Cargas devidas ao Rolamento

Cargas em Aviões

ITA – Instituto Tecnológico de Aeronáutica

Part 25 § 25.349 - Rolling conditions.The airplane must be designed for loads resulting from the rolling conditions specified in paragraphs (a) and (b) of this section. Unbalanced aerodynamic moments about the center of gravity must be reacted in a rational or conservative manner, considering the principal masses furnishing the reacting inertia forces.(a). Maneuvering. The following conditions, speeds, and aileron deflections (except as the deflections may be limited by pilot effort) must be considered in combination with an airplane load factor of zero and of two-thirds of the positive maneuvering factor used in design. In determining the required aileron deflections, the torsional flexibility of the wing must be considered in accordance with §25.301(b):(1). Conditions corresponding to steady rolling velocities must be investigated. In addition, conditions corresponding to maximum angular acceleration must be investigated for airplanes with engines or other weight concentrations outboard of the fuselage. For the angular acceleration conditions, zero rolling velocity may be assumed in the absence of a rational time history investigation of the maneuver.(2). At VA, a sudden deflection of the aileron to the stop is assumed.

(3). At VC, the aileron deflection must be that required to produce a rate of roll not less than that obtained in paragraph (a)(2)of this section.(4). At VD, the aileron deflection must be that required to produce a rate of roll not less than one third of that in paragraph (a)(2) of this paragraph.

Part 25 § 25.349 - Rolling conditions.

(b). Unsymmetrical gusts. The airplane is assumed to be subjected to unsymmetrical vertical gusts in level flight. The resulting limit loads must be determined from either the wing maximum airload derived directly from § 25.341(a), or the wing maximum airload derived indirectly from the vertical load factor calculated from § 25.341(a). It must be assumed that 100 percent of the wing air load acts on one side of the airplane and 80 percent of the wing air load acts on the other side.

Part 25 § 25.349 - Rolling conditions.

max = (1/3) max em VAVD

max = max em VAVC

Deflexão máxima súbitaVA

Controle lateral aplicadoVelocidades

�ْ � �ْ �ْ

Deflexões de controle lateral requeridas

e positivo: 2/3 nz negativo: 0

manobras de rolamento

Condição assimétrica

Fator de carga simétricoCondição não simétrica

�ْ �ْ�� �

Parâmetros requeridos para análise não-simétrica

Curva Coordenada (sem derrapagem)

y

azF

W

VgW

RV

gW

2

0z

R

zz

zaz

nn

WWnF

1coscos

1

coscos

10

0

00

Hipóteses Simplificadoras

1) A velocidade e o número de Mach (portanto também a altitude) são supostos constantes durante a manobra;

2) Efeitos de acoplamento entre os graus de liberdade em guinada e rolamento podem ser desprezados

3) Ângulo de ataque inicial não varia durante a manobra

Equação do Movimento para Manobras de Rolamento

MMMI x

momento de inércia em rolamento

momento de rolamento devido à aeroelasticidade (zero para avião

rígido), para aceleração de rolamento unitária

momento amortecedor de rolamento devido à

velocidade de rolamento

momento de rolamento devido ao controle de

rolamento

{{ {

spspailail MMM ailerons spoilers

Controle de RolamentoControle lateral não linear

O atraso de 10 graus da atuação do spoiler em relação ao aileron é típico e tem por objetivo eliminar ou minimizar a perda de sustentação devida aos spoilers durante a operação em auto-piloto. Este sistema de controle, embora não linear relativamente ao movimento do comando e movimento das superfícies, pode ser representado assumindo-se alimentação linear.

Condições a serem Investigadas

MMM

MM spspailail maxmaxmax

max

0

MIMM

x

spspailail

max

0

a) Velocidade máxima de Rolamento (cálculo simplificado)

b) Aceleração máxima de Rolamento (cálculo simplificado)

Esta condição, conhecida como iniciação de rolamento, é conservativa; para a determinação das acelerações de rolamento, os regulamentos permitem efetuar uma análise racional da resposta em rolamento

Rolamento Uniforme

2

0

2200

21

021

2

0

20

21021

2002

1001

00

4 ; 2

22

2

2

2

1

2

1

b

px

y

yx

pxaa

xx

y

yaa

b

x

aax

a

a

aaLL

L

dyyycSbaCydyyc

SbkaC

VpbCCSbqM

ydyyckqadyyycVpqaM

dyyckVpyqyadLdLydM

dyyckaVpyaqdL

dyyckaVpyaqdL

ddk

kaaCCC

dtteektpCp

Cedtteektptktpkdtdp

t

atktk

tkt

atktk

a

02

0221

11

111

000

2

; ; 2

4 ; 2

ou

22

22

212

2

1

2

0

2200

21

21

21

2

1

tttI

SbqCk

VIqCSb

k

dyyycSbaCdyyyc

SbkaC

tktpkdtdp

ttSbqCVbtpSbqC

dtdpI

VbtpCttCSbq

dtdpIIM

aaa

x

x

x

px

b

px

y

yx

a

aaxpxx

pxaa

xxxx

Investigação da resposta

tktkp

p

tkptkp

kpktpptppp

tktpkdtdp

ttattt

ttattt

ttattttt

ttttt

a

1

2

21

21

21

1

1

Investigação da resposta

Exemplo:

k1 = 2,6136 seg-1

k2 = 5,554 seg-2

max = 20o

Valores máximos pelo cálculo simplificado:

2max2max

max12max

rad/s 939,1

rad/s 740,0

kp

kkp

0

5

10

15

20

25

0 1 2 3

tempo (s)

defle

xão

aile

ron

( o )

-1,5-1

-0,50

0,51

1,5

0 1 2 3

tempo (s)

acel

eraç

ão (r

ad/s

2)

0

0,2

0,4

0,6

0,8

0 1 2 3

tempo (s)

velo

cida

de (r

ad/s

)

0,737

1,192

Resposta devida à deflexão do aileron (função degrau)

0

0,2

0,4

0,6

0,8

0 1 2 3

tempo (s)

velo

cida

de (r

ad/s

)

-5

0

5

10

15

20

25

0 0,5 1 1,5 2 2,5 3

tempo (s)

defle

xão

aile

ron

(gra

us)

-3-2-10123

0 1 2 3

tempo (s)

acel

eraç

ão (r

ad/s

2 )

1,89

0,738

2

max2max

max12max

rad/s 939,1

rad/s 740,0

kp

kkp

Valores máximos pelo cálculo simplificado:

Efeitos Aeroelásticos

Em jatos de transporte modernos, onde o enflechamento das asas é

considerável, a aeroelasticidade tem efeito pronunciado em 3 dos parâmetros

envolvidos na equação do movimento:

a) Quanto mais flexível a asa, maior o efeito do momento de rolamento

devido à aceleração de rolamento (é zero para a asa rígida);

b) O momento amortecedor, devido à velocidade do rolamento, é diminuído

pela aeroelasticidade de asas enflechadas;

c) A aeroelasticidade diminui o momento devido à deflexão do aileron; no

limite, pode ocorrer a inversão de comando, com o momento atuando no

sentido contrário ao pretendido.

. e , MMM

Efeitos de Rajadas

rajadaMMMI x

yLM wz rajadarajada 1,0 rajada1rajada wznwzwz LLLz

y

xI

Lrajada/20,8 Lrajada/2 M M

pypzpnW

CGzn

gy

nn pCGzpz