Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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Como ponto inicial para a avaliação das condições necessárias para se garantir o
controle longitudinal estático de uma aeronave em uma condição de vôo reto e nivelado
considere a aeronave trimada em um determinado ângulo de ataque α = α trim como mostra a
Figura 5.28.
Figura 5.28 – Ângulo de trimagem de uma aeronave.
Pela análise da Figura 5.28, é intuitivo observar que o ângulo de ataque para trimagem
α = α trim mostrado corresponde a um determinado coeficiente de sustentação C Ltrim definido
para a condição de vôo do instante mostrado, ou seja, a aeronave está voando com uma
determinada velocidade em um ângulo de ataque fixo α = α trim , e, pela equação fundamental
da força de sustentação pode-se escrever que:
W
1 2
= L = ⋅ ρ ⋅ vtrim
⋅ S
w
⋅ C
Ltrim
(5.66)
2
Resolvendo a Equação (5.66) para v trim , tem-se que:
v
trim
= 2 ⋅ W
ρ ⋅ S ⋅ C
Ltrim
(5.67)
Assim, pela solução da Equação (5.67) é possível determinar a velocidade na qual a
aeronave se encontra trimada (balanceada ao redor do CG) em um determinado ângulo de
ataque.
Porém, como comentado, o ângulo de trimagem mostrado na Figura 5.27 define uma
condição de balanceamento apenas para um determinado C Ltrim e uma determinada velocidade
de trimagem v trim , caso o piloto deseje reduzir ou aumentar a velocidade da aeronave um novo
ângulo de trimagem será obtido, pois no caso de uma redução na velocidade de vôo será
necessário o aumento do ângulo de ataque para se manter o vôo reto e nivelado da aeronave e,
portanto, consequentemente um desbalanceamento será criado ao redor do CG necessitando
uma deflexão da superfície de comando como forma de se criar um incremento na força de