Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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6.3.1 - Tipos de Cargas nas Aeronaves
Uma aeronave é projetada para suportar basicamente dois tipos de cargas.
a) Cargas no solo: São encontradas pela aeronave durante seu deslocamento no solo,
(taxiamento, decolagem e pouso).
b) Cargas em vôo: São atuantes na aeronave durante as manobras de vôo, rajadas de
vento, etc.
As duas classes de cargas citadas podem ser divididas em:
a) Cargas de superfície: Atuam sobre a superfície da estrutura.
b) Forças de corpo: Atuam sobre o volume da estrutura e são geradas pela gravidade e
por efeitos de inércia.
Cargas aerodinâmicas de superfície: Durante um vôo quer seja em condições nivelada, de
manobras ou devido a uma rajada de vento, a estrutura de uma aeronave está sujeita as cargas
aerodinâmicas devido as diferenças de pressão encontradas nas diversas partes do avião. A
distribuição de pressão sobre a superfície da aeronave provoca esforços de cisalhamento,
tração, compressão, torção e flexão em todos os pontos da estrutura. A partir do conhecimento
desses esforços, o projetista pode dimensionar a estrutura completa da aeronave utilizando-se
os fundamentos da resistência dos materiais através de uma solução analítica ou numérica nas
principais partes da aeronave.
Com a exceção de determinadas condições de carregamento de solo, um avião é
efetivamente um corpo livre no espaço. Assim, deve-se considerar os seus seis graus de
liberdade. Portanto é necessário incluir todas as forças e momentos tais como forças de corte e
diagramas de momentos fletores. O procedimento para a determinação das cargas atuantes em
uma aeronave consiste em:
a) Análise do carregamento tal como o exigido nos manuais do projeto e a sua
influência no movimento do avião.
b) Avaliar as conseqüentes cargas aerodinâmicas, por exemplo, na estrutura asa -
corpo ou da cauda.
c) Calcular as acelerações de translação e rotação, usando os momentos de inércia
totais.
d) Distribuir as cargas aerodinâmicas e os efeitos locais da inércia pela fuselagem.
e) Integrar as cargas através da fuselagem para obter forças de corte, e integrar uma
segunda vez para obter os momentos de flexão e de torção. A integração deve sempre
começar nas extremidades do avião e terminar no centro de gravidade.
O processo pode ser aplicado aos componentes completos do avião tais como a asa e a
fuselagem, ou às partes menores tais como superfícies de controle, hiper-sustentadores ou
carenagens dos motores, mas em todos os casos as forças e os momentos devem estar em total
equilíbrio.
Antes que a seleção final das dimensões dos membros estruturais em aeronave seja
efetuada, todas as condições de cargas aplicadas na estrutura têm de ser conhecidas. As
condições de carga são aquelas encontradas quer em vôo quer em terra. Uma vez que é
impossível investigar todas as condições de carga que uma aeronave pode encontrar no seu