(i) Mostre que o período do fugoide é dado aproximadamente por T=\sqrt{2} \pi \frac{V_{0}}{g} e indique todas as suposições usadas durante a derivação.
(ii) Indique quais parâmetros aerodinâmicos introduzem amortecimento em um fugoide e discuta como a variação da velocidade de avanço durante a aproximação para o pouso pode influenciar as características do fugoide.
Passo 1
O enunciado pede duas coisas:
(i) Mostrar que o período do fugoide é aproximadamente \displaystyle T=\sqrt{2}\,\pi\,\frac{V_{0}}{g} e indicar todas as suposições usadas na dedução.
(ii) Indicar quais parâmetros aerodinâmicos introduzem amortecimento no fugoide e discutir como a variação da velocidade de avanço durante a aproximação para pouso pode influenciar as características do fugoide.
Informações e quantidades que usaremos (dados do problema ou usuais para o modelo simplificado):
\displaystyle V_{0} = velocidade de avanço de regime (velocidade de trim).
\displaystyle g = aceleração da gravidade.
\displaystyle L = sustentação; no trim \displaystyle L_{0}=mg.
\displaystyle C_{L} = coeficiente de sustentação; \displaystyle C_{L0} seu valor em trim.
\displaystyle a=\dfrac{dC_{L}}{d\alpha} = inclinação da curva de sustentação (lift-curve slope).
Usaremos perturbações pequenas: \displaystyle \delta V,\;\delta\gamma,\;\delta\alpha (variações de velocidade, ângulo de trajetória e ângulo de ataque).
Não vamos resolver nada ainda — só identifiquei o que o enunciado pede e os símbolos que usarei.
Passo 2
Escolha do modelo e suposições iniciais (essas serão detalhadas depois, mas eu já as tomo agora para poder derivar):
Modelo ponto-massa para o avião (não tratamos acoplamento dinâmico de atitude/pitch rotacional).
Pequenas perturbações em torno do voo em regime (trim), uso de linearização.
Variação de atitude da fuselagem durante o fugoide é muito lenta: a atitude de cabeceio \theta é assumida praticamente constante (o modo de curto período é muito mais rápido e “separa” do fugoide).
Negligenciamos variações de empuxo/arrasto que sejam relevantes (no primeiro passo para obter o período idealizado) — ou seja, assumimos que o efeito principal é a troca entre energia cinética e potencial via componente gravitacional e variação da sustentação com \alpha.
Agora defino variáveis e equações básicas que descrevem o problema.
Passo 3
Equações e relações aerodinâmicas essenciais (e por que elas aparecem).
Sustentação clássica:
L=\tfrac{1}{2}\rho V^{2} S C_{L},
onde \rho = densidade do ar, S = área alar. Em regime de trim temos \;L_{0}=\tfrac{1}{2}\rho V_{0}^{2}S C_{L0}=mg.
Expandimos L em pequenas variações ao redor do trim considerando dependência em \alpha e em V:
\delta L \approx \left.\frac{\partial L}{\partial \alpha}\right|_{0}\delta\alpha + \left.\frac{\partial L}{\partial V}\right|_{0}\delta V.
Calculemos as derivadas avaliadas no trim:
\left.\frac{\partial L}{\partial \alpha}\right|_{0}=\tfrac{1}{2}\rho V_{0}^{2} S\, a, \qquad \left.\frac{\partial L}{\partial V}\right|_{0} = \rho V_{0} S C_{L0} = \frac{2L_{0}}{V_{0}}=\frac{2mg}{V_{0}}.
Expliquei: a derivada em \alpha vem de \tfrac{1}{2}\rho V_{0}^{2}S\,dC_{L}/d\alpha e a em V vem da potência V^{2} no termo da sustentação.
Passo 4
Equação linearizada para a velocidade longitudinal perturbada \delta V.
A equação escalar da velocidade ao longo da trajetória, linearizada e desprezando variações de empuxo/arrasto importantes, dá a variação de componente gravitacional:
m\,\delta\dot{V} \approx - m g\,\delta\gamma,
ou seja
\boxed{\delta\dot{V} = - g\,\delta\gamma.}
Explicação física: se a aeronave sobe (positivo \delta\gamma), a componente da gravidade desacelera a velocidade; se desce, acelera. Aqui usei \sin\gamma\approx\gamma e o fato de que no trim forças de arrasto/empuxo se equilibram, deixando a troca dominante com a gravidade para o fugoide.
Passo 5
Equação linearizada para a variação do ângulo de trajetória \delta\gamma.
A evolução de \gamma pode ser obtida pela relação entre sobra de sustentação e peso dividida por mV (componentes da equação normal à trajetória), linearizando:
No fugoide (assumimos atitude \theta praticamente constante no tempo longo do fugoide), pequenas variações do ângulo de ataque satisfazem \delta\alpha \approx -\delta\gamma (porque \alpha=\theta-\gamma e \delta\theta\approx0). Substituindo as derivadas obtidas no Passo 3 e usando L_{0}=mg obtemos:
Comentário: aqui aparece um termo proporcional a \delta\gamma que representa um amortecimento (ou crescimento, dependendo do sinal) associado à variação da sustentação com \alpha.
Passo 6
Combinação das equações para obter a equação de oscilador no modo fugoide.
Uso \delta\gamma da Eq. do Passo 4 escrita como \delta\gamma = -\dfrac{1}{g}\delta\dot{V}. Substituindo:
\delta\ddot{V} = \frac{g^{2} a}{V_{0} C_{L0}}\left(-\frac{1}{g}\delta\dot{V}\right) - \frac{2g^{2}}{V_{0}^{2}}\,\delta V.
Simplificando:
\delta\ddot{V} + \frac{g a}{V_{0} C_{L0}}\,\delta\dot{V} + \frac{2g^{2}}{V_{0}^{2}}\,\delta V = 0.
Esta é a equação de um oscilador linear amortecido na variável \delta V.
Passo 7
Identificação da frequência natural e do período não-amortecido.
A parte conservativa (ignorando, momentaneamente, o termo de \delta\dot{V} para obter a frequência natural típica do fugoide) tem coeficiente de \delta V dado por \dfrac{2g^{2}}{V_{0}^{2}}. Assim a frequência natural (não amortecida) é
Comentário físico: o fugoide é uma oscilação lenta que corresponde à troca entre energia cinética (\tfrac{1}{2}mV^{2}) e energia potencial (mgh); esse cálculo mostra como a velocidade de trim V_{0} e a gravidade fixam a escala de tempo da troca.
Passo 8
Reunião explícita de todas as suposições usadas na derivação (exigido no item (i)):
Modelo ponto-massa (não incluímos dinâmica rotacional de cabeceio e inércia de massa rotacional).
Pequenas perturbações ao redor do trim (linearização válida).
A atitude de cabeceio \theta varia muito mais rápido (ou é praticamente fixa no tempo do fugoide), daí \delta\alpha\approx -\delta\gamma.
No cálculo do período inicial desprezamos efeitos de variação de empuxo/arrasto sobre \delta\dot{V} (ou assumimos que tais termos são pequenos comparados ao termo gravitacional responsável pela troca energia cinética/potencial).
Aerodinâmica quasi-estática: usamos \;L=\tfrac{1}{2}\rho V^{2}S C_{L}(\alpha) e a linearização \delta L com \dfrac{dC_{L}}{d\alpha}=a constante.
Todas essas suposições são padrão para obter uma estimativa simples de T; relaxá-las (incluir dinâmica de pitch, arrasto dependente de velocidade, acoplamentos) altera tanto o valor exato do período quanto características de amortecimento.
Passo 9
Identificação dos parâmetros aerodinâmicos que geram amortecimento e cálculo da razão de amortecimento aproximada.
Na EDO obtida
\delta\ddot{V} + \underbrace{\frac{g a}{V_{0} C_{L0}}}_{\text{coeficiente de amortecimento}}\delta\dot{V} + \underbrace{\frac{2g^{2}}{V_{0}^{2}}}_{\omega_{n}^{2}}\delta V =0,
o termo proporcional a \delta\dot{V} vem diretamente de \left.\dfrac{\partial L}{\partial\alpha}\right|_{0} através de a=\dfrac{dC_{L}}{d\alpha}. Portanto os parâmetros aerodinâmicos que introduzem amortecimento são, principalmente:
\displaystyle a=\dfrac{dC_{L}}{d\alpha} (inclinação da curva de sustentação);
\displaystyle C_{L0} (coeficiente de sustentação em trim), pois aparece no denominador do coeficiente de amortecimento;
também aparecem efeitos amortecedores adicionais se incluirmos derivadas do arrasto em relação a V (por exemplo \partial D/\partial V) e se considerarmos acoplamentos de empuxo e controles — esses termos aumentam o amortecimento efetivo na realidade.
Podemos também definir uma razão de amortecimento aproximada \zeta. Para a equação padrão \delta\ddot{V}+2\zeta\omega_{n}\delta\dot{V}+\omega_{n}^{2}\delta V=0 temos
Substituindo \omega_{n}=\dfrac{\sqrt{2}\,g}{V_{0}} obtemos a forma simples
\boxed{\zeta=\frac{a}{2\sqrt{2}\,C_{L0}}.}
Observação importante: nesta simplificação a dependência em V_{0} cancela, ou seja, neste modelo básico a razão de amortecimento \zeta não depende de V_{0} — ela depende apenas da inclinação da curva de sustentação a e do C_{L0} de trim. Já o coeficiente dimensional de amortecimento \dfrac{g a}{V_{0} C_{L0}} decresce com V_{0}, mas o fato de \omega_{n} também variar com V_{0} faz a razão \zeta ficar independente de V_{0} nessa aproximação.
Passo 10
Discussão sobre como a variação da velocidade durante a aproximação para pouso influencia o fugoide (resposta ao item (ii), concluindo a discussão):
Efeito sobre o período: como T=\sqrt{2}\,\pi\,\dfrac{V_{0}}{g}, uma redução de velocidade \;V_{0} durante a aproximação reduz o período do fugoide de forma aproximadamente linear — isto é, as oscilações ficam mais rápidas em tempo (menor T).
Efeito sobre o amortecimento na prática:
No modelo simplificado a razão de amortecimento \zeta depende de a e C_{L0} e não de V_{0}. Porém, na vida real, durante a aproximação ocorrem mudanças em C_{L0} e a (uso de flaps, configuração de slats, mudança de ângulo de ataque de trim), e o arrasto induzido aumenta, todos esses efeitos tendem a aumentar o amortecimento efetivo — portanto o fugoide pode ser mais fortemente amortecido em configuração de pouso.
Além disso, o aumento relativo do arrasto e possíveis acoplamentos entre empuxo e atitude (motor, hélice, reversores, etc.) introduzem amortecimento adicional que o modelo simples não captura.
Consequência operacional: durante aproximação (velocidade menor + config. flaps), espera-se que o período fique menor (oscilações mais rápidas) e que, dependendo da configuração, o amortecimento seja maior (oscilações atenuem-se mais rápido). Em contrapartida, alterações inesperadas de sustentação/arrasto ou má coordenação entre potência e atitude podem modificar a estabilidade do fugoide e gerar oscilações indesejadas que exigem controle ativo do piloto/automático.
Observação final: para previsões precisas deve-se usar um modelo que inclua dinâmica de pitch (momento de cabeceio), derivadas de arrasto e controle de potência, e as mudanças de C_{L} e a com configuração de flaps — o modelo ponto-massa dá uma estimativa muito útil, mas qualitativa.
Resposta
(i) \displaystyle T=\sqrt{2}\,\pi\,\frac{V_{0}}{g}. Suposições: modelo ponto-massa; pequenas perturbações; ângulos pequenos; atitude \theta praticamente constante (logo \delta\alpha\approx-\delta\gamma); linearização L=\tfrac{1}{2}\rho V^{2}S C_{L}(\alpha) com a=dC_{L}/d\alpha constante; desprezo inicial de variações de empuxo/arrasto no balanço de energia (troca dominante entre KE e PE).\n(ii) Parâmetros que introduzem amortecimento: principalmente a=\dfrac{dC_{L}}{d\alpha} e C_{L0} (o coeficiente de amortecimento aparece como \dfrac{g a}{V_{0}C_{L0}}); também derivadas do arrasto em função de V e acoplamentos empuxo–atitude aumentam o amortecimento. Variação da velocidade na aproximação: redução de V_{0} diminui o período T (oscilações mais rápidas); a razão de amortecimento do modelo simples \zeta=\dfrac{a}{2\sqrt{2}C_{L0}} não depende diretamente de V_{0}, mas mudanças reais de C_{L0}, a (flaps) e aumento de arrasto durante a aproximação normalmente aumentam o amortecimento efetivo do fugoide.