicóptero

Qualidades de voo o Objetivos de aprendizagem m Determinar o voo da aeronave e conhecer o movimento do centro de gravidade em relacao ao sistema de referéncia adotado m Identificar os movimentos da aeronave em torno de seu centro de gravidade os quais sao determinados pelo controle e estabilidade do helicdptero m Reconhecer os principais conceitos relacionados ao voo em autorrotacao e a falha repentina do motor em voo m Descrever as causas da existéncia de vibragao em aeronaves de asa rotativa Definir as causas e consequéncias dos ruidos em helicdpteros Bey Secées de estudo Segao1 Voo pairado voo vertical e a frente Secao 2 Manobrabilidade estabilidade estatica e dinamica Secao 3 Pane do motor e voo em autorrotacao Secao 4 Vibracao em helicdépteros Secao 5 Ruido em helicépteros 82 Universidade do Sul de Santa Catarina Para início de estudo Nesta unidade estudaremos o desempenho do helicóptero em voo e aspectos relacionados às qualidades que o voo do helicóptero proporciona Dentro dessas qualidades ímpares em termos de aviação serão expostas a agilidade e a versatilidade que o helicóptero proporciona por meio de sua manobrabilidade e estabilidade tanto a estática quanto a dinâmica Veremos ainda o comportamento da aeronave e os sistemas quando em pane de motor o que exige uma imediata decisão de segundos na entrada em autorrotação Por fim serão ministrados dois dos maiores problemas que a aviação de asa rotativa enfrenta em sua lida que são as vibrações devido à atuação de seus sistemas e comportamento de voo e o ruído os quais podem acarretar danos físicos aos aeronautas Seção 1 Voo pairado voo vertical e à frente Quando falamos em desempenho de uma aeronave buscamos primordialmente conhecer o movimento do Centro de Gravidade CG da aeronave em relação a um sistema adotado ou seja não são considerados os movimentos em torno do CG Este movimento será analisado em três condições especiais de voo pairado vertical e à frente Voo pairado O voo pairado também chamado de hoverado é aquele em que o helicóptero está estável em relação a um ponto na superfície sendo eventuais perturbações causadas por ventos neutralizadas pela ação do piloto nos comandos Ainda sobre o voo pairado Rocha 2009 p 50 descreve conhecimentogeraldoshelicopterosindb 82 030613 1215 83 Conhecimento Geral dos Helicópteros Unidade 3 É aquele em que a aeronave se mantém voando sobre um ponto no solo sem que haja deslocamento horizontal lateral e vertical tanto próximo ao solo quanto em grande altitude Para melhor entendimento desta Seção passaremos a discorrer sobre algumas definições imprescindíveis ao entendimento do voo de helicóptero Centro de Gravidade CG O Centro de Gravidade é definido por um ponto teórico onde todos os pesos da aeronave se concentram Para entender melhor imagine o helicóptero suspenso por um cabo preso no Centro de Gravidade ele iria oscilar como uma balança mecânica De acordo com o professor Rocha 2009 p103 helicópteros com o rotor simples o CG normalmente se encontra próximo ao mastro do rotor principal A definição do CG da aeronave é importante para a definição do voo pois o balanceamento inadequado de uma aeronave pode ocasionar sérios riscos para a operação devido à probabilidade de perda de controle A variação do CG é aceitável desde que dentro de uma faixa prevista pelo fabricante da aeronave chamada de envelope de atuação ou limites de passeio do CG Tanto esses limites quanto o exato local do CG e a faixa de oscilação estão previstos no Manual de voo da aeronave Plano de rotação É o desenho formado pela trajetória das pontas das pás sendo sempre perpendicular ao seu eixo de rotação Figura 31 Plano de rotação Fonte Answers 2011 Adaptada pelos autores Para o pairado o plano de rotação deverá ser inclinado no sentido contrário ao vento conhecimentogeraldoshelicopterosindb 83 030613 1215 84 Universidade do Sul de Santa Catarina Eixo de rotação É uma linha imaginária que passa por meio de um ponto em torno do qual um corpo gira e será sempre perpendicular ao plano de rotação Figura 32 Eixo de rotação Fonte Sérvulo e Saba 2009 p12 Adaptada pelos autores Disco do rotor É o desenho circular formado pela trajetória das pás quando projetada sobre um plano Quando observada de cima mostra a figura de um disco Figura 33 Área do disco rotor Fonte ROCHA 2009 p79 Adaptada pelos autores Solidez parcial É a razão entre a área de uma pá pela área do disco Essa solidez representa a capacidade da pá converter a potência dos motores em sustentação suscintamente falando a capacidade de ficar fora do solo e tração capacidade de movimentar a aeronave no sentido desejado Abaixo Figura 34 podemos visualizar em rotor bipá a divisão entre a área de uma pá e a área do disco rotor conhecimentogeraldoshelicopterosindb 84 030613 1215 85 Conhecimento Geral dos Helicópteros Unidade 3 Figura 34 Solidez parcial Fonte Sérvulo e Saba 2009 p12 Adaptada pelos autores Solidez total Razão entre a área de todas as pás e a área do disco Destaques isso representa a capacidade das pás converterem a potência dos motores em sustentação e tração Figura 35 Solidez total Fonte Sérvulo e Saba 2009 p12 Adaptada pelos autores Razão de carga ou Disc loanding É definida pelo peso bruto da aeronave dividido pela área do disco Como regra geral quanto maior for o helicóptero maior será sua razão de carga Para um maior entendimento da teoria da razão de carga vamos ilustrar o exemplo e uma aeronave bastante utilizada em instrução no Brasil o Robinson R22 Baseado no Manual de instrução da aeronave podemos assim exemplificar conhecimentogeraldoshelicopterosindb 85 030613 1215 86 Universidade do Sul de Santa Catarina Observe as especificações de uma aeronave modelo Robinson R22 cujo peso máximo de decolagem é 139891 lb 635 kg e tem como área do disco 497 ft² 462 m² Sua razão de carga será 275 lbft² 137 kgm² Figura 36 Razão entre peso bruto e área do disco rotor Fonte Sérvulo e Saba 2009 p13 Adaptada pelos autores Usando os ensinamentos de Rocha 2009 p52 podemos afirmar que O rotor de um helicóptero cria sustentação empurrando o ar para baixo O ar é muito pouco denso por isso os rotores devem mover uma enorme quantidade de ar e com uma velocidade relativamente alta A velocidade deste fluxo de ar e a quantidade de ar movida para baixo depende do disc loanding do helicóptero Área útil de sustentação É a projeção do desenho do disco rotor sobre um plano Essa área sempre muda durante o voo variando também a capacidade de sustentação da aeronave O tamanho dessa projeção diminui com o peso da aeronave causado pelo efeito cone pelas mudanças do fator carga g em curvas e em recuperação de mergulho ROCHA 2009 p52 conhecimentogeraldoshelicopterosindb 86 030613 1215 87 Conhecimento Geral dos Helicópteros Unidade 3 Figura 37 Área útil de sustentação Fonte Rocha 2009 p52 Adaptada pelos autores A figura acima ilustra a definição de área útil de sustentação de um helicóptero Observe que quando o helicóptero efetua uma curva sua área útil de sustentação diminui Peso e balanceamento do helicóptero O piloto em comando é o responsável pela limitação e distribuição do peso pois o balanceamento é muito importante uma vez que o passeio do CG centro de gravidade na maioria dos helicópteros é muito pequeno Esse passeio do CG varia de acordo com o tipo e modelo de aeronave A finalidade principal do balanceamento é a segurança operacional aeronáutica e como função secundária a maior eficiência durante o voo Um carregamento inadequado reduz a eficiência da aeronave com respeito ao teto manobrabilidade velocidade razão de subida e consumo de combustível podendo interromper ou mesmo cancelar o voo conhecimentogeraldoshelicopterosindb 87 030613 1215 88 Universidade do Sul de Santa Catarina Para um balanceamento correto o CG deverá localizarse próximo à frente do mastro pois o balanceamento mais importante no helicóptero é o longitudinal e na linha de referência DATUN LINE linha neutra perpendicular ao mastro para balanceamento do helicóptero para um balanceamento lateral Para uma melhor estabilidade lateral a área acima do CG deverá ser maior que a de baixo O CP centro de pressão está localizado nas pás do rotor principal acima do CG onde se tem a reação aerodinâmica útil ao voo Assim de acordo com Sérvulo e Saba 2009 p13 Caso o helicóptero não esteja com uma distribuição correta de peso a fuselagem se inclinará para o lado mais pesado dando ao helicóptero uma tendência indesejada obrigando ao piloto a acionar o cíclico na direção oposta dificultando as manobras e diminuindo a amplitude do comando Para um melhor balanceamento motor e tanque de combustível deverão estar localizados na seção central Definições 1 Peso vazio Peso do helicóptero motor rotores equipamentos fixos óleo e combustível que não podem ser drenados fluido hidráulico 2 Carga útil Peso do piloto passageiros bagagem combustível e óleo 3 Peso operacional peso bruto Peso máximo estipulado no certificado de aeronavegabilidade É a soma do peso vazio mais a carga útil 4 Peso básico Peso vazio peso do óleo O cálculo do CG é feito dividindo a soma dos momentos pela soma dos pesos conhecimentogeraldoshelicopterosindb 88 030613 1215 Conhecimento Geral dos Helicopteros Com base nas definigées ja apresentadas iniciaremos a composicao do voo pairado sob dois aspectos Voo pairado com vento nulo Voo pairado com vento Antes de entrarmos no estudo do voo pairado com e sem vento temos que entender como funciona uma forcga importante no entendimento do voo de helicdptero que se chama ARRASTO O arrasto é uma forga ou reacao que tende a frear O um corpo que se desloca no ar ou seja forma uma resisténcia ao avanco De acordo com Mankel 1997 p44 o arrasto varia com o quadrado da velocidade aerodinamica e atua sempre na mesma direao e sentido do vento relativo Os mesmos fatores que fazem variar a sustentacao agem da mesma forma no arrasto Vento relativo 6 a soma Exi 1 ou subtracdo do fluxo de xistem diversos tipos de arrasto Vejamos alguns ar ciado pelo movimento das pas do helicéptero Arrasto induzido é a resisténcia Util relativa 4 através do ar mals a 4 velocidade do ar gerada sustentacao ou seja é o trabalho que se despende para b 50 S lod pelo deslocamento do obter a sustentacao Sempre que se aumenta o angulo de helicéptero e o efeito ataque de uma pa o arrasto induzido ou efeito vortice é vento 0 sentido do vento aumentado relativo é oposto ao da velocidade aerodinamica i E chamado de vortice por que causa um O turbilhonamento na ponta da pa O ar quando escoa numa asa a pressdo é maior no intradorso que no extradorso Como resultado o ar escapa do intradorso ao extradorso pela ponta da asa formando um turbilhonamento Esse turbilhonamento é 0 responsavel pelo surgimento do arrasto induzido Unidade 3 89 Universidade do Sul de Santa Catarina Arrasto do perfil é 0 resultado do atrito do ar sobre a superficie da pa Arrasto parasita é aquele que nao contribui em nada para a sustentacao ou tracao do helicdptero Ge Como exemplo Mankel 1997 p44 cita a fuselagem o trem de pouso as antenas etc Eficacia do perfil é a relagao entre o coeficiente de sustentaao e o coeficiente de arrasto Mankel 1997 p44 afirma que a melhor razao de sustentac4o x arrasto que é a capacidade de flutuacao é obtida operando em grandes angulos De posse dessas informagées vocé podera compreender melhor Os conceitos a seguir Voo pairado com vento nulo Em voo pairado com vento nulo o rotor produz uma forca para cima F e o ar por ele soprado para baixo ao encontrar a fuselagem produz um arrasto DF A forca F portanto deve ser igual 4 soma do peso W com o arrasto DF para que se mantenha 0 voo pairado Nessa situac4o de vento nulo F é vertical sendo consequentemente igual a L sustentaao assim nos ensina Mankel 1997 p45 F A I 1 OF pLW0F Y iw Figura 38 Forcas de sustentacdo do pairado sem vento Fonte Aviacdo PRF 2011 Adaptada pelos autores 90 91 Conhecimento Geral dos Helicópteros Unidade 3 Cargas externas como malas flutuadores tambores entre outras irão aumentar o arrasto da fuselagem Por esse motivo o piloto deverá ficar atento com o peso e balanceamento pelo perigo da presença do efeito pendular Procure saber mais sobre o efeito pendular Voo pairado com vento De acordo com o Comandante Mankel 1997 p46 Num voo pairado com vento a força F é inclinada gerando duas componentes a horizontal tração e a vertical sustentação Da mesma forma o arrasto D também é inclinado gerando uma componente horizontal e uma vertical Nessa situação a força F deverá anular com a tração a soma do vento relativo com a componente horizontal do arrasto e com a sustentação a soma do peso com o componente de arrasto Em linhas práticas quando em voo pairado com vento para que se mantenha a aeronave parada devemos inclinar o disco rotor na direção contrária ao vento assim anulando sua força Isto é se o vento vier de proa incline o rotor para a proa se vier lateral incline para o lado que o vento vem Abaixo você pode visualizar as forças que compõe o voo hoverado com vento Figura 39 Forças de sustentação do pairado com vento Fonte Aviação PRF 2011 Adaptada pelos autores conhecimentogeraldoshelicopterosindb 91 030613 1215 92 Universidade do Sul de Santa Catarina Então vimos o voo pairado com e sem vento No entanto ainda existem duas peculiaridades em relação ao voo pairado que você precisa saber Ele pode ser realizado dentro ou fora do Efeito solo De acordo com a definição do professor Rocha 2009 p72 o efeito solo pode ser assim definido É a condição de voo pairado próximo ao solo em que o ar impulsionado pelas pás dos rotores atingindo o solo é defletido para fora e para cima formando sob o rotor uma camada de ar mais densa colchão de ar e isto faz com que se desenvolva uma maior sustentação com menor dispêndio da força dos motores Esse tipo de voo pairado dentro do efeito solo sofre influência do tipo de solo sobre o qual se refletem o ar impulsionado pelas pás sendo mais eficiente quanto mais duro e compacto for Se o pairado for sobre o capim a sustentação ficará mais prejudicada do que se for sobre uma área acimentada Nos voos pairados dentro do efeito solo os vórtices nas pontas do rotor são reduzidos enquanto no pairado fora do efeito solo existem grandes vórtices nas pontas do rotor Mais adiante você verá o que é e como se comporta o vórtice Esse efeito ocorre até uma altura de ½ do diâmetro do disco rotor ou o comprimento de uma pá A partir daí perde força O professor Rocha 2009 ainda ensina que dentro do efeito solo existe a possibilidade de a aeronave pairar a grandes altitudes como por exemplo em helipontos e montanhas O voo fora do efeito solo exige maior disponibilidade de potência do motor pois o fluxo de ar produzido pelo rotor principal se dissipa e não auxilia na sustentação do helicóptero Os manuais de voo de cada aeronave trazem a limitação de teto para o voo pairado fora do efeito solo conhecimentogeraldoshelicopterosindb 92 030613 1215 93 Conhecimento Geral dos Helicópteros Unidade 3 Assim concluímos que O voo pairado exige a igualdade de sustentação L e peso W obtida por uma ação sobre a alavanca do comando coletivo uma ação com o coletivo de forma que a mudança de passo exigida seja somente a necessária para anular o peso da aeronave e garantir a sua sustentação A compensação das forças parasitas é obtida pelo comando cíclico compensação de vento centragem da aeronave etc Vieira e Serapião 2003 p162 ilustram que é aí que reside a arte da pilotagem em voo pairado que exige do piloto adiantarse a essas forças parasitas especialmente o vento agindo de forma quase contínua sobre o comando cíclico Potência necessária para o voo pairado A potência ideal é a potência mínima necessária para o disco rotor produzir a força normal FN no voo pairado De acordo com Cruz 200 p62 desta forma é a potência consumida apenas para acelerar o escoamento por meio do rotor sendo denominada de potência induzida Pi que pode ser calculada considerando a energia dissipada pelo rotor no tempo A relação FNA é chamada de carga do disco CD Assim há necessidade de mais potência quanto maior for a carga do disco CD O professor Cruz 200 assinala que desta maneira durante os primórdios do desenvolvimento do helicóptero quando havia várias limitações dos motores existentes quanto à potência gerada e ao seu peso os projetistas procuravam minimizar a potência requerida com a diminuição da carga do disco ou seja aumentando a área do disco rotor Com o aparecimento das turbinas mais leves foi possível deixar de se preocupar tanto com os requisitos de baixa potência e dar mais ênfase ao design compacto com menor peso estrutural conhecimentogeraldoshelicopterosindb 93 030613 1215 Universidade do Sul de Santa Catarina O que prové poténcia para acionamento do rotor O principal via transmissao é o motor da aeronave o qual também aciona o rotor de cauda e os equipamentos acessorios tais como os geradores elétricos e as bombas hidraulicas A poténcia necessaria para acionar esses equipamentos é chamada de poténcia de miscelanea que de acordo com Cruz 200 consome cerca de 15 da poténcia total A maior parte da poténcia é portanto fornecida no voo pairado ao rotor Essa poténcia necessaria no eixo do rotor PNR é dividida em geral da seguinte maneira poténcia induzida 60 da PNR poténcia necessaria para criar o fluxo de ar por meio do rotor poténcia de perfil 30 da PNR poténcia necessaria para vencer o torque causado pelas forcas de arrasto de perfil das pas e perdas de poténcia 10 da PNR devido a perdas na ponta da pa arrasto vertical da fuselagem rotacao da esteira e nao uniformidade da distribuicao da velocidade induzida ao longo da pa fendmenos que n4o sao previstos pelas teorias da QuantidadedeMovimento e do ElementodeP4 Uma indicacdo direta para o piloto da poténcia que esta sendo desenvolvida é dada pelo Desempenho maximo no voo pairado torquimetro Esse instrumento é na verdade um sistema medidor O desempenho maximo de uma aeronave de asa rotativa é obtido de pressdo que sente apresséodo Guando a poténcia total necessdria ao voo pairado resultante Olea em algum local convenientedo da poténcia necessdria ao rotor com a de miscelanea sistema de transmissdo a soma P for igual 4 poténcia util Pu ou maxima fornecida pelo motor Sobre a poténcia disponivel para 0 voo pairado assim explica Vieira e Serapiado 2003 p182 O desempenho no voo pairado depende da diferenga entre a poténcia disponivel e a necessdria Apesar da poténcia disponivel nao depender do peso da aeronave certamente depende da densidade do ar sendo quase que diretamente proporcional a esta Portanto para altas altitudesdensidades a poténcia disponivel é baixa e a poténcia necessaria é elevada 94 95 Conhecimento Geral dos Helicópteros Unidade 3 A PU é limitada seja por um elemento mecânico da transmissão seja pelo próprio motor Assim é fácil notar que em helicópteros na turbina a potência útil diminui em altitudes mais elevadas e principalmente em temperaturas mais altas Por outro lado a potência total necessária considerando as mesmas variações das condições ambientais aumenta O desempenho máximo é representado por curvas em função dos principais parâmetros de voo que são em geral o peso e a altitudedensidade de modo que os elementos práticos determinados são respectivamente o peso máximo de decolagem e o teto Tais curvas estão presentes por requisito de homologação em qualquer manual de voo de helicóptero para várias condições de altitude temperatura e regimes de potência máxima contínua intermediária de 30 minutos e de decolagem ou de emergência de 2 a 5 minutos É justamente o mau uso delas que tem provocado acidentes por falta de potência para manter o pairado especialmente em dias mais quentes Pesquise sobre a teoria da Quantidade de Movimento e a Teoria do Elemento de Pá e sua influência no voo pairado de helicóptero Recomendase a consulta da seguinte referência VIEIRA Boanerges SERAPIÃO Antônio Carlos Aerodinâmica de helicópteros Rio de Janeiro Rio 2003 12 Voo vertical O voo pairado é na realidade uma situação particular do voo vertical quando a velocidade vertical Vz é nula No caso dessa velocidade ser diferente de zero com velocidade à frente nula temse as subidas e descidas verticais que é outra condição de voo característica do helicóptero distinguindoo das aeronaves de asas fixas conhecimentogeraldoshelicopterosindb 95 030613 1215 Universidade do Sul de Santa Catarina O voo vertical pode ser ascendente ou descendente Em qualquer um dos casos 0 voo vertical exige uma ac4o sobre a alavanca de passo coletivo Vamos assim ilustrar tendo como base a Figura 310 abaixo Aumento do passo sustentagao F aumenta e o helicéptero sobe Entao F W peso Diminuicao do passo sustentacao F diminui e o helicéptero desce Entao F W peso F F A A 1 v 1 fw ys ef Ps ef i DF DF Ww Ww Figura 310 Voo vertical Fonte Aviacdo PRF 2011 Adaptada pelos autores Perceba que o arrasto DF que aumenta com a velocidade vertical VZ da uma posicao de equilibrio VZ é constante quando ha igualdade F W DF no caso de voo ascendente e F DF W no caso de voo descendente Para uma melhor compreensio do voo vertical e seus efeitos vamos entender como afeta o helicdptero e seu voo os anéis de vortice e posteriormente a poténcia que se faz necessdria para a subida e a descida da aeronave Anéis de vértice Os pilotos devem estar atentos quanto ao fendmeno do vortex Vortex é o turbilhonamento de ar nas pontas das pas os quais 96 97 Conhecimento Geral dos Helicópteros Unidade 3 podem acarretar instabilidade do fluxo de ar sobre uma grande área do disco rotor De acordo com Vieira e Serapião 2003 p194 A partir de velocidades de descida maiores do que um quarto da velocidade induzida no voo pairado o rotor começa a operar dentro de sua própria esteira de turbilhonamento e esse regime de voo provoca o perigoso fenômeno conhecido como Vortex Ensinanos o professor Cruz 200 que descer na vertical ou com ângulos acentuados de rampa exige velocidades de descida lentas Os valores limites de rampa de aproximação e de velocidades de descida para evitar a região de vortex são diferentes para cada tipo de helicóptero Dado um helicóptero esses valores variam com o peso e a altitude Quanto menores o peso e a altitudedensidade maior deve ser o cuidado por parte do piloto pois os fenômenos do vortex acontecerão com velocidades de descida menores Cabe ainda ressaltar que a maioria dos manuais de vôo não traz qualquer tipo de informação sobre o assunto Como referência quando não estiver estabelecido no manual de vôo utilizar a velocidade de descida de 300 ftmin como limite nas descidas verticais ou com grandes rampas maiores que 60 No caso de entrada inadvertida na região de vortex recomenda se o mais breve possível o aumento da velocidade à frente como meio mais efetivo de sair dessa situação perigosa O rotor de cauda também pode encontrar a região de vortex nas seguintes condições giro à direita ou deslocamento lateral à esquerda para os helicópteros que têm o rotor principal girando no sentido antihorário visto por cima Se o rotor principal gira no sentido horário as condições críticas são giro à esquerda ou deslocamento à direita Nesse caso um sintoma comum é um aumento brusco na razão de guinada sem qualquer ação do piloto conhecimentogeraldoshelicopterosindb 97 030613 1215 98 Universidade do Sul de Santa Catarina Potência necessária para subida e descida A potência necessária em subida é dividida em duas partes a potência necessária para criar a velocidade induzida Vi e a potência para criar a velocidade vertical Vz Fazendo a analogia do helicóptero como um elevador a potência para criar Vz seria a potência necessária ao voo pairado somada ao produto do peso do helicóptero com a razão de subida Entretanto o fluxo adicional de ar que passa pelo rotor devido à subida auxilia na geração da velocidade induzida ou seja é como se o rotor tivesse sua tarefa de empurrar o ar para baixo facilitada pela velocidade do escoamento já existente Há ainda outros dois benefícios na subida que reduzem ainda mais a potência requerida O primeiro é que os vórtices de ponta de uma pá ficam para baixo quando a outra pá passa diminuindo a interferência e consequentemente as perdas da pá O segundo é que o rotor de cauda sofre uma perturbação menor do rotor principal Devese notar entretanto que para subir qualquer helicóptero é necessária uma potência maior em relação à do voo pairado Esse acréscimo porém em baixas velocidades de subida cerca de um quarto da velocidade induzida chega a ser a metade do que se esperaria se o helicóptero fosse simplesmente um elevador Para razões de descidas suficientemente lentas de modo que não se verifica a condição de vortex a mesma relação é aplicável ou seja é requerida apenas a metade do decréscimo de energia potencial à medida que a potência é reduzida Obviamente os outros dois efeitos benéficos em subida atrapalham na descida de modo que a potência requerida pode ser um pouco maior do que a esperada conhecimentogeraldoshelicopterosindb 98 030613 1215 99 Conhecimento Geral dos Helicópteros Unidade 3 13 Voo à frente A habilidade do helicóptero em hoverar e voar na vertical não seriam suficientes para seu sucesso se ele não pudesse voar à frente Equilíbrio da forças no voo nivelado O equilíbrio longitudinal das forças e momentos aplicados no helicóptero no voo nivelado à frente é mostrado na Figura 311 No voo estabilizado dentro do plano longitudinal os somatórios de todas as forças verticais e horizontais e de todos os momentos de arfagem em torno do CG devem ser nulos Figura 311 Equilíbrio longitudinal no voo nivelado à frente Fonte Cruz 200 p76 Adaptada pelos autores De acordo com Cruz 200p76 A força horizontal primária é o arrasto parasita da aeronave incluindo com exceção das pás todos os componentes do helicóptero tais como a fuselagem a cabeça do rotor e o trem de pouso Uma pequena força horizontal chamada Força H representa o arrasto de perfil das pás do rotor principal Para sobrepujar estas forças horizontais o rotor tem que ser inclinado ligeiramente para frente variando de uma fração de grau em baixas velocidades até cerca de 10º na velocidade máxima Hoverar é uma definição muito antiga na aviação bastante utilizada em manuais militares e deriva do verbo inglês to hover que significa pairar Arfagem é o termo aeronáutico derivado da fraseologia náutica que significa o movimento de oscilação de um navio de proa à popa No caso da fraseologia aeronáutica é o movimento oscilatório de uma aeronave da cauda à proa conhecimentogeraldoshelicopterosindb 99 030613 1215 Universidade do Sul de Santa Catarina Geralmente as pas do rotor sao conectadas ao eixo por meio de articulacdes de batimento ou por meio de uma estrutura flexivel como nos rotores tipo hingeless e bearingless assim o disco rotor no necessariamente perpendicular ao eixo do mastro O angulo entre o disco rotor e o plano perpendicular ao mastro que contém as articulagées de batimento é chamado de angulo de basculamento longitudinal cujo valor e direao tém influéncia sobre a atitude longitudinal do helicdptero De fato a atitude longitudinal depende apenas do equilibrio de g P Pp q todos os momentos de arfagem em torno do CG momento aerodinamico da fuselagem arrasto parasita da fuselagem que nao é aplicado no CG momento na cabega do rotor principal devido 4 excentricidade de batimento momento devido 4 forga no estabilizador horizontal e momento devido ao desalinhamento do eixo do mastro com relagao ao CG depende da posiao do CG dianteiro ou traseiro Com relagdéo ao momento na cabega do rotor sua magnitude depende da excentricidade de batimento e também da rigidez do rotor Um rotor tipo gangorra cuja unica fonte de rigidez é a inclinacgao da tracao é chamado de soft enquanto que um rotor sem articulacao real ou virtual de batimento é chamado de stiff Entao em suma para que possamos ter a atitude de voo a frente o piloto deve atuar no comando ciclico estabelecendo a diregao e a magnitude certa do angulo de basculamento longitudinal a fim de manter 0 voo estabilizado Uma vez estabilizada a condicao de voo resta saber qual a poténcia necessaria 100 101 Conhecimento Geral dos Helicópteros Unidade 3 Potência necessária no voo à frente No voo à frente a potência parasita se junta às potências induzidas de perfil e de miscelânea as quais já estudamos no voo pairado A potência necessária do helicóptero em voo nivelado é dada pela soma das parcelas de potência necessária no eixo rotor induzida de perfil e parasita e de miscelânea Seção 2 Manobrabilidade estabilidade estática e dinâmica O helicóptero é naturalmente uma aeronave multifuncional Por meio do comando cíclico o piloto pode direcionar o disco rotor em qualquer direção o que proporcionará um movimento Esse movimento é multidirecional sendo também usado para imprimir velocidade ou reduzila até zero permanecendo a aeronave em voo pairado Os pedais movimentam o rotor de cauda o qual é responsável pela anulação do torque a que a estrutura da aeronave está acometida devido ao movimento do rotor principal e proporcionam movimentos para ambos os lados sobre o próprio eixo da aeronave O comando coletivo além de proporcionar o aumento de potência do motor quando acionado movimenta a aeronave no sentido vertical por meio da mudança de passo das pás do rotor principal A esses movimentos de forma sintética atribuímos a manobrabilidade do helicóptero Relacionamos os movimentos do helicóptero também com estabilidade O funcionamento em conjunto de todos os comandos e sistemas da aeronave proporcionam a essa uma estabilidade tanto estática quanto dinâmica pois isso não acontece naturalmente Com isso ao final pretendemos cumprir o objetivo que é determinar os movimentos da aeronave em torno de seu centro de gravidade os quais são representados pelo controle e estabilidade do helicóptero conhecimentogeraldoshelicopterosindb 101 030613 1215 Universidade do Sul de Santa Catarina Na Sec4o anterior estudamos as caracteristicas do voo de helicdptero em situacgao de pairado voo vertical e 4 frente Esses movimentos sempre estao relacionados aos do centro de gravidade da aeronave Agora portanto estudaremos os movimentos da aeronave em torno de seu centro de gravidade que podem ser resumidos em controle e estabilidade do helicdptero 21 Manobrabilidade A manobrabilidade pode ser definida como a habilidade de uma aeronave de asa rotativa em mudar a direcao do seu voo e até mesmo acelerar linearmente de acordo com o envelope de poténcia e energia disponiveis De acordo com o mestre Cruz 200 p92 Tradicionalmente os helicépteros nao tinham a necessidade de altos graus de manobrabilidade para cumprir as suas missdes normais porém o evento do helicdptero armado tem dado énfase sobre este aspecto de voo Como consequéncia até mesmo os helicdpteros leves de observacao ou ainda os de emprego geral estao sendo solicitados a possuirem requisitos de manobrabilidade cada vez mais rigorosos A capacidade de manobrar rapidamente por si s6 nao é suficiente para definir completamente o conceito de aeronave manobravel pois na maioria dos casos essa qualidade inerente deve ser feita com precisio Assim de forma mais clara o piloto de helicéptero deve ter em mao um equipamento que possibilite seu direcionamento para onde ele quiser com a precisao que a manobra requerer Para definir a manobrabildade do helicéptero devemos considerar trés parametros muito importantes que sao margem de poténcia disponivel do motor a qual pode ser usada para subir acelerar longitudinalmente ou mesmo para manter e sustentar uma determinada velocidade durante uma curva 102 Conhecimento Geral dos Helicopteros margem de sustentagao do motor a fim de que nao se excedam os angulos de ataque das pas a tal ponto que possam causar estol do conjunto rotativo momento de controle em rolamento arfagem e guinada MomentosdeControle Poténcia nao é nad De acordo com o professor Cruz 200 momentos de controle es so os momentos gerados em torno do CG da aeronave pela acao das forcas provenientes dos comandos de voo O produto dessas forcas pelo braco perpendicular que interliga o ponto de aplicacao dessas forgas ao CG da aeronave determina tais momentos 0 sentido desses movimentos sido os de rolamento guinada e arfagem relacionados aos eixos lateral longitudinal e vertical da aeronave j4 estudados O momento de controle longitudinal cujo sentido positivo é para a direita da aeronave corresponde ao momento gerado pela sustentacao do rotor em torno do eixo lateral ou seja perpendicular ao plano de simetria da aeronave O momento de controle lateral por sua vez é aquele gerado pela forca desenvolvida pelo rotor em torno do eixo longitudinal que esta situado no plano de simetria e tem sentido positivo para frente Os helicépteros com articulagao centrada rotor semirrigido tipo gangorra como o Bell 206 JetRanger e 0 Bell 205 HUEY obtém os momentos de controle longitudinal e lateral apenas pela inclinagao da forga desenvolvida pelo rotor Muitos outros helicdpteros entretanto tém sua articulacao de batimento deslocada do centro do rotor isto é possuem excentricidade de batimento Nesses rotores como o HB 350 Esquilo e o Westland Lynx a forca centrifuga aplicada sobre as pas inclinadas em sua conicidade atua sobre as articulacdes de batimento para produzirem um significativo momento de controle no cubo do rotor Figura 312 Unidade 3 103 104 Universidade do Sul de Santa Catarina Figura 312 Rotor com e sem excentricidade Fonte Cruz 200 p93 Adaptada pelos autores Uma vez que as forças centrífugas equivalem à cerca de dez vezes a força de sustentação gerada pelo rotor um acréscimo significativo no momento de controle pode ser obtido com este artifício Um fato que deve ser ressaltado é que os rotores com excentricidade possuem momento de controle independente da condição de sustentação uma vez que a força centrífuga atuante sobre as pás independe desta condição Isto não é aplicável aos rotores semirrígidos pois o momento de controle é diretamente proporcional à sustentação do rotor Além disso os helicópteros sem excentricidade necessitam que o mastro do rotor seja mais longo em relação aos dotados de excentricidade a fim de obter uma margem de controle satisfatória o que penaliza seu desempenho no voo à frente aumento do arrasto parasita Isso também é válido para as configurações em que a excentricidade de batimento é muito pequena como é o caso do Robinson R22 Beta O momento de controle em guinada tem sentido positivo para baixo da aeronave e corresponde ao momento gerado pela força normal do rotor de cauda em torno do eixo vertical situado no plano de simetria conhecimentogeraldoshelicopterosindb 104 030613 1215 105 Conhecimento Geral dos Helicópteros Unidade 3 O controle do rotor de cauda é efetuado exclusivamente pelo passo coletivo das pás quando comandado pelo deslocamento dos pedais controlando assim o empuxo e por conseguinte o momento de guinada Requisitos de aeronavegabilidade Os requisitos civis de controlabilidade e manobrabilidade são descritos no parágrafo 143 do Federal Aviation Regulation FAR capítulos 27 e 29 Basicamente deve ser demonstrado que o helicóptero possui margem de comando suficiente nas condições mais críticas de velocidade peso CG e regime de potência Um critério adotado é uma margem de 10 antes dos batentes físicos dos comandos quando em condições de voo mais críticas é geralmente aceita nos requisitos de manobrabilidade O detalhe é que esses requisitos poderão restringir o envelope de voo da aeronave Tomemos como exemplo a descrição feita pelo professor Cruz 200 levando em consideração as características de uma aeronave MD900 Explorer No manual de voo do MD900 Explorer para altitudes densidade superiores a 5000 ft há uma limitação de vento lateral de 17 kt entre os azimutes ângulos começando a contar do nariz da aeronave no sentido horário de 80º e 190º sendo que entre os azimutes de 120º e 135º a limitação cai para 15 kt Essa restrição surgiu pelo não cumprimento do item c do parágrafo 143 que exige uma margem de pedal para um valor mínimo de 17 kt de vento em todas os azimutes e no peso máximo do helicóptero Vale ressaltar inclusive que o fabricante buscou minimizar este problema estabelecendo regimes de rotação diferentes para o voo em cruzeiro e para velocidades menores que 47 kt Neste último caso aumentase a rotação reduzindo o torque necessário para a mesma potência requerida e consequentemente exigese uma menor aplicação de pedal aumentandose dessa maneira a margem de comando nos azimutes críticos conhecimentogeraldoshelicopterosindb 105 030613 1215 106 Universidade do Sul de Santa Catarina As aeronaves que cumprem esse requisito por sua vez apresentam o envelope de vento da aeronave na seção de desempenho e não na seção de limitações que estabelece os valores de vento autorizados a que podem ficar sujeitas para a decolagem 22 Estabilidade O termo estabilidade é usado para descrever o comportamento de uma aeronave após essa ter sido perturbada a partir de uma condição de equilíbrio Um corpo pode estar em equilíbrio ESTÁVEL INSTÁVEL ou INDIFERENTE O equilíbrio dos corpos poderá ser estudado sob o aspecto ESTÁTICO ou DINÂMICO 221 Estabilidade estática Usando a definição de Saunders 1985 p155 a estabilidade estática de um helicóptero é definida pela direção e intensidade da tendência inicial de retorno à posição de equilíbrio quando levado para fora desta situação por uma perturbação qualquer Se um helicóptero deslocandose para frente e em equilíbrio é atingido por uma inesperada rajada de vento ascendente o ângulo de ataque de cada seção da pá aumenta O ângulo de ataque para o disco rotor como um todo também aumenta devido à corrente ascendente A estabilidade estática da aeronave com relação ao ângulo de ataque é determinada pelo seu comportamento inicial quanto à arfagem em resposta ao aumento repentino no ângulo de ataque Se a aeronave arfar inicialmente para baixo isto é se forem criados momentos picadores em resposta a perturbação o ângulo de ataque retornará em direção ao seu valor inicial de equilíbrio A esse comportamento chamase de estaticamente estável ou dizse que a aeronave apresenta uma estabilidade estática positiva em relação ao ângulo de ataque Se a aeronave arfar para cima conhecimentogeraldoshelicopterosindb 106 030613 1215 107 Conhecimento Geral dos Helicópteros Unidade 3 aumentando ainda mais o ângulo de ataque fica evidente uma estabilidade estática negativa comportamento instável O momento de arfagem inicial zero é chamado de estabilidade estática neutra A estabilidade é sempre discutida em relação a uma única variável No exemplo acima a variável é o ângulo de ataque Podem existir diferentes tipos de estabilidade em relação a diferentes variáveis Um determinado helicóptero pode apresentar uma estabilidade estática negativa em relação ao ângulo de ataque mas positiva em relação à velocidade por exemplo A estabilidade pode também ser discutida em relação aos movimentos em torno de quaisquer dos eixos da aeronave Outro exemplo É comum discutirse a estabilidade direcional do helicóptero em termos do que ocorre com a aeronave em relação à proa após um distúrbio no ângulo de derrapagem A fim de complementar a visão do exposto citamos a observação do professor Saunders 1985 p159 Há uma contradição importante entre estabilidade e controlabilidade uma vez que uma adequada controlabilidade não coexiste necessariamente com uma adequada estabilidade Na verdade um alto grau de estabilidade pode tender a reduzir a controlabilidade da aeronave 222 Estabilidade dinâmica Definese estabilidade dinâmica como a resposta temporal da aeronave após a sua reação inicial a uma perturbação da condição de voo estabilizada sem que haja interferência do piloto conhecimentogeraldoshelicopterosindb 107 030613 1215 Universidade do Sul de Santa Catarina Como toda aeronave é estaticamente estavel ela tenta voltar a an posiao original porém no decorrer do tempo ela oscila O termo estatica é aplicado em estabilidade estatica uma vez S acc litud que o movimento resultante nao é e as oscilagées permanecerem na mesma amplitude nao considerado Apenas a tendéncia aumentar nem diminuir dizemos que é dinamicamente inicial de retorno as condicdes indiferente ou neutra de equilibrio é considerada na estabilidade estaticaconformenos Se as oscilacdes aumentarem com o passar do tempo dizemos ensina Saunders 1985 4 que é dinamicamente instavel ESTABILIDADE DINAMICA Dinamicamente Apos superado 0 periodo de estabilidade estatica 2 inicia 0 periodo da estabilidade dinamica a 4 hy BS em BH a ot wy f a Estavel SN UB DR ge GT ee ee NS oS ae tm ee es ie a a SL Mee eet Z a Indiferente Fim da ee e f 3 Estabilidade aes Estdtica Instavel Figura 313 Estabilidade dindmica Fonte Rocha 2009 p94 Adaptada pelos autores Estabilidade nos trés planos de movimento a Eixo longitudinal EKixo X Estabilidade lateral a Fixo lateral Eixo Y Estabilidade longitudinal a Ejixo vertical Eixo Z Estabilidade direcional 108 109 Conhecimento Geral dos Helicópteros Unidade 3 Figura 314 Planos de movimento Fonte Rocha 2009 p95 Adaptada pelos autores O professor Rocha 2009 nos ensina que a estabilidade estática e dinâmica é aplicada a cada plano de movimento de um helicóptero Então a aeronave ideal deveria ser estática e dinamicamente estável no rolamento na arfagem e na guinada Passaremos agora a estudar as descrições do que ocorre 223 Estabilidade longitudinal Figura 315 Estabilidade longitudinal Fonte Rocha 2009 p95 Adaptada pelos autores A estabilidade longitudinal é feita por meio do eixo lateral quando o plano faz o movimento de arfagem picar e cabrar Em um voo pairado a aeronave é estaticamente estável mas dinamicamente instável conhecimentogeraldoshelicopterosindb 109 030613 1215 110 Universidade do Sul de Santa Catarina No voo pairado quando a aeronave é atingida por uma rajada de vento de frente causa uma inclinação do disco rotor na direção do vento para trás e a aeronave desloca para trás Enquanto ela desloca um vento no sentido contrário de trás para frente sopra e o disco inclinase para frente Mas a inércia que leva a fuselagem para trás continua agindo por alguns instantes após o término da rajada de vento que causou a desestabilização Depois o inverso acontece a aeronave volta a deslocar para frente devido à inclinação do disco e um vento de frente surge inclinando o disco rotor pata trás novamente trazendo a fuselagem para trás após alguns segundos Isso faz com que as oscilações sejam contínuas e maiores com o passar do tempo mostrando claramente uma instabilidade dinâmica ou seja efeito pendular por meio do eixo lateral de acordo com Rocha 2009 Podemos afirmar que os helicópteros são estaticamente estáveis e dinamicamente instáveis no plano longitudinal Os estabilizadores horizontais instalados no cone de cauda ou na parte traseira da aeronave são para ajudar na estabilidade longitudinal Sua principal função é prevenir o movimento de arfagem quando o helicóptero se deparar com rajadas de vento que inclinem o disco rotor para trás De acordo com Rocha 2009 p96 uma rajada de frente durante um voo reto e nivelado causa a inclinação da aeronave para trás esta inclinação resulta num aumento do ângulo de ataque do estabilizador criando uma grande sustentação na parte traseira da aeronave fazendo com que o nariz baixe trazendoa para a posição original Os estabilizadores funcionam bem nos voos à frente mas quando em voo para trás eles funcionam com efeito contrário desestabilizando a aeronave Por isso os deslocamentos à ré devem ser feitos sempre com cuidado e em baixa velocidade A título de informação existem ainda estabilizadores sincronizados e sintéticos O primeiro não é rígido à fuselagem conhecimentogeraldoshelicopterosindb 110 030613 1215 111 Conhecimento Geral dos Helicópteros Unidade 3 mudam de ângulo de ataque de forma sincronizada com o cíclico sendo eficientes em várias velocidades diferindo do estabilizador fixo que possui ângulo de ataque determinado para certa velocidade de cruzeiro O segundo também é empregado em helicópteros modernos e utiliza uma estabilização eletrônica possuindo pilotos automáticos que usam como referência giroscópios e atuam nos sistemas de controle da aeronave como descreve Rocha 2009 224 Estabilidade lateral A estabilidade lateral é promovida por meio do eixo longitudinal quando o plano faz o movimento de rolamento ou arfagem A estabilidade deste plano é semelhante aos princípios descritos na estabilidade longitudinal Os helicópteros são estaticamente estáveis e dinamicamente instáveis no plano lateral 225 Estabilidade direcional É a estabilidade da aeronave por meio do seu eixo vertical onde o plano faz o movimento de guinada ou giro Num voo pairado os helicópteros são estaticamente estáveis e dinamicamente instáveis Assim corroborando os ensinamentos de Rocha 2009 e Saunders 1985 podemos afirmar que se um helicóptero com rotor principal que gira no sentido antihorário for atingido por uma rajada de vento da direita irá se mover para a esquerda e ao mesmo tempo girar para a direita Esta rajada diminui o ângulo de ataque das pás reduzindo a tração produzida pelo rotor de cauda Quando a rajada termina o helicóptero continua deslocando para a esquerda devido à inércia produzida naquele momento O vento que atinge o rotor de cauda reduz conhecimentogeraldoshelicopterosindb 111 030613 1215 112 Universidade do Sul de Santa Catarina rapidamente o ângulo de ataque aumenta e mais tração é produzida fazendo a aeronave guinar para a esquerda Essas guinadas para a direita e para a esquerda repetemse sozinhas com aumento de amplitude demonstrando que o helicóptero é dinamicamente instável A mesma situação ocorre quando a aeronave é atingida com rajadas pela esquerda durante os voos pairados Quando tratamos de um voo reto e nivelado o helicóptero se torna estaticamente e dinamicamente estável acima de certa velocidade O vento relativo durante o voo fornece força suficiente para manter a fuselagem e o rotor de cauda alinhados a esse vento e a empenagem produz força lateral funcionando como uma asa na vertical produzindo uma força de equilíbrio Caso alguma rajada tente desequilibrar a aeronave essas forças irão sobrepor e farão a aeronave retomar o voo normal Assim finalizamos essa seção concluindo que todas as aeronaves devem ser estaticamente estáveis ou seja devem ter a tendência de retornar à condição original de voo e dinamicamente podem ser estáveis indiferentes neutras e instáveis Assim sendo propiciam ao piloto tempo suficiente para atuar nos comandos e retomar um voo normal Seção 3 Pane do motor e voo em autorrotação O voo do helicóptero é considerado uma das atividades mais seguras do mundo Você estudou muitas peculiaridades relativas ao voo como seus sistemas e seu funcionamento e o comportamento do helicóptero quando em voo Ao fazermos uma breve comparação com o voo do avião monomotor um helicóptero monomotor tem uma maior chance de efetuar um pouso em segurança e esse talvez seja uma das principais conhecimentogeraldoshelicopterosindb 112 030613 1215 113 Conhecimento Geral dos Helicópteros Unidade 3 discussões envolvendo a comparação entre ambos Porém essa manobra não acontece naturalmente ou automaticamente muito pelo contrário requer uma grande carga de trabalho conhecimento e perícia do piloto para pousar a aeronave sem causar danos materiais e às pessoas tanto ocupantes do helicóptero quanto eventuais cidadãos que estarão sem cautela próximos ou no local de pouso Agora vamos estudar dentro de que se chama em aviação de Emergências aquela em que se exige do piloto o corte do motor e voo em manobra autorrotativa O que podemos entender como Emergência É toda situação em que ocorra falha ou mau funcionamento de algum sistema importante da aeronave que afete a segurança operacional ou ainda que indisponibilize ou impeça voo Pode ser causada por fatores intrínsecos ao material empregado nos sistemas da aeronave combustível contaminação falta ou combustível errado ou causado por danos externos tais como colisão com pássaros ingestão de material pela turbina entre outros Normalmente é percebida pelo piloto por meio de luzes no painel de alarmes ou pelo alarme sonoro Ainda a respeito de emergências é sabido que os fabricantes descrevem em seus manuais de voo as situações de incidentes clássicos Porém nas ações a serem executadas para cada incidente particular devese considerar a situação como um todo Assim define o Manual de instrução para pilotos THP 350 B2 da Helibrás 2002 Seção 31 p1 Nesta seção as expressões Pousar imediatamente Pousar Assim que Possível e Encurtar o Voo são empregadas de acordo com o grau de urgência devendo ser interpretadas da seguinte forma Pousar ou amerrissar imediatamente conhecimentogeraldoshelicopterosindb 113 030613 1215 114 Universidade do Sul de Santa Catarina Pousar assim que possível pousar no local mais próximo onde se possa efetuar um pouso em segurança Encurtar o voo não é recomendado um voo prolongado O pouso e a duração do voo dependem do piloto Portanto a emergência pode ocorrer de diversas formas Com exceção da pane de rotor de cauda a entrada em autorrotação é sem dúvida a mais crítica Se tomarmos como exemplo uma aeronave modelo HB 350 Esquilo em duas situações entraremos em autorrotação Apagamento do motor em voo sem possibilidade de reacendimento e fogo no motor A partir de agora estudaremos nesta Seção os principais conceitos relacionados ao voo em autorrotação e a falta repentina do motor em voo nos helicópteros 31 Autorrotação Estamos interessados com o que acontece a um helicóptero após uma perda de potência de motor por um motivo qualquer e com as opções do piloto para que realize uma descida e pouso com segurança Autorrotação é a manobra que os pilotos de helicóptero têm de fazer em caso de parada de seus motores permitindo que se faça um pouso de emergência Existe também a possibilidade de falha do rotor de cauda Nesse caso salvo determinadas peculiaridades de algumas aeronaves até mesmo uma aeronave bimotora será forçada a um pouso em autorrotação Durante essa manobra os rotores permanecem girando no mesmo sentido permitido pelo componente mecânico chamado roda livre e pelas forças geradas pelo vento relativo que passa pelo rotor principal durante a descida conforme nos ensina o Comandante Rocha 2009 Segundo Saunders 1985 a autorrotação é composta de três fases as quais serão descritas e discutidas separadamente quais sejam a descida uniforme arredondamento e toque no solo Figura 316 conhecimentogeraldoshelicopterosindb 114 030613 1215 115 Conhecimento Geral dos Helicópteros Unidade 3 Durante a execução da manobra o helicóptero pode ser controlado normalmente fazendo curvas aplicando os pedais e atuando no coletivo de acordo com o necessário mas sempre em voo descendente e ao aproximarse do solo executase uma manobra chamada de flare com o comando cíclico o que faz com que a aeronave perca velocidade e razão de descida acumulando rotação suficiente para o pouso Figura 316 Fases da autorrotação Fonte Rocha 2009 p85 Entrada em autorrotação Falhas no procedimento do piloto para realizar uma boa entrada em autorrotação após a parada do motor têm sido uma das principais causas de acidentes com helicópteros A chave para o sucesso na entrada em autorrotação é não permitir que a rotação do rotor caia abaixo dos limites permitidos Se a rotação do rotor cair além desses limites o rotor pode estolar e ter uma parada fatal Antes de atingir este ponto de irreversibilidade outras consequências desagradáveis como perda do gerador e da pressão hidráulica podem ocorrer e o mais grave haverá a perda do rotor de cauda de forma concomitante De acordo com Saunders 1985 a razão de queda da rotação é diretamente proporcional ao torque aplicado e inversamente proporcional ao momento de inércia 2ª Lei de Newton aplicada ao sistema rotacional O momento de inércia por sua vez é determinado pela massa do sistema e pela forma como essa é distribuída radialmente de acordo com a equação a seguir Estolar termo aeronáutico derivado da palavra estol significa entrar a aeronave em velocidade na qual perde a sustentação conhecimentogeraldoshelicopterosindb 115 030613 1215 116 Universidade do Sul de Santa Catarina I mr2 onde I é o momento de inércia m é a massa e r é a distância radial do centro de rotação à massa correspondente Se tomarmos como exemplo uma dada massa distante 6 m do centro de rotação ela será quatro vezes mais eficiente em termos de inércia rotacional do que essa mesma massa a 3 m Assim a inércia do rotor é um parâmetro que o projetista pode controlar existindo rotores de elevada inércia e rotores de baixa inércia Explica ainda Saunders 1985 p205 que do ponto de vista da diminuição da razão de queda de rotação do rotor após uma perda de potência é preferível uma inércia rotacional elevada Entretanto em termos de aumento de rotação durante o arredondamento flare antes do toque o oposto é verdadeiro As principais causas da queda de rotação do rotor são passo coletivo e torque correspondente elevados Dessa maneira a condição de voo na qual ocorre a perda de potência também afetará a razão de queda de rotação Ω De fato uma pane de motor em situações de alta potência passo coletivo elevado resultará em uma razão de queda de rotação maior do que em situações de voo em descida baixa potência A maneira de parar a queda de rotação Ω é reduzir rapidamente a demanda de potência necessária ao rotor por meio do abaixamento do comando coletivo redução do passo coletivo para mínimo Esse procedimento resulta em uma perda da sustentação do rotor porém cria um deslocamento de ar no rotor de baixo para cima primeiro prérequisito para uma autorrotação Assim a perda de altitude energia potencial se transforma em energia cinética rotacional para o rotor conhecimentogeraldoshelicopterosindb 116 030613 1215 117 Conhecimento Geral dos Helicópteros Unidade 3 Em situações de altas velocidades à frente existe um procedimento alternativo no caso de perda de potência pois nessa condição o piloto tem a vantagem da energia cinética associada à velocidade à frente Por meio de uma manobra denominada flare o piloto consegue tirar proveito dessa energia atuando no comando cíclico no sentido a cabrar antes de abaixar o comando coletivo Esse procedimento reduz o torque desacelerador no rotor e mantém a sustentação e a altitude até que o helicóptero atinja a velocidade recomendada de autorrotação a qual é prevista no manual de voo da aeronave Nessa velocidade o coletivo é reduzido para garantir a manutenção da rotação Ω Lembrese rotação perdida sem motor nunca mais será recuperada Autorrotação uniforme ou estabilizada Usando os ensinamentos de Saunders 1985 haverá uma autorrotação estabilizada ou uniforme quando o torque sobre o rotor for igual a zero resultando em uma rotação constante apesar de o motor desenvolver uma potência nula Nessa condição o rotor desenvolve sustentação igual ao peso e a aeronave desce com velocidade constante A fonte de energia para criar esta sustentação é a perda de energia potencial No voo com potência o comandante Mankel 1997 explica que o rotor desenvolve a tração e sustentação necessárias ao voo Ao verificarmos a Figura 317 podemos ver que a sustentação L é sempre perpendicular ao vento relativo VR O arrasto D por sua vez é sempre paralelo ao vento relativo VR A resultante R estará situada um pouco atrás da linha vertical imaginária que passa pelo centro de pressão CP tendendo a diminuir a rotação das pás pelo surgimento da componente horizontal AA Força Anti autorotativa No entanto no voo com potência a força antiautorrotativa é a anulada pela tração B Força do motor prevalecendo assim a Lei da Inércia conhecimentogeraldoshelicopterosindb 117 030613 1215 118 Universidade do Sul de Santa Catarina Figura 317 Perfil em voo com potência Fonte Mankel 1997 p99 Adaptada pelos autores De acordo com Mankel 197 p100 se mantivermos o mesmo passo das pás em caso de falha do motor o ar mudando a direção de seu fluxo agora de baixo para cima formará um grande ângulo de ataque A resultante R cairá bem para trás da vertical fazendo aumentar sua componente horizontal AA Força Antiautorrotativa que forçará a diminuição progressiva da rotação das pás Quando ocorrer a falha do motor em voo ocasionando o sintoma de baixa RPM se de imediato o passo coletivo for colocado em mínimo o ângulo de ataque que ainda será grande será reduzido e forçará a queda da resultante R para frente da vertical Figura 317 Surgirá então a componente horizontal A força autorrotativa A que pela ação da inércia já citado anteriormente manterá a rotação das pás Entretanto a força autorrotativa A atua somente nos 23 internos do disco rotor O 13 externo estando animado por maior velocidade tangencial terá maior arrasto e consequentemente forçará a queda da resultante R para trás da vertical fazendo surgir novamente a força antiautorrotativa AA Estas duas forças citadas A e AA devem se equilibrar para que as pás permaneçam girando em autorrotação Figura 318 conhecimentogeraldoshelicopterosindb 118 030613 1215 119 Conhecimento Geral dos Helicópteros Unidade 3 O comandante Mankel 1997 p101 cita que cada helicóptero possui uma rotação ideal na qual as forças se equilibram e as pás permanecem girando em velocidade constante Figura 318 Forças autorrotativa e antiautorrotativa Fonte Mankel 1997 p101 Adaptada pelos autores Arredondamento e pouso O professor Saunders 1985 p217 cita que uma autorrotação bem sucedida termina com uma transformação cuidadosamente cronometrada de energia cinética rotacional cinética e potencial de modo que seja atingida uma condição de velocidade o mais próximo possível de zero ao instante do toque que cada autorrotação que você vença é um sucesso Uma manobra particular denominada flare Figura 319 permite a transformação de parte da energia de translação do helicóptero em energia cinética rotacional para o rotor O procedimento consiste em cabrar o helicóptero ao fim da descida em voo oblíquo a certa altura do solo a fim de reduzir a velocidade de translação Essa manobra resulta em um aumento coletivo do ângulo de ataque das pás e consequentemente em uma elevação na rotação do rotor Assim podese conferir ao rotor uma maior capacidade de sustentação para ao final da manobra após nivelar a aeronave com cíclico à frente possibilitar ao piloto amortecer o toque no solo por meio do aumento do passo coletivo conhecimentogeraldoshelicopterosindb 119 030613 1215 120 Universidade do Sul de Santa Catarina Figura 319 Flare idealizado Fonte Cruz 200 p150 Adaptada pelos autores É notório que o sucesso de um pouso após a pane do motor depende da precisão no tempo de ação por parte do piloto Essa precisão pode e deve ser melhorada por meio de treinamento em que a manete de potência é reduzida de forma que o motor seja desengrazado mas correndo o risco de não haver tempo suficiente de engrazálo quando as ações do piloto não corresponderem aos procedimentos corretos e precisos Atualmente apenas algumas escolas especializadas em treinamentos de emergências fazem autorrotação com motor desengrazado Por fim com o intuito de ilustrar como os manuais de voo tratam os procedimentos de autorrotação vamos utilizar o exemplo do Manual de Voo do HB 350 B2 da Helibrás o qual traz em sua Seção 31 PROCEDIMENTOS DE EMERGÊNCIA página 1 ÍTEM 2 os procedimentos de pouso em autorrotação após pane do motor conhecimentogeraldoshelicopterosindb 120 030613 1215 121 Conhecimento Geral dos Helicópteros Unidade 3 POUSO EM AUTOROTAÇÃO 21 Procedimento de pouso em autorrotação após pane do motor Reduzir o passo coletivo Observar e controlar a rotação do rotor Manter uma velocidade de aproximadamente 65 kt 120 kmh Posicionar a manete de vazão no entalhe CORTE Dependendo da causa da pane do motor Reacender o motor consultar 32 desta seção Caso contrário Fechar a válvula de corte de combustível Desligar as bombas de combustível o gerador o alternador se instalado a chave geral se houver cheiro de fumaça Manobrar para aproar o vento na aproximação final Numa altura de aproximadamente 65 ft 20 m acima do solo iniciar arredondamento flare Numa altura de 20 a 25 ft 6 a 8 m em altitude constante aplicar progressivamente o passo coletivo a fim de reduzir a razão de descida Antes de tocar o solo nivelar a aeronave e manter a proa alinhada Reduzir lentamente o coletivo após tocar o solo Com a descrição dos procedimentos supracitados podemos notar a preocupação do fabricante em detalhar o que deve ser feito pelo piloto após uma pane de motor e entrada em autorrotação Porém nunca é demais repetir que teoria sem treinamento e prática em aviação não funciona conhecimentogeraldoshelicopterosindb 121 030613 1215 122 Universidade do Sul de Santa Catarina Diagrama alturavelocidade Curva do Homem Morto A finalidade do diagrama alturavelocidade HV ou Curva do Homem Morto é mostrar as combinações de altura e velocidade à frente do helicóptero nas quais o fabricante não garante a realização de um pouso seguro após uma pane repentina do motor Sua obtenção é obrigatória em todas as condições de peso e de altitudedensidade do envelope aprovado para decolagem e pouso conforme estabelecido nos parágrafos 79 e 87 do FAR 27 e 29 respectivamente para helicópteros categoria normal e transporte A Figura 320 apresenta um diagrama HV típico encontrado nos manuais de voo Nela se observam duas áreas a evitar conhecidas como áreas de alta e de baixa velocidade A de baixa velocidade por sua vez subdividese nos setores 1 a 2 e 2 a 3 denominadas respectivamente de limite superior e inferior Figura 320 Curva do Homem Morto Fonte Saunders 1985 p220 Adaptada pelos autores Tal diagrama é estabelecido a partir de uma campanha de ensaios em voo na qual a aproximação dos limites é feita de maneira gradual Baseado nos ensinamentos do professor Saunders 1985 algumas considerações devem ser feitas a respeito da elaboração desse tipo de curva conhecimentogeraldoshelicopterosindb 122 030613 1215 Conhecimento Geral dos Helicopteros de interesse do construtor que as areas evitaveis sejam tao pequenas quanto possivel competiao comercial 0 voo é executado por pilotos de provas que consideram para fins de andlise de qualidades de pilotagem da aeronave as habilidades e conhecimentos de um piloto mediano porém nao sao utilizados pilotos medianos nos voos de ensaio segundo as normas civis o tempo de reaao dos pilotos nao ultrapassa um segundo Muitos pilotos medianos podem levar mais tempo para diagnosticar o problema e reagir a curva é demonstrada simulandose uma pane redugao do motor dessa forma o piloto de provas tem conhecimento prévio da falha do motor e acurva é frequentemente determinada e demonstrada a partir de uma condiao de voo retilineo e uniforme Panes em subida e em curvas nao sao exigidas O tamanho da area de baixa velocidade a evitar depende de varios fatores Para um dado helicdptero aumentando o peso eou a altitudedensidade expandese a regiao insegura especialmente a 4rea compreendida entre os pontos 1 e 2 da Figura 320 que cresce de maneira proporcional a tais aumentos Outra consideragao a ser feita é que os Manuais de voo normalmente trazem poucas informa6es a respeito da técnica de pilotagem apropriada apds uma pane de motor A técnica exigida para demonstrar uma autorrotacao bem sucedida a partir do ponto de inflexao da curva ponto 2 da Figura 320 é bem diferente daquela exigida a alta velocidade e a baixa altura A maioria dos programas de instrugao enfatiza a pratica da autorrotaao a partir de uma posicao de encaixe a cerca de 800 ft acima do terreno e a uma velocidade moderada fora da area insegura do diagrama Em certa experiéncia foi solicitado a um grupo de instrutores para demonstrar pousos em autorrotacao a partir do ponto de inflexao ponto 2 de um diagrama HV Unidade 3 123 124 Universidade do Sul de Santa Catarina previsto no Manual de Voo Todos falharam exigindo uma recuperação com potência Portanto é de suma importância a observação deste diagrama pois a altura exigida em voo para helicópteros é de 500 pés acima do terreno e dependendo da velocidade em que desloca pode não haver tempo suficiente para escolher um local e efetuar um pouso seguro em caso de pane do motor Seção 4 Vibração em helicópteros Todo helicóptero sacode Essa Seção busca descrever os tipos de vibração e como elas interagem com pilotos tripulantes e aeronave As exigências de conforto e bemestar dos passageiros e tripulantes aliados aos requisitos de aviação existentes e aos fatores de manutenção relacionados com a vida e a fadiga dos componentes obrigaram os fabricantes a reduzirem os níveis de vibração em todas as partes das aeronaves Para tanto são desenvolvidos e implementados sistemas de absorção e de isolamento de vibrações bem como são aplicados procedimentos para balanceamento e correção de trajetória da pá Além disso são realizadas modificações de projeto no que se refere aos modos naturais tanto da pá como da fuselagem 41 Vibração O conhecimento da vibração nas aeronaves de asas rotativas é extremamente importante O helicóptero tem em sua engenharia diversos tipos de esforços os quais transmitem alguma consequência para a estrutura da aeronave e para o material humano que o opera Devido à sua própria concepção o helicóptero é submetido a esforços periódicos vibrações provenientes conhecimentogeraldoshelicopterosindb 124 030613 1215 125 Conhecimento Geral dos Helicópteros Unidade 3 de várias fontes de excitação rotor principal rotor de cauda árvores de transmissões grupo motopropulsor e estabilizadores horizontal e vertical VIEIRA E SERAPIÃO 2003 p 249 Todas as fontes citadas excitam a célula do helicóptero que por sua vez reage segundo suas próprias características flexão e torção desencadeando assim certo modo vibratório que será percebido pelos tripulantes conforto e pelos diversos equipamentos dispostos sobre a aeronave fadiga de material A deformação da célula comporta pontos de máxima amplitude e de amplitude nula causando níveis de vibração diferentes em cada parte do helicóptero O comandante Rocha 2009 p99 descreve vibração como algo que ocorre quando um corpo descreve um movimento oscilatório em torno de um ponto de referência O número de vezes de um ciclo completo de um movimento durante um período de um segundo é chamado de frequência e é medido em Hertz Hz Antes de darmos continuidade ao estudo da vibração em helicópteros vamos nos interar sobre o que sejam movimentos oscilatórios citados na definição acima 411 Movimentos oscilatórios Entre os movimentos encontrados na natureza um dos mais importantes é o oscilatório no qual uma determinada partícula se move em torno de uma posição de equilíbrio Um corpo deve satisfazer duas condições para que ele oscile ser capaz de armazenar energia potencial isto é precisa de elasticidade e deve ser capaz de ter energia cinética isto é deve ter massa A oscilação representa portanto o intercâmbio contínuo de energia cinética e potencial O que se propaga nos movimentos ondulatórios são o estado de vibração e em última análise energia e quantidade de movimento conhecimentogeraldoshelicopterosindb 125 030613 1215 126 Universidade do Sul de Santa Catarina O movimento oscilatório pode repetirse regularmente como no rotor de um helicóptero ou apresentar irregularidade considerável como em terremotos Quando o movimento se repete em intervalos iguais de tempo T chamado de período da oscilação ele é denominado de movimento periódico sendo que a recíproca f lT é conhecida como frequência A forma mais simples do movimento periódico é o harmônico que pode ser obtido por exemplo a partir da projeção de um ponto que se move numa circunferência à velocidade angular constante 42 Tipos de vibração Os níveis de vibração devem ser mantidos em valores aceitáveis os quais são estabelecidos no manual de voo da aeronave a fim de proporcionar conforto ao piloto e aos passageiros bem como evitar a ruptura de determinado componente por fadiga de material Níveis altos de vibração tiram a atenção do piloto comprometendo a segurança operacional aeronáutica A causa principal das vibrações é o desbalanceamento ou track defeituoso dos rotores principal e de cauda De acordo com Vieira e Serapião 2003 o desbalanceamento resulta da não coincidência do centro de gravidade do rotor com seu eixo de rotação e pode ser proveniente de uma diferença de massa de um elemento qualquer do rotor de uma dissimetria da cabeça do rotor e de uma diferença no movimento de arrasto de uma pá em relação às demais amortecedor de arrasto danificado ou mal regulado O track defeituoso resulta em uma diferença da trajetória de cada pá diferença de batimento ou seja uma pá sobe mais do que a outra As causas mais comuns de um track defeituoso são a má regulagem ou a folga excessiva nas bielas de comando do passo coletivo o ajuste incorreto nos compensadores das pás e defeito na centragem da pá em profundidade sentido da corda conhecimentogeraldoshelicopterosindb 126 030613 1215 Conhecimento Geral dos Helicopteros Os pilotos devem sempre relatar as vibracgdes percebidas em relatorio de manutengAo o qual deve ser avaliado pelos mecanicos de manutenc4o aeronautica e sanadas o mais breve possivel As vibragdes mais comuns podem ser divididas em trés tipos Vibracgao de baixa frequéncia Vibracao de freqiiéncia intermediaria e Vibracgao de alta frequéncia A referéncia que utilizaremos para a medigao de frequéncia sera a do rotor principal por ser um dos componentes de menor rotacao durante o seu funcionamento a partir do qual tomamos como referéncia a vibracdo de baixa frequéncia A partir dai o utilizaremos para referir as vibragdes de média e de alta frequéncia 421 Vibracao de baixa frequéncia Sao faceis de contar e correspondem aproximadamente a uma vibracao por cada volta do rotor Sao também conhecidas por vibragées tipo 1 por 1 11 e possuem frequéncia entre 100 e 400 Hz A vibracao de baixa frequéncia 11 dividese em dois tipos 4211 Vertical Ocorre quando uma pa desenvolve maior sustenta4o que a outra ou seja esta fora de tracking Ela sacode o helicdptero de baixo para cima e viceversa Aparece em todas as manobras geralmente aumenta com a velocidade Sentido da vibragao Vertical percebida pelo piloto como um galope Causa Pas do rotor principal fora de tracking ou desbalanceado Correcgao O Comandante Mankel 1997 p132 assim descreve como deve ser a correcao deste tipo de vibracao Unidade 3 127 128 Universidade do Sul de Santa Catarina Os mecânicos podem utilizar dois métodos mecânico ou eletrônico No sistema mecânico utilizase uma bandeirola que será tocada na ponta das pás durante o giro no solo Cada ponta de pá tem um local exato para receber uma marcação de tinta Colocase por exemplo na pá nº1 uma marca com tinta vermelha a pá nº 2 uma pintura azul Ao tocarem na bandeirola ficarão as duas marcas e então saberemos qual a pá que está mais alta Pronto é só regular os compensadores tab para que passem exatamente na mesma pista No método eletrônico usase o vibrex que consiste no uso de um strobex ou seja uma projeção de um feixe eletrônico de encontro a refletores instalados na ponta das pás 4212 Lateral Vibração percebida de forma lateral é geralmente causada por desequilíbrio do rotor principal Sacode o helicóptero de um lado para outro permanecendo constante em diferentes velocidades Causa Rotor principal desbalanceado Correção Pelo método da correção estática o rotor principal é retirado do helicóptero colocado em um local a prova de qualquer corrente de vento sendo então verificada qual é a pá que está mais pesada Através de pequenas bolinhas de chumbo é feita a compensação adicionando ou retirando o peso até que as pás estejam exatamente com o mesmo peso MANKEL 1997 p132 422 Vibração de frequência intermediária Também conhecidas como vibrações do tipo 2 por 1 1000 a 2000 Hz Correspondem aproximadamente a duas vibrações por cada volta do rotor Sacode a aeronave lateralmente e aparece entre 15 e 20 milhas por hora kt resumem os comandantes Vieira e Serapião 2003 conhecimentogeraldoshelicopterosindb 128 030613 1215 129 Conhecimento Geral dos Helicópteros Unidade 3 Ainda sobre este tipo de vibração ensinanos Mankel 1997 p132 que esta vibração é considerada normal quando ocorre no início do deslocamento do helicóptero fluxo transverso Caso essa vibração venha a persistir durante o voo é muito provável que tenhamos problemas nos amortecedores do sistema de transmissão 423 Vibração de alta frequência Esta vibração é praticamente impossível de se determinar a frequência Apresentamse como zumbido acima de 2000 Hz Normalmente o piloto percebe esse tipo de vibração sentindo uma espécie de formigamento nos pedais e um forte zumbido Causa Rotor de cauda desbalanceado Correção A haste de mudança de passo deve ser ajustada Em caso de desbalanceamento do rotor de cauda os procedimentos devem ser os mesmos adotados na correção do desbalanceamento do rotor principal Outras situações de vibração de alta frequência Vibração sentida na fuselagem e nos pedais quando em voo pairado com vento cruzado tem sua causa provocada pelo batimento excessivo das pás do rotor de cauda e é considerada normal Vibração sentida na fuselagem em todas as manobras diminuindo ou desaparecendo em auto rotação tem sua causa relacionada à trepidação do motor ou do ventilador VIEIRA E SERAPIÃO 2003 p251 Devemos ter muito cuidado com vibrações se elas forem excessivas poderão ocasionar a perda de comando e uma queda descontrolada conhecimentogeraldoshelicopterosindb 129 030613 1215 130 Universidade do Sul de Santa Catarina Figura 321 Vibrações Fonte Rocha 2009 p100 Adaptada pelos autores Pronto Já vimos como as vibrações se comportam em relação ao helicóptero e à sensação do piloto Agora vamos estudar quais são os efeitos delas no corpo humano 43 Efeitos das vibrações no corpo humano As vibrações dos helicópteros possuem uma frequência que pode variar de 3 Hz a 60 Hz conforme o número de pás e o regime de rotação do rotor As principais faixas de frequências naturais do corpo humano e portanto aquelas que entram em ressonância com a excitação do meio são a de 4 a 8 Hz região torácica interna e abdômen interno vísceras b de 11 a 15 Hz coluna vertebral com a massa muscular adjacente e articulações de todo o corpo c de 17 a 25 Hz caixa craniana d de 25 a 40 Hz globo ocular com prejuízos para a função visual e consequentemente diminuindo a sua acuidade e e de 40 a 60 Hz caixa torácica costelas e músculos intercostais conhecimentogeraldoshelicopterosindb 130 030613 1215 131 Conhecimento Geral dos Helicópteros Unidade 3 As vibrações verticais certamente produzem os efeitos mais nocivos sobre o corpo dos tripulantes As exposições prolongadas e repetidas às vibrações de diferentes frequências amplitudes e direções podem provocar várias agressões ao corpo humano como dores de cabeça zumbidos malestar generalizado sensação de torpor de fraqueza geral irritabilidade redução da vontade e da capacidade de concentração redução dos reflexos depressão psíquica assim como fadiga dos olhos e ouvidos Esses distúrbios dependendo da intensidade e da persistência podem contribuir decisivamente para a fadiga dos pilotos assim como constituem um perigo potencial para os acidentes aeronáuticos 44 Influências da vibração Para finalizar o estudo das vibrações produzidas por helicópteros vamos agora estudar a sua influência no corpo humano As vibrações são transmitidas ao piloto pelos seus pés e pelo assento A magnitude e a frequência dependem do tipo de helicóptero Do ponto de vista mecânico o corpo humano é uma estrutura complexa com tecido viscoelástico completado por um tecido ósseo O corpo humano portanto pode ser considerado como um sistema de massas separadas por molas Quando excitado por certas frequências pode ocorrer uma ressonância no corpo humano especialmente na falta de um amortecimento adequado da vibração com deformação ou deslocamento dos órgãos internos Suportando grande massa muscular a coluna tem que absorver as vibrações tornandose rapidamente o ponto de dor conhecimentogeraldoshelicopterosindb 131 030613 1215 132 Universidade do Sul de Santa Catarina Seção 5 Ruído em helicópteros Os efeitos do ruído sobre a audição provocados pelos componentes dinâmicos dos helicópteros são tão danosos e fatigantes quanto os efeitos das vibrações Não há dúvida de que a exposição prolongada e repetida ao ruído causa fadiga auditiva e tem uma influência considerável no agravamento da fadiga geral Cruz 200 explica que os ruídos ao atingirem determinada intensidade cerca de 80 dB durante 12 a 16 horas de exposição produzem primeiramente um estado de adaptação que consiste numa ascensão do limiar de percepção acústica TTS Temporary Threshold Shift Se o ruído persistir essa elevação do limiar tornase mais duradora ATTS Asymptotic TTS permanecendo no mesmo nível após a interrupção do ruído Entretanto se a interrupção do ruído durar alguns dias o limiar retornará ao seu nível normal Repetindo seguidamente essa exposição prolongada ao ruído terá início um estado de adaptação que pode terminar em fadiga auditiva definida como a redução da sensitividade de percepção devido à contínua estimulação do aparelho auditivo Essa redução persistirá ainda por algum tempo depois de cessado o ruído Ela será seguida por um período de recuperação que pode ser rápido inicialmente e mais lento em seguida com a possibilidade de interrupção ou breves retrocessos Existe uma evidente relação entre a fadiga e a intensidade de estimulação particularmente após os 60 dB assim como entre a fadiga e o tempo da estimulação Se a exposição ao ruído for habitual as pessoas predispostas podem se não utilizarem proteção adequada atingir o último estágio a surdez Neste caso o TTS transformarseá em PTS Permanent Threshold Shift com redução permanente do nível auditivo A surdez permanente dependerá de várias causas podendo ser de natureza endógena idade predisposição individual e afecções anteriores do ouvido ou exógena intensidade frequência ritmo de ruído e condições de trabalho conhecimentogeraldoshelicopterosindb 132 030613 1215 133 Conhecimento Geral dos Helicópteros Unidade 3 Além dos efeitos locais no aparelho auditivo o ruído pode também atingir o sistema nervoso central o sistema circulatório o aparelho respiratório e até mesmo o aparelho digestivo agravando desse modo a fadiga de voo em geral É importante notar entretanto que os efeitos do ruído não se manifestam nos indivíduos protegidos por capacetes ou por proteção nos ouvidos 51 Ruído produzido por helicóptero De acordo com o mestre Cruz 200 o ruído produzido por um helicóptero deve ser analisado sob dois aspectos principais o ruído externo que perturba o meio ambiente e o ruído interno relacionado diretamente com o conforto dos passageiros O ruído do ponto de vista externo deve ser levado em consideração nos projetos pois o helicóptero é uma aeronave que possui a grande vantagem de operar dentro de áreas densamente urbanizadas decolando e aterrissando muito próximo a pessoas e a construções habitacionais Atualmente essa facilidade tem sido o pivô de grandes disputas em algumas cidades americanas envolvendo ambientalistas de um lado comunidade de asas rotativas operadores indústrias pesquisadores e cientistas de outro e tendo como árbitros políticos funcionários do FAA Federal Aviation Administration e opinião pública Além das batalhas judiciais com relação à restrição de sobrevoo dos Parques Nacionais Americanos um exemplo relativamente recente dessa disputa se observou quando Rudolph W Giuliani na época prefeito de New York comandou pessoalmente o fechamento de um heliporto situado na East 60th Street devido a críticas populares com relação ao ruído e a segurança No Brasil não é diferente Em São Paulo moradores do bairro Butantã também reclamam da falta de tranquilidade devido aos conhecimentogeraldoshelicopterosindb 133 030613 1215 134 Universidade do Sul de Santa Catarina ruídos produzidos por aeronaves apesar de que por aqui ainda não ocorreram batalhas jurídicas sobre o tema Diante desse cenário os órgãos reguladores não poderiam ficar calados O FAR 36 e o Anexo 16 da ICAO estabelecem limites máximos de ruído em função do peso máximo de decolagem tanto para aeronaves de asa fixa como para helicópteros civis Um helicóptero com peso máximo de decolagem de 2730 kg por exemplo não pode ter um nível de ruído superior a 87378 dB medido a 150 metros de distância da aeronave Devese notar ainda que o ruído externo é uma preocupação nos projetos militares principalmente em helicópteros concebidos para missões de reconhecimento e ataque onde a emissão acústica pode eliminar o efeito surpresa permitindo a detecção prematura da aeronave e até mesmo a sua identificação assinatura acústica de cada modelo de helicóptero Quanto ao ruído interno da cabine sabese que é naturalmente mais elevado nos helicópteros do que nos aviões exigindo que o peso vazio da aeronave aumente devido ao acréscimo de isoladores acústicos Afinal o que é ruído Assim define Cruz 200 p224 O ruído é definido como a perturbação da pressão estática em função do tempo e é medido em decibéis Sua emissão e propagação são regidas pelos mesmos princípios físicos dos escoamentos aerodinâmicos não estacionários sendo que no helicóptero tais perturbações acústicas são produzidas por fontes mecânicas e aerodinâmicas conhecimentogeraldoshelicopterosindb 134 030613 1215 Conhecimento Geral dos Helicopteros 511 Fontes mecanicas As fontes mecdnicas s4o os ruidos provenientes das partes mecanicas e da estrutura do helicdptero ou seja Caixa de reducao do motor Caixa de transmissiao principal e de acessérios Caixa de transmissdo traseira e a VibracGes na estrutura Cruz 200 explica que para as partes mecAnicas que giram os ruidos sao facilmente identificaveis pois esto associados a rotacao do rotor principal Esses ruidos destacandose o da caixa de transmissao principal tem uma regiao de influéncia muito grande proxima a fuselagem e a cabine Devido as dificuldades de minimizar os ruidos diretamente na fonte ha a necessidade de fazer tratamentos actisticos na cabine usandose por exemplo tecidos em 14 de vidro o que penaliza o peso vazio do helicéptero 512 Fontes aerodinamicas O rotor principal o rotor de cauda e a entrada de ar do motor sao as principais fontes de ruidos acusticos de origem aerodinamica do helicéptero 5121 Ruido do rotor Dependendo do regime de operagao da aeronave os ruidos provenientes do rotor podem ser separados em trés grupos a Ruido rotacional E o ruido proveniente das componentes das forgas periddicas de sustentacao e de arrasto das pasCRUZ 200 p225 Unidade 3 135 136 Universidade do Sul de Santa Catarina b Ruído de vórtice Também chamado de ruído de banda larga As pás de um rotor em movimento geram turbilhões no bordo de fuga que por sua vez provocam flutuações aleatórias da sustentação Tais flutuações são as principais responsáveis pelo ruído de vórtice ou de banda larga com intensidade superior ao ruído rotacional e engloba uma porção substancial da faixa audível de cerca de 150 a 1000 Hz com picos em torno de 300 ou 400 Hz Na condição de sustentação nula passo zero esse ruído é similar ao de um carro em alta velocidade devido às sacudidelas e saltos das moléculas de ar aceleradas por meio da camadalimite das pás em direção ao bordo de fuga delas Impondose sustentação são formados os vórtices de ponta da pá que passam como que a rugir mais e mais à medida que a sustentação aumenta CRUZ 200 O ruído de vortex engloba ainda os ruídos devido aos efeitos de separação e de turbulência da camadalimite e dos efeitos da esteira do rotor sendo a principal fonte de incômodo acústico em rotores de grande diâmetro c Ruído de Slap Blade Slap ou ruído impulsivo Enquanto os tipos anteriores de ruído se observam em qualquer condição de voo incluindo o voo pairado o ruído semelhante a uma palmada violenta slap sobre a mesa só verificase no voo à frente e tem duas origens distintas o surgimento dos efeitos de compressibilidade e a interação do vórtice de uma pá sobre a outra 5122 Ruído do motor Os motores turboeixo tais como o HB 350 Esquilo são uma fonte de ruído muito incômoda especialmente na direção da entrada de ar Geralmente o primeiro estágio de um compressor apresenta um regime supersônico na extremidade da palheta produzindo ondas de choque com grandes perturbações acústicas conhecimentogeraldoshelicopterosindb 136 030613 1215 137 Conhecimento Geral dos Helicópteros Unidade 3 52 Técnicas de redução de ruídos Os fabricantes de helicópteros buscam cada vez mais desenvolver tecnologia e técnicas que reduzam os ruídos tanto internos quanto externos De acordo com Cruz 200 a ferramenta tecnológica mais direta para diminuir o ruído dos rotores principal e de cauda consiste em escolher valores mais baixos de velocidade de ponta de pá na fase conceitual do projeto De fato todos os tipos de ruído especialmente o rotacional e o de slap são reduzidos nessa condição Entretanto diminuir a velocidade de ponta de pá significa exigir maior área de pá e em consequência rotores mais pesados o que compromete o desempenho da aeronave Uma solução moderna para enfrentar os efeitos de compressibilidade da pá que avança envolve modificações na geometria das pontas dessas pás Tais modificações podem incluir implantação de diedro negativo que pode ser observado nos modelos SikorskyBoeing RAH66 Comanche Figura 322 e GKN Westland Lynx Mk9 ou mesmo alterações exóticas como a ponta da pá do modelo Super Lynx conhecida como paddle tip blade Figura 323 desenvolvida dentro do programa BERP British Experimental Rotor Program Figura 322 Vista de cima do Comanche Fonte Cruz 200 p228 conhecimentogeraldoshelicopterosindb 137 030613 1215 138 Universidade do Sul de Santa Catarina Figura 323 PaddleTip Blade do Super Lynx Fonte Cruz 200 p229 Especificamente com relação ao rotor de cauda segunda fonte principal de ruído externo do helicóptero a utilização de rotores tipo fenestron Figura 324 com pás não igualmente espaçadas e com espessura menor como se observa nos modelos de helicópteros EC120 EC135 e EC155 ajudam a reduzir esse nível de ruído De fato como as pás têm uma distância muito pequena das paredes do duto formado pelo estabilizador vertical praticamente não há vórtices de ponta para influenciar a outra pá além do que o ruído oriundo dessas pás é no mínimo parcialmente bloqueado pelo duto Figura 324 Rotor tipo Fenestron Fonte Flyheli 2011 Para a redução dos ruídos internos são utilizados isoladores acústicos os quais aliam os efeitos de máscaras acústicas e de atenuação por paredes com cavidades ressonantes O material mais usado é a fibra de vidro e a parede geralmente é composta por uma colmeia onde o tecido oferece uma resistência ao escoamento e por uma cobertura perfurada conhecimentogeraldoshelicopterosindb 138 030613 1215 139 Conhecimento Geral dos Helicópteros Unidade 3 Por fim devemos salientar que a participação dos pilotos na redução de ruídos também é importante Como Simples basta seguir o que em aviação chamamos de técnicas de voo para redução de ruídos Essa técnica consiste em iniciar o procedimento de descida com uma velocidade à frente e com uma razão de descida maiores que as convencionais Basicamente tratase de utilizar uma rampa mais vertical e com uma velocidade maior expondo ao ruído o mínimo possível à vizinhança localizada próxima à área de pouso Síntese Nesse conteúdo composto de cinco seções você estudou o voo pairado voo vertical e a frente a manobrabilidade estabilidade estática e dinâmica a pane do motor e o voo em autorrotação a vibração e o ruído em helicópteros Você estudou a prática do voo de um helicóptero quando hoverado que é aquele em que o helicóptero está estável em relação ao solo ou seja não há deslocamento em relação ao solo a velocidade do vento em relação à aeronave é nula Como a intenção é o estudo do voo de aeronave de asa rotativa conhecendo o movimento do Centro de Gravidade em relação ao sistema de referência adotado você pôde incorporar os conceitos de Centro de Gravidade Plano de Rotação Eixo de Rotação Disco do Rotor Solidez Parcial e Total Razão de Carga Área de Sustentação e Arrasto entre as mais importantes assim definiu a composição de forças para manter um helicóptero no voo pairado com e sem vento Você viu que o voo pairado é na realidade uma situação particular do voo vertical quando a velocidade vertical é nula No caso dessa velocidade ser diferente de zero com velocidade à frente nula temse as subidas e descidas verticais que é outra condição de voo característica do helicóptero distinguindoo das aeronaves de asas fixas conhecimentogeraldoshelicopterosindb 139 030613 1215 140 Universidade do Sul de Santa Catarina Quando você estudou a dinâmica do voo em seus movimentos por meio de seus eixos imaginários percebeu a necessidade de entender como pode uma aeronave tão peculiar manterse em equilíbrio para voar Os movimentos em torno de seu centro de gravidade puderam ser determinados pelo controle e estabilidade do helicóptero A manobrabilidade pode ser definida como a habilidade de uma aeronave de asa rotativa em mudar a direção do seu voo e até mesmo acelerar linearmente de acordo com o envelope de potência e energia disponíveis Portanto a manobralibilidade deve sempre ser considerada sobre três parâmetros muito importantes que são a margem de potência disponível do motor a qual pode ser usada para subir acelerar longitudinalmente ou mesmo para manter e sustentar uma determinada velocidade durante uma curva a margem de sustentação do rotor a fim de que não se excedam os ângulos de ataque das pás a tal ponto que possam causar estol do conjunto rotativo e o momento de controle em rolamento arfagem e guinada Quando o comportamento da aeronave isto é o equilíbrio dela é perturbado você estudou que ela teve problemas com a sua estabilidade Um corpo pode estar em equilíbrio instável estável ou indiferente sendo estudado no aspecto estático e dinâmico Podemos afirmar que os helicópteros são estaticamente estáveis e dinamicamente instáveis no plano longitudinal Pôde perceber as muitas peculiaridades relativas ao voo como seus sistemas e seu funcionamento e o comportamento do helicóptero quando em voo Quando tudo funciona bem podemos concluir que o voo é perfeito Porém não raras vezes aviadores tem que se deparar com problemas relativos ao funcionamento do motor que por razões diversas podem repentinamente parar de funcionar Ao fazermos uma breve comparação com o voo do avião monomotor um helicóptero monomotor tem uma maior chance de efetuar um pouso em segurança utilizando a técnica de autorrotação Porém essa manobra não acontece naturalmente ou automaticamente muito pelo contrário requer uma grande carga de trabalho conhecimento e perícia do piloto para pousar a aeronave sem causar danos materiais e às pessoas tanto ocupantes do helicóptero quanto eventuais cidadãos que estarão incautamente conhecimentogeraldoshelicopterosindb 140 030613 1215 141 Conhecimento Geral dos Helicópteros Unidade 3 próximo ou no local de pouso Autorrotação é a manobra que os pilotos de helicóptero têm que fazer em caso de parada de seus motores permitindo que se faça um pouso em emergência Viu que existe também a possibilidade de falha do rotor de cauda Nesse caso salvo determinadas peculiaridades de algumas aeronaves até mesmo uma aeronave bimotora será forçada a um pouso em autorrotação Durante essa manobra os rotores permanecem girando no mesmo sentido permitido pelo componente mecânico chamado roda livre e pelas forças geradas pelo vento relativo que passa pelo rotor principal durante a descida É muito importante lembrar que o piloto tem frações de segundo para identificar a pane e tomar a decisão de efetuar a manobra Rotação perdida sem motor nunca mais será recuperada Verificou também que o helicóptero chacoalha bastante Para isso foi necessário entender os tipos de vibração e como elas interagem com pilotos tripulantes e aeronave As exigências de conforto e bemestar dos passageiros e tripulantes aliados aos requisitos de aviação existentes e aos fatores de manutenção relacionados com a vida e a fadiga dos componentes obrigaram os fabricantes a reduzirem os níveis de vibração em todas as partes das aeronaves Verificou que o helicóptero é submetido a esforços periódicos vibrações provenientes de várias fontes de excitação rotor principal rotor de cauda árvores de transmissões grupo motopropulsor e estabilizadores horizontal e vertical Foi possível identificar que as vibrações mais comuns podem ser divididas em três tipos vibração de baixa frequência vibração de frequência intermediária e vibração de alta frequência E por fim pôde identificar os efeitos do ruído sobre a audição provocados pelos componentes dinâmicos dos helicópteros os quais são tão danosos e fatigantes quanto os efeitos das vibrações Não há dúvida de que a exposição prolongada e repetida ao ruído causa fadiga auditiva e tem uma influência considerável no agravamento da fadiga geral Existe uma evidente relação entre a fadiga e a intensidade de estimulação particularmente após os 60 dB assim como entre a fadiga e o tempo da estimulação Compreendeu que se a exposição ao ruído for habitual as pessoas predispostas podem se não utilizarem proteção adequada atingir o último estágio a surdez conhecimentogeraldoshelicopterosindb 141 030613 1215 142 Universidade do Sul de Santa Catarina Atividades de autoavaliação 1 Descreva o que é manobrabilidade e cite os parâmetros mais importantes a serem considerados 2 Descreva o que é autorrotação e cite suas fases conhecimentogeraldoshelicopterosindb 142 030613 1215 143 Conhecimento Geral dos Helicópteros Unidade 3 Saiba mais Se você desejar aprofunde os conteúdos estudados nesta unidade ao consultar as seguintes referências PROUTY R W Helicopter Aerodynamics Rotary Wing International PJS Publications Inc 1992 SAUNDERS GH A dinâmica do voo de helicóptero Rio de Janeiro LTC 1985 VIEIRA Boanerges SERAPIÃO Antônio Carlos Aerodinâmica de helicópteros Rio de Janeiro Reditora Rio 2003 conhecimentogeraldoshelicopterosindb 143 030613 1215