Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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Através da Figura 5.12 é possível calcular o momento resultante ao redor do CG da
aeronave da seguinte forma:
m +
CG
= −T
⋅ d1 + L ⋅ d2
+ D ⋅ d3
− Lt
⋅ d4
mac
(5.3)
É importante observar na Equação (5.3) que conforme citado no Capítulo 2, momentos
no sentido horário são considerados negativos e momentos no sentido anti-horário são
considerados positivos. Nesta equação estão presentes os momentos provocados pelas forças
de sustentação e arrasto da asa, pela força de sustentação da superfície horizontal da
empenagem, pela tração do motor e pelo momento ao redor do centro aerodinâmico do perfil,
a força de arrasto da empenagem foi negligenciada, pois sua contribuição geralmente é muito
pequena devido ao seu baixo valor e ao seu pequeno braço de momento e o peso da aeronave
atua diretamente sobre o CG e, portanto, não provoca momento na aeronave.
Normalmente nos cálculos de estabilidade utilizam-se equações fundamentadas em
coeficientes adimensionais, e assim, é conveniente se trabalhar com o coeficiente de momento
ao redor do CG, e este pode ser obtido com a aplicação da Equação (5.4).
C
mCG
= mCG
q ⋅ S ⋅ c
(5.4)
onde, q representa a pressão dinâmica, S é a área da asa e c a corda média aerodinâmica.
É importante ressaltar que uma aeronave somente está em equilíbrio quando o
momento ao redor do CG for igual a zero, portanto, como será apresentado a seguir, um avião
somente estará trimado quando o coeficiente de momento ao redor do CG for nulo, assim:
m C = 0
(5.5)
CG
= mCG
5.5 – Estabilidade longitudinal estática
Para que uma aeronave possua estabilidade longitudinal estática é necessário a
existência de um momento restaurador que possui a tendência de trazer a mesma novamente
para sua posição de equilíbrio após qualquer perturbação sofrida.
Como forma de se ilustrar este critério, considere dois aviões e suas respectivas curvas
características do coeficiente de momento ao redor do CG em função do ângulo de ataque
como mostra a Figura 5.13.
Considere inicialmente que ambas aeronaves estão voando no ângulo de ataque de
trimagem representado pela posição B, ou seja, C mCG = 0. Supondo-se que repentinamente
essas aeronaves sejam deslocadas de sua posição de equilíbrio por uma rajada de vento que
aumenta o ângulo de ataque para a posição C (nariz para cima), o avião 1 apresentará um
momento negativo (sentido anti-horário) que tenderá a rotacionar o nariz da aeronave para
baixo, trazendo a mesma novamente para sua posição de equilíbrio, já o avião 2 apresentará
um momento positivo que (sentido horário) que tenderá a rotacionar o nariz da aeronave para
cima afastando-a cada vez mais da sua posição de equilíbrio.
Analogamente, se a perturbação provocada pela mesma rajada de vento reduzir o
ângulo de ataque para a posição A (nariz para baixo), o avião 1 apresentará um momento
positivo (sentido horário) que tenderá a rotacionar o nariz da aeronave para cima, trazendo-a
de volta a sua posição de equilíbrio e o avião 2 apresentará um momento negativo (sentido