Aerofólios I

Recentemente ocorreu como que uma febre de atividades relacionadas com a seleção ou projeto de aerofólios para asas. Neste artigo tentarei esclarecer algumas das questões associadas ao processo de seleção de aerofólios, em particular com aquelas relacionadas à área da aviação geral e dos aviões de construção amadora. Em resumo, parece que há muito esforço sendo desenvolvido na seleção dos perfis e nem sempre os critérios usados são realistas ou mesmo aplicáveis a aeronaves de pequeno porte.

Há cerca de quinze anos atrás eu tive a boa sorte de trabalhar com um grande aerodinamicista que uns anos antes tinha liderado o programa para o A-4 Skyhawk. Um dia, quando eu estava tentando fazer um pouco mais que devia, na seleção de um aerofólio, ele me relatou a seguinte história.

Durante a fase de projeto da asa do desenvolvimento do Skyhawk, um engenheiro júnior foi designado para a tarefa de projetar o perfil para a asa delta. Depois de cerca de quatro semanas sem relatórios, o engenheiro líder foi visitar o túnel de vento onde aquele engenheiro estava trabalhando, apenas para descobri-lo quase que enterrado em resmas de impressos de relatórios de computador e cálculos manuais, enquanto ele tentava espremer a última gota infinitesimal de desempenho do modelo do túnel de vento.

Meio perturbado pela falta de progresso do engenheiro e entendendo o problema, o engenheiro chefe substituiu o modelo altamente otimizado no túnel de vento por um pedaço de compensado de uma polegada. A madeira foi recortada com o mesmo formato do plano usado na asa "otimizada" e os bordos de ataque foram arredondados. Nenhum outro embelezamento ou refinamento foi incorporado. A seguir a peça de madeira compensada foi equipada com sensores idênticos aos do modelo original e testada sob os mesmos cenários de teste.

Os resultados foram esclarecedores, na medida em que os valores produzidos pelo compensado foram, para fins todos os fins práticos, praticamente idênticos àqueles do modelo altamente otimizado. O exercício foi realizado para mostrar ao engenheiro júnior (e mais tarde, para mim), que a escolha do aerofólio, para muitas aplicações, não é assim tão crítico e para a maioria delas, não vale a despesa de começar do zero.

Estou ciente que o exemplo usa uma asa tipo delta, que não é muito sensível à forma do aerofólio, mas ao longo dos anos descobri que o mesmo argumento é válido para muitas aplicações na área da aviação geral, especialmente para os aviões leves de menor porte, que mais são encontrados com mais freqüência na área da construção amadora. Nossa empresa (Orion Technologies) projeta aeronaves para este setor de mercado. Temos pastas de arquivos com volumes suficientes para asfixiar uma mula, cheias de vários perfis de aerofólios e relatórios de projeto, além de publicações e papers tratando do assunto. De todo esse volume de dados, quantos usamos ao longo dos últimos quinze anos? Talvez sete ou oito.

Uma vez que já se escreveu muito acerca de aerofólios e suas características, tentarei abordar a questão da seleção a partir de uma perspectiva diferente e mais prática.

Primeiro, o que é que um aerofólio faz? Quando construído em um plano de asa, ele mantém o avião voando, certo? Qualquer aerofólio prático faz isso? Sim; então qual a grande de selecionar um que funcione para você?

Para começar, você deve ter uma idéia do que você quer que seu avião faça, como ele deve operar e como ele deve se comportar sob a ação dos comandos. Você deve também saber como um aerofólio específico afeta os diferentes aspectos do projeto de seu avião. Para ajuda-lo neste processo, eu montei uma tabela que compara algumas das características mais críticas de alguns dos aerofólios mais comuns usados em aviões pequenos. Estes são os valores iniciais que são necessários para fazer uma seleção lógica. Os números representam os valores de aerofólios bidimensionais: coeficiente de momento; coeficiente de sustentação máxima (sem flap); e relações sustentação-arrasto para três valores diferentes de coeficientes de sustentação.

O primeiro valor, o coeficiente de momento de arfagem em torno do centro aerodinâmico (onde o valor não varia com a variação do ângulo de ataque), é função da distribuição de pressão (linha de camber) ao longo da corda. Em geral você pode perceber que quanto maior for o coeficiente de sustentação, maior será o coeficiente de momento. Durante o vôo de cruzeiro, a empenagem horizontal deve produzir uma sustentação para baixo necessária para equilibrar a tendência de abaixar o nariz, provocada por este fator; assim sendo, quanto maior for o coeficiente de momento, maior será o arrasto de trimagem. Observe que alguns dos novos perfis de aerofólios (NLF, LS, GAW), supostamente desenvolvidos para a aviação geral, têm coeficientes d momento quase dez vezes maiores do que o de perfis mais antigos. Quando examinamos estes perfis, é importante lembrar que a definição da NASA para aviação geral é um King Air e não um Glasair. Estes perfis foram otimizados para as cargas alares mais altas encontradas no extremo superior do espectro da aviação geral.

Um efeito adicional de um coeficiente de momento muito alto é que se o avião não for projetado com uma área de empenagem suficientemente grande, ou com uma cauda localizada adequadamente para traz, (ou seja, com um coeficiente de volume suficientemente grande), o envelope do passeio do CG pode ficar limitado. O limite dianteiro do passeio do CG é determinado pela capacidade de controle de arredondar, na velocidade mínima, durante um pouso; assim sendo, é benéfico selecionar um aerofólio com um baixo coeficiente de momento.

O número seguinte, de coeficiente máximo de sustentação, representa a maior sustentação que o perfil pode produzir, sem usar flaps.. Geralmente ele não é tão importante quanto algumas pessoas fazem crer, na medida em que a maioria dos aviões agora é equipados com flaps para o pouso.

Aerofólios com altos coeficientes máximos de sustentação são, contudo importantes para aviões para aviação de terceiro nível, onde uma alta carga alar proporciona um melhor desempenho de cruzeiro. Isto é demonstrado nas últimas três colunas da tabela. A maioria dos aviões pequenos voam com uma carga alar relativamente baixa, resultando num coeficiente de sustentação em torno de 0,15 a 0,25. Nestes valores, os coeficientes sustentação-arrasto são razoavelmente baixos – na ordem de 12 a 20 vezes (kg de sustentação para um kg de arrasto). O aumento do coeficiente de sustentação em cruzeiro (pelo projeto de uma asa menor) para 0.4 ou mais, dá ao avião uma relação sustentação/arrasto (l/d, em inglês) de duas a quatro vezes maior do que a do mesmo avião com uma carga alar menor.

Este foi o motivo básico para o desenvolvimento dos perfis das séries GAW, NLF e LS. Estes perfis de alta sustentação permitem que aviões maiores tenham asas menores, e de grande alongamento. O alto coeficiente de sustentação permite que eles manobrem sem o risco de estolar. Supondo, por exemplo, que uma asa menor fosse instalada, usando um aerofólio mais antigo. Os benefícios de um grande Cl de cruzeiro ainda seriam atingidos, mas se o coeficiente de sustentação de cruzeiro for 0,4, e o CL máximo da asa for 1,0, então, para uma dada velocidade, o avião estolaria se fosse tentada uma manobra superior a 2,5 Gs. O uso de um perfil com coeficiente máximo de sustentação de 2,0 proporciona ao avião uma capacidade potencial de manobra de quase 5,0 Gs (menos, naturalmente as perdas devidas aos efeitos tridimensionais).

Contudo, devido aos seus grandes momentos de arfagem, estes novos aerofólios não foram projetados para serem usados em aviões menores, de uso particular.

Naturalmente, se quiser, você pode instalar uma asa menor em seu avião, mas você pode se confrontar com alguns problemas tais com onde colocar o combustível e o trem de pouso. Supondo que a envergadura seja a mesma de sua asa original, o volume de combustível será proporcional ao quadrado da corda; isto significa que se você colocar uma asa menor, de maior alongamento, digamos a metade da corda média da asa original, você ficará com um quarto do volume de combustível original. Devido a esta e outras considerações (requisitos estruturais e de velocidade de pouso, por exemplo), os aviões menores geralmente te asa maiores do que as consideradas ótimas para cruzeiro. Lembrando desta informação e examinando a tabela, você notará que a maioria destes novos aerofólios não apresenta bons coeficientes "l/d" em baixas cargas alares – em muitos casos, até mesmo o velho Clark Y (2412) tem melhores características de desempenho e manobra.

Uma característica secundária - mas importante - da relação "l/d" é o desempenho de subida do avião. Durante a subida, a asa está voando a uma velocidade menor e, portanto, com um coeficiente de sustentação maior. A razão de subida é função do excesso de potência disponível, assim, quanto menor for o arrasto, maior será a potência disponível para ganhar altitude. A maximização das características "l/d" da asa é um componente importante desta relação. Se examinar a base de dados para a maioria dos aerofólios padronizados, você verá que as seções geralmente têm um baixo valor de arrasto para apenas um pequeno campo de coeficientes de sustentação. Para maximizar o desempenho de subida é preferível que o campo de baixo arrasto ou "balde" (não confundir com o balde laminar) se estenda pelo maior campo de coeficientes de sustentação possível.

Examinando várias os dados de seções convencionais é possível prever como cada um se comportará numa situação de subida. Examinando o gráfico cd/cl do perfil Clark Y (2412) padrão, podemos observar que a curva de arrasto fica achatada na parte inferior e se estende por uma gama substancial de valores de coeficiente de sustentação. O gráfico é relativamente plano desde valores de –0,15 até cerca de 0,5. Além deste ponto, a curva de arrasto sobe de forma relativamente gradual. Do ponto de vista de desempenho de subida, isto faria o aerofólio se comportar bem em asas com baixa carga alar, onde o coeficiente de sustentação não excederia 0,6.

Se examinarmos o perfil 23012, ele também tem uma curva de arrasto relativamente plana, estendendo-se de um coeficiente de 0,13 para pouco menos de 0,08. ocorre um brusco aumento de arrasto abaixo de um coeficiente de sustentação de 0,13, mas na extremidade oposta, a curva sobe novamente de forma suave, como no 2414. Assim sendo, este perfil seria aplicável a uma asa com uma carga alar um pouco maior do que aquela do caso anterior.

Um exemplo mais didático de degradação de desempenho é o do perfil relativamente popular 64-415, usado em vários aviões de série incluindo, entre outros, o Gruman Yankee, o Twin Comanchee, o DHC Beaver e o Barracuda, entre outros. As características de baixo arrasto se localizam numa faixa relativamente estreita de coeficientes de sustentação (0,15 a 0,6). Nas extremidades desta faixa o gráfico sobe rapidamente, dobrando os valores de arrasto em apenas três pontos de sustentação (0,6 a 0,9).

Atualmente usamos a família de perfis desenvolvida para aviões leves por Harry Riblett. Para comparar as características desta família de aerofólios podemos examinar um usada recentemente, o 35A45. Para começar, a faixa de baixo arrasto é relativamente extensa, cobrindo coeficientes de sustentação de 0,05 até cerca de 1,0. Depois a curva de arrasto sobe gradualmente, sem apresentar um salto quase vertical. Isto resulta num envelope de operação muito favorável, com poucas penalidades para maiores coeficientes de sustentação em subida. Unindo boas características de subida e um estol suave, este aerofólio pode ser uma opção excelente para uma gama de aviões e envelopes de operação.

Agora falemos um pouco mais sobre as características de comando. Vários aerofólios obtém um acréscimo adicional de sustentação por terem uma reentrância (cusp em inglês) localizada próximo ao bordo de fuga (aerofólio carregado na traseira). Isto funciona bem para gerar sustentação, mas produz outros dois efeitos que não são muito desejáveis; primeiro ela dá ao aerofólio um maior coeficiente de momento de arfagem; em segundo lugar, ela deixa as superfícies de comando com uma sensação de "pesadas", deixando o avião meio "pesadão" e com respostas mais lentas. As duas coisas podem ser contornadas, mas com certos ônus.

A forma mais comum de compensar o momento de arfagem é fazer um reflex no bordo de fuga do flap, alterando assim as características de carga traseira do aerofólio. Porem, isto gera um problema; ao fazer o reflex do flap, também se reduz a sustentação (para um ângulo de ataque constante) que a seção gera. Uma vez que a seção ainda é basicamente a mesma, o nível de arrasto também é o mesmo, de forma que o que se fez no fim das contas foi criar um aerofólio com um "l/d" muito menor. Além disso, se for feito o reflex no flap e não no aileron, diminui-se a carga sustentada na raiz. Esta ação aumenta a carga na ponta da asa, causando assim uma asa mais carregada na ponta, que pode ser mais susceptível a um estol de ponta de asa.

O segundo método para contornar o problema é encher a reentrância. Isto produz um bom resultado para redução das forças de controle, mas, como mencionado no parágrafo anterior, também reduz a sustentação produzida para um determinado ângulo de ataque. No final das contas, se você precisa modificar a geometria do perfil (ou da asa) para fazer o avião voar direito, você escolheu o perfil errado. Por outro lado, você já está com aerofólio escolhido e ferramentado, e fica mais barato fazer estes quebra-galhos do que refazer as ferramentas para um perfil diferente. Nesta altura dos acontecimentos, contudo, não reclame se o avião não voa tão bem como você esperava.

Agora um pouco sobre aerofólios laminares. Ao contrário de algumas opiniões, aerofólios laminares são bons perfis, aplicáveis a muitas classes de aviões. A idéia de que um perfil laminar pára de voar quando está molhado ou contaminado com insetos é falsa. Tudo que a contaminação provoca é transformar a camada laminar em turbulenta um pouco mais próximo ao bordo de ataque do que o normal. Isto resulta num pequeno aumento do arrasto e numa ligeira alteração da posição do centro de pressão.

Num avião canard esta mudança da posição do centro de pressão provoca um aumento nas forças no manche, alguma vezes a ponto do piloto ter que fazer muita força para trás, para manter o nariz levantado. O aerofólio, contudo, não pára de voar; apenas o sistema de controle perde autoridade suficiente para contrabalanças este deslocamento de pressão.

Até onde o desempenho é afetado, um perfil laminar sujo geralmente terá um arrasto menor do que um aerofólio turbulento, com o mesmo teor de contaminação. No caso de dados publicados, os números para aerofólios contaminados (rugosidade padrão), não são realistas para a operação da maioria dos aviões de pequeno porte, a menos, naturalmente, que você pretenda voar através de um enxame de gafanhotos. O meio de aumentar a rugosidade usado em túneis de vento é equivalente ao de uma lixa grana 40, muito distante daquilo que se vê na maioria dos aviões particulares em operação real.

Então, depois disto tudo, quais são as minhas recomendações? Para a maioria das aplicações de baixa velocidade, digamos abaixo de 130 mph, você provavelmente não precisará de nada mais sofisticado do que os velhos conhecidos, o 2412, o 4412 ou até mesmo o 23012, se você puder tolerar um estol um pouco mais brusco. Todos são perfis muito previsíveis e devido aos seus grandes raios de bordo de ataque, funcionam muito bem com a maioria das configurações de flap. Se você precisar de mais espessura por razões estruturais, ou de capacidade de combustível, você pode usar as versões de 15%, talvez até mesmo 18% na raiz. Perfis com 12% a 15% fornecerão os maiores valores "l/d" para cargas alares até cerca de 20 lbs/pé² (97,6 kg/m²); 18%, contudo, ainda é OK e possibilita uma estrutura mais leve e uma maior capacidade de combustível.

Acima de 130 mph eu começo a procurar entre os perfis laminares. Meu favorita tem sido o
774^A315, que eu já usei com sucesso em várias configurações. Embora ele não tenha um Cl muito alto, sem flaps, ele tem um coeficiente de momento muito baixo, boas características de estol e alguns dos menores valores de arrasto da tabela. Ele também parece não ter uma tendência de separação no bordo de ataque como a apresentada pelos perfis laminares mais clássicos como os das séries 63- até 66-.

Para a aplicação dos perfis laminares eu recomendaria a leitura da publicação "GA Airfoils" de Harry Riblett. Trata-se de uma descrição muito boa da história e das características de alguns perfis e apresenta algumas sugestões excelentes para modificação, que tornam os perfis mais adequados para aplicações de aviação geral. Atualmente tendemos a usar estes perfis mais do que qualquer outro em nossos trabalhos.

Se você planeja voar acima de 350 mph, deve dar uma atenção cuidadosa para o processo de projeto da asa e seleção do perfil. Nestas velocidades a compressibilidade se torna um fator a ponderar, sendo os melhores exemplos os efeitos encontrados pelo P-38 na Segunda Guerra. À medida que o avião ganhava velocidade (num mergulho), o fluxo de ar sobre a asa aproximava-se da velocidade do som, a tal ponto que o centro de pressão se deslocava para traz (em velocidades subsônicas o centro de pressão localiza-se em torno de um quarto da corda; em velocidade supersônica ele se localiza a 50% da corda). Este deslocamento do Cp aumentava o momento de arfagem de nariz embaixo ao mesmo tempo em que aumentavam as forças necessárias para movimentar as superfícies de controle. Se o piloto não corrigisse a situação a tempo, o efeito se acumulava, muito além da capacidade de controle pelo piloto. Eventualmente este problema de "nariz para baixo" foi contornado com o uso de freios de mergulho, mas não antes que vários pilotos perdessem a vida.

O projeto de uma asa para um envelope de vôo como este exige considerações cuidadosas quanto ao aerofólio, o formato da asa e o efeito da fuselagem sobre o fluxo de ar da asa, todos fatores que estão fora do escopo deste artigo. Se você estiver desenvolvendo um avião que irá operar nestas velocidades, você terá que consultar alguém que tenha prática neste cenário de vôo.