Em baixas velocidades, o ar pode ser tratado, para muitos cálculos aerodinâmicos, como um fluido praticamente incompressível. Isso significa que as variações de densidade ao redor da aeronave são pequenas e, em determinadas condições, podem ser desprezadas.
Entretanto, à medida que a velocidade aumenta, especialmente a partir de aproximadamente Mach 0,30, os efeitos da compressibilidade tornam-se progressivamente relevantes.
O número de Mach é definido pela relação:
M = V/a
Onde:
M = número de Mach;
V = velocidade verdadeira da aeronave em relação à massa de ar;
a = velocidade local do som.
A velocidade do som depende principalmente da temperatura do ar. Portanto, Mach não representa uma velocidade fixa em quilômetros por hora ou nós, mas uma relação entre a velocidade da aeronave e a velocidade do som nas condições atmosféricas daquele nível de voo.
Quando uma aeronave se desloca em baixa velocidade, as perturbações de pressão produzidas pelo seu movimento propagam-se pelo ar à velocidade do som. Essas ondas conseguem deslocar-se à frente da aeronave, permitindo que o ar seja gradualmente acelerado, desviado e reorganizado antes da passagem da asa.
Em velocidades elevadas, entretanto, a aeronave aproxima-se da velocidade com que essas perturbações se propagam. O ar já não consegue responder da mesma maneira. As variações de pressão tornam-se mais intensas e ocorre alteração significativa da densidade do escoamento.
É nesse momento que a compressibilidade passa a modificar o comportamento aerodinâmico da aeronave.
A aceleração do ar sobre o extradorso
O formato do aerofólio e o ângulo de ataque provocam aceleração do escoamento sobre determinadas regiões da asa, especialmente no extradorso.
Por esse motivo, a velocidade local do ar sobre a asa pode ser significativamente maior do que a velocidade de voo da aeronave.
Assim, uma aeronave pode estar voando, por exemplo, a Mach 0,78, enquanto uma região do escoamento sobre o extradorso atinge ou ultrapassa Mach 1,0.
Quando isso ocorre, forma-se uma pequena região de escoamento supersônico sobre a asa, chamada de bolha supersônica ou zona local supersônica.
Mais adiante sobre o perfil, o ar precisa retornar à condição subsônica. Entretanto, essa desaceleração não ocorre necessariamente de forma suave. Em determinadas condições, surge uma transição extremamente rápida, caracterizada por uma mudança abrupta das propriedades do escoamento.
Essa descontinuidade é a onda de choque.
Ao atravessar uma onda de choque, o escoamento sofre alterações importantes:
a velocidade diminui;
o número de Mach é reduzido;
a pressão estática aumenta;
a temperatura aumenta;
a densidade aumenta;
a pressão total diminui devido às perdas aerodinâmicas;
ocorre aumento de entropia.
A onda de choque não deve ser entendida como uma parede física ou como uma colisão do ar contra a asa. Ela é uma região extremamente fina na qual as propriedades do escoamento mudam de maneira abrupta.
O número de Mach crítico
O Mach crítico — Mcr é o menor número de Mach de voo no qual algum ponto do escoamento sobre a aeronave atinge localmente Mach 1.
Isso significa que a aeronave ainda pode estar voando em regime subsônico, embora uma pequena região sobre a asa já tenha alcançado a velocidade local do som.
Após o Mach crítico, o aumento da velocidade tende a ampliar a região supersônica e fortalecer a onda de choque.
É importante observar que o Mach crítico não corresponde necessariamente ao início de problemas graves. Ele apenas identifica o primeiro aparecimento de escoamento local sônico.
O aumento acentuado do arrasto ocorre mais adiante, próximo ao chamado Mach de divergência do arrasto, quando as ondas de choque se tornam suficientemente intensas para produzir crescimento significativo do arrasto de onda.
Arrasto de onda
A formação das ondas de choque produz um novo componente de arrasto denominado arrasto de onda — wave drag.
À medida que a aeronave acelera:
surgem regiões locais supersônicas;
formam-se ondas de choque;
as ondas tornam-se mais intensas;
aumentam as perdas de pressão total;
cresce rapidamente o arrasto aerodinâmico.
Esse aumento pode exigir grande acréscimo de potência ou empuxo para obter apenas um pequeno aumento de velocidade.
Esse fenômeno foi historicamente associado à chamada barreira do som. A expressão não representa uma barreira física, mas o conjunto de dificuldades aerodinâmicas encontradas durante a aproximação e a passagem pelo regime transônico.
Separação do fluxo induzida pela onda de choque
Após a onda de choque ocorre aumento brusco da pressão estática. Esse aumento produz um forte gradiente adverso de pressão.
A camada-limite, que já possui menor energia devido ao atrito com a superfície da asa, pode não conseguir vencer esse aumento de pressão. Como consequência, o fluxo pode separar-se parcialmente do extradorso.
Essa separação pode provocar:
aumento do arrasto;
redução da sustentação;
vibrações aerodinâmicas;
buffet de alta velocidade;
alteração da distribuição de pressão sobre a asa;
redução da eficiência dos comandos de voo.
Portanto, o problema não é apenas a presença da onda de choque. Seus efeitos sobre a camada-limite também podem alterar significativamente o comportamento da aeronave.
Deslocamento do centro de pressão
Com o aumento do número de Mach e a alteração da distribuição de pressão sobre a asa, o centro de pressão pode deslocar-se para trás.
Esse fenômeno pode produzir uma tendência de abaixamento do nariz conhecida como Mach tuck.
Em aeronaves modernas, essa tendência é controlada por características do projeto aerodinâmico, sistemas automáticos de compensação e dispositivos como o Mach trim.
Por que as asas são enflechadas?
O enflechamento reduz a componente da velocidade perpendicular ao bordo de ataque.
De forma simplificada:
Mₙ = M × cos Λ
Onde:
Mₙ = componente normal do número de Mach;
M = número de Mach da aeronave;
Λ = ângulo de enflechamento da asa.
Quanto maior o enflechamento, menor tende a ser a componente normal do escoamento percebida pelo aerofólio.
Isso contribui para:
aumentar o Mach crítico;
retardar a formação de ondas de choque intensas;
reduzir o crescimento do arrasto de onda;
permitir velocidades de cruzeiro mais elevadas.
Entretanto, o enflechamento também apresenta efeitos secundários, especialmente em baixas velocidades, podendo influenciar o comportamento do estol e favorecer o escoamento em direção às pontas das asas.
Aerofólios supercríticos
Muitas aeronaves modernas utilizam conceitos derivados dos aerofólios supercríticos.
Esses perfis apresentam características destinadas a controlar melhor a aceleração do fluxo e reduzir a intensidade das ondas de choque, como:
extradorso relativamente mais plano;
distribuição de pressão mais uniforme;
região traseira cuidadosamente projetada;
maior controle da recuperação de pressão.
O objetivo não é necessariamente eliminar toda região supersônica sobre a asa, mas reduzir a intensidade da onda de choque e diminuir o arrasto associado.
Relação com o Phenom 300
Em um jato executivo de alta velocidade, como o Phenom 300, o projeto da asa precisa equilibrar diversos requisitos:
elevado desempenho em cruzeiro;
baixo arrasto;
eficiência de combustível;
estabilidade;
comportamento adequado em baixas velocidades;
margens seguras em relação ao buffet de alta velocidade.
Mesmo voando abaixo de Mach 1, o escoamento local sobre determinadas regiões da asa pode atingir velocidades transônicas.
Por isso, o desenho do aerofólio, o enflechamento, a distribuição de espessura da asa e o gerenciamento da camada-limite são fundamentais para controlar a formação das ondas de choque e preservar a eficiência aerodinâmica.
Em síntese
A onda de choque aparece porque, em altas velocidades, o ar deixa de comportar-se como um fluido de densidade praticamente constante.
A aceleração local do escoamento sobre a asa pode produzir regiões supersônicas mesmo quando a aeronave permanece subsônica. Quando esse fluxo precisa retornar à condição subsônica, pode ocorrer uma desaceleração abrupta acompanhada de aumento de pressão, temperatura e densidade.
Essa transição é a onda de choque.
Se a onda se intensificar, poderá aumentar o arrasto, alterar a distribuição de sustentação, provocar separação da camada-limite e contribuir para fenômenos como buffet de alta velocidade e Mach tuck.
Por isso, a aerodinâmica de aeronaves rápidas não depende apenas da quantidade de sustentação produzida. Depende também da capacidade do projeto de controlar os efeitos da compressibilidade e administrar a formação das ondas de choque.
Marcuss Silva Reis
Piloto Comercial de Asas Fixas | Perito Judicial em Aviação | Economista
Pós-graduado em Ciências Aeronáuticas, Segurança da Aviação Civil e Docência do Ensino Superior,instrutor de escolas de aviação,professor de ciências aeronáuticas!
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Marcuss Silva Reis