INTRODUÇÃO AOS ACTUADORES DE SUPERFÍCIES DE COMANDO DE VOO

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1 INTRODUÇÃO AOS ACTUADORES DE SUPERFÍCIES DE COMANDO DE VOO Monograma de apresentação da disciplina de Sistemas de Controlo de Superfícies de Comando de Voo DEEC/ENERGIA IST PAULO BRANCO

2 2 Introdução Nas aeronaves tripuladas o piloto é parte integrante e fundamental do sistema de comando e controlo do voo. As suas funções podem ser muito diversificadas e complexas conforme o tipo e modernidade do aparelho. Nos casos mais evoluídos, a sua acção é necessária ao nível do sistema de navegação e guiamento, mas também é necessária a um nível inferior do sistema de comando, isto é, da estabilização do aparelho e sua pilotagem propriamente dita. Nos casos mais simples, o piloto tem uma actividade mecânica importante isto é, tem que desenvolver forças e produzir trabalho mecânico de forma a fazer actuar os mecanismos de comando da aeronave. Neste contexto, as limitações de ordem fisiológica e de motricidade do ser humano, que se traduzem genericamente em restrições nas forças desenvolvidas por acção muscular, na energia mecânica útil disponível e na destreza, restringem o desempenho da aeronave ou obrigam à utilização de sistemas auxiliares. Tabela I - Forças (Kg) máximas típicas desenvolvidas pelo homem. Direcção mão direita puxar mão esquerda mão direita empurrar mão esquerda mão direita para cima mão esquerda mão direita para baixo mão esquerda mão direita para fora mão esquerda mão direita para dentro mão esquerda Como curiosidade apresentam-se na tabela I valores indicativos das forças máximas que um piloto pode desenvolver 1 em acções de comando manual segundo as direcções indicadas na Fig Bernard Etkin, Dynamics of Flight - stability and control, John Wiley & sons. 2

3 3 Fig. 1 - Direcções dos movimentos manuais típicos de um piloto. Na generalidade das aeronaves, o comando do movimento e a sua estabilização faz-se recorrendo a forças aerodinâmicas desenvolvidas por alteração da configuração superficial da aeronave, as superfícies de controlo de voo. A Fig. 2 mostra qualitativamente a acção dos lemes de profundidade (elevators). Essencialmente a alteração da posição dos lemes de profundidade provocam uma rotação angular (pitch ou arremesso) em torno do eixo y do referencial assinalado na figura. Fig. 2 - Rotação angular (pitch ou arremesso) devido à acção dos lemes de profundidade. Na Fig. 3 mostra-se a acção dos ailerons, superfícies de comando e estabilização colocadas na parte posterior das asas e que provocam uma rotação (roll) em torno do eixo x. 3

4 4 Fig. 3 - Rotação angular (roll).provocada pela acção dos ailerons. Finalmente a Fig. 4 apresenta o efeito de mudança de direcção (yaw) provocado pelo leme da cauda. Fig. 4 - Mudança de direcção (yaw) provocado pelo leme da cauda. Como se verá posteriormente as forças e binários de origem aerodinâmica têm valores proporcionais ao quadrado da velocidade da aeronave em relação ao fluido em que está imersa. Este facto é suficiente para justificar a necessidade de empregar equipamento auxiliar para mover as superfícies de controlo de voo. No que se segue, apresentam-se os diferentes sistemas de actuação ao nível das superfícies de voo. Actuadores Mecânicos (solução convencional) A solução mais simples para o comando da posição das superfícies de controlo de voo consiste em usar ligações por cabos metálicos e dispositivos de alavancas que, respectivamente, distribuem e amplificam as forças pela aeronave. Esta solução é utilizada em aviões leves de pequeno porte. A Fig. 5a mostra o esquema de comando para o leme de direcção de um bi-motor. O seu sistema de actuação utiliza um conjunto de cabos metálicos e roldanas desde o comando efectuado pelo piloto no pedal (Fig. 5b), a transmissão das forças (Fig. 5c), até ao comando do leme transmitido por uma peça mecânica (Fig. 5d). 4

5 5 Fig. 5 - Actuador mecânico do leme de direcção de um bimotor. A figura 6 mostra o sistema de actuação mecânico para o controlo dos lemes de profundidade. Quando os volantes de direcção são movimentados para a frente e para trás, o braço de controlo situado na parte inferior (n.º 14) é movimentado também. Este movimento é então transmitido para os lemes de profundidade através de um conjunto de hastes metálicas, movendo assim os lemes para cima e para baixo. Fig. 6 - Actuador mecânico do leme de profundidade. 5

6 Um outro exemplo de actuação mecânica consiste no comando dos flaps. A figura 7 mostra um sistema simples de actuação mecânica e manual dos flaps. Novamente, o comando manual feito por alavanca é transmitido através de um conjunto de cabos e roldanas aos flaps. Um sistema semelhante a este é também utilizado no comando dos ailerons. 6 Fig. 7 - Actuador mecânico dos flaps. Actuadores Mecânicos/Hidráulicos (solução convencional) Num primeiro nível os actuadores mecânicos permitem ultrapassar as limitações de ordem fisiológica e de motricidade do piloto humano. No entanto, o sistema é limitado nas forças que desenvolve, na rapidez de actuação, e torna difícil a implementação de sistemas de pilotagem automática. Uma solução, desenvolvida inicialmente nos anos 30, consiste num sistema de comando baseado na combinação de dispositivos hidráulicos com os dispositivos mecânicos. Como exemplo deste tipo de sistemas, a figura 8 mostra o esquema de actuação e comando denominado por Sperry desenvolvido em A figura apresenta os elementos mecânicos a actuarem directamente sobre as superfícies de voo mas comandados agora por cilindros hidráulicos. A figura mostra inclusive os primeiros sistemas de estabilização de voo com sensores giroscópicos, válvulas, e transmissões hidráulicas. 6

7 A combinação de elementos mecânicos e elementos hidráulicos permite então a transmissão de forças mais elevadas, além de que uma maior rigidez na sua transmissão possibilita dinâmicas de controlo mais rápidas. 7 Fig. 8 - Actuador mecânico/hidráulico Sperry desenvolvido em Actuadores Hidráulicos (solução convencional) A solução posterior, ainda actualmente usada, é baseada em dispositivos hidráulicos e mecânicos. - No entanto, o desenvolvimento tecnológico actual tanto nos sistemas electrónicos, hidráulicos, e o aparecimento de novos materiais, tem alterado progressivamente esta solução. Estas alterações actuam no sentido de aumentar a fiabilidade do sistema, diminuir o peso da aeronave (menos gastos de combustível e também o transporte de um maior número de passageiros), assim como melhorar o desempenho dinâmico do sistema. Uma primeira alteração consiste numa solução completamente hidráulica em que os cabos metálicos e o sistema de alavancas desaparece. Esta solução, como mostram as figuras 9a e 9b, consiste numa servo-válvula que controla a quantidade de fluido a alta pressão que passa para o cilindro, sendo controlada de forma electrónica ou de forma mecânica. O deslocamento da servo-válvula regula a área do orifício por onde passa o fluido, assim como permite que o fluido possa ser injectado em ambos os sentidos de modo a movimentar o êmbolo nas duas direcções. Por exemplo, verificase no sistema da figura 9a que a válvula possibilita a entrada de fluido pelo lado 7

8 direito do êmbolo (alta pressão p s ) e a saída de fluido pelo lado esquerdo (baixa pressão p e ). O êmbolo desloca-se então de forma a recolher a superfície de controlo de um ângulo teta. 8 (a) (b) Fig. 9 - Sistemas de actuação hidráulica. A figura 10 mostra um dos actuadores hidráulicos para os ailerons do Mirage F1. Este actuador apresenta a servo-válvula comandada de maneira mecânica. O actuador apresenta como principais características: força máxima de actuação N, pressão hidráulica máxima de 206 bars, e um deslocamento máximo do êmbolo de 60 mm. Fig Servo-comando hidráulico para os ailerons do Mirage F1. A figura 11 mostra um dos actuadores hidráulicos para os lemes de profundidade do Alpha-Jet, cuja servo-válvula é comandada de maneira eléctrica. O actuador apresenta como principais características: força máxima de actuação N, pressão hidráulica máxima de 206 bars, e um deslocamento máximo do êmbolo de 86 mm. 8

9 9 Fig Servo-comando hidráulico para os lemes de profundidade do Alpha-Jet. Um exemplo mais completo é mostrado na figura 12 que apresenta os sistemas hidráulicos de comando das superfícies de voo para o FALCON 900. Este avião é um avião civil de grande velocidade equipado com um total de 4 servo-comandos hidráulicos distribuídos nos seus três eixos: dois circuitos paralelos relativos aos lemes de profundidade e direcção, e dois circuitos relativos ao comando dos flaps e aerofreios. Os flaps são actuados por um parafuso sem-fim comandado por um motor redutor hidráulico. Cilindros hidráulicos comandam as restantes superfícies de voo e também os aero-freios. Este avião apresenta ainda como particularidade importante a utilização de actuadores eléctricos, no caso dois motores eléctricos, no deslocamento do seu estabilizador horizontal como se indica na figura. Fig Servo-comandos hidráulicos para as superfícies de voo do Falcon

10 10 Actuadores Hidráulicos (solução fly-by-wire) O esquema da figura 13 introduz o sistema de comando fly-by-wire para o controlo das superfícies de voo do Mirage Neste sistema, as ligações mecânicas e/ou hidráulicas utilizadas na transmissão dos comandos de voo desaparecem. Os comandos do piloto são enviados directamente aos computadores que elaboram os sinais de comando eléctricos enviados às servo-válvulas dos actuadores hidráulicos situados em cada superfície de voo. Além das ligações mecânicas terem desaparecido, o número de transmissões hidráulicas foi reduzido consideravelmente, contribuindo para uma redução significativa do peso da aeronave. Os sistema de controlo das superfícies de voo funcionam em cadeia fechada através dos sinais obtidos de giroscópios, acelerómetros, e detectores de incidência. Cada sistema apresenta agora um acumulador próprio com fluido hidráulico sob pressão, introduzindo um maior grau de fiabilidade ao sistema. Fig Sistema fly-by-wire para as superfícies de voo do Mirage Actuadores Electromecânicos (solução power-by-wire) Um outro sistema, ainda em fase de investigação, diz respeito à substituição da solução fly-by-wire pela solução denominada de power-by-wire. Enquanto na solução fly-by-wire os sinais de comando para as superfícies de voo são sinais gerados electricamente e enviados aos elementos hidráulicos, nomeadamente a servoválvulas, na solução power-by-wire as forças de actuação são feitas directamente 10

11 sobre as superfícies de voo por actuadores eléctricos, nomeadamente máquinas eléctricas. Um esquema geral para esta solução é Motor + Redutor + superfície de voo. Como ilustra o esquema da figura 14, as máquinas eléctricas, principalmente as máquinas síncronas de magnetos permanentes, são utilizadas tanto como geradores na alimentação dos diferentes subsistemas do avião (portas, bombas, luz, ventilação, etc.), assim como actuadores nas superfícies de voo (seja no leme de direcção, lemes de profundidade, e ailerons). 11 Fig Sistema power-by-wire. Recentemente, testes de voo foram efectuados pela NASA ao substituírem em um F- 18 Hornet o actuador hidráulico do seu aileron esquerdo por um actuador electromecânico (figura 15). Este apresenta-se com dois motores de magnetos permanentes, sendo um de reserva em caso de falha, no comando da superfície. Esta solução apresenta pois duas vantagens principais. A primeira diz respeito à redução 11

12 considerável no peso da aeronave. A segunda está relacionada com a possibilidade de obtenção de dinâmicas muito rápidas e precisas. Uma desvantagem desta solução porém é ainda a limitação das forças que este sistema pode produzir. 12 (a) (b) Fig (a) Instalação de um actuador electromecânico no aileron esquerdo de um F-18. (b) Actuador electromecânico/actuador electrohidráulico. Actuadores Electro-hidráulicos (solução fly-by-wire) Uma solução em estudo actualmente para o comando das superfícies de voo é o actuador do tipo electro-hidráulico. Este pretende reunir num só sistema de comando as vantagens dos actuadores hidráulicos (nomeadamente as forças que podem ser envolvidas por estes sistemas), e as vantagens dos actuadores electromecânicos no que respeita ao seu desempenho dinâmico (rapidez e precisão). Os sistemas de actuação electro-hidráulicos permitirão substituir todo o sistema de transmissão hidráulica do avião que apresenta custos consideráveis, possibilita reduzir as perdas de potência geralmente elevadas nestes sistemas, além de simplificar a manutenção destes sistemas e os custos associados a este processo. A figura 16 mostra o diagrama de um actuador electro-hidráulico para o comando dos ailerons do airbus A320. Esta solução consiste no projecto de unidades de actuação locais compostas por dois subsistemas principais: - um subsistema electromecânico (conversor + motor) que controla a velocidade de uma bomba hidráulica, - e um subsistema hidráulico composto pela bomba hidráulica que envia uma determinada quantidade de fluido sob pressão ao êmbolo, 12

13 controlando tanto a sua direcção quanto a sua velocidade e posição. De notar na figura que além da bomba, existe um conjunto de válvulas reguladoras de pressão e também de retorno de forma a poder-se bloquear o circuito hidráulico. 13 Fig Diagrama de um actuador electro-hidráulico para o comando dos ailerons do airbus A320. A figura 17 mostra uma fotografia do protótipo correspondente ao actuador electrohidráulico. Pode-se identificar na figura o sistema electrónico (circuitos de comando + conversor), o bloco correspondente ao motor + bomba hidráulica, o reservatório com o fluido hidráulico sobre pressão, as diferentes válvulas, e o êmbolo. 13

14 14 Fig Fotografia do actuador electro-hidráulico. Mostra-se na figura 18 a aeronave experimental RAFALE que utiliza um sistema de comando das superfícies de voo totalmente fly-by-wire, e a utilização de actuadores electro-hidráulicos seguindo a concepção do esquema anterior. Neste avião, as superfícies de controlo são activadas por 3 canais digitais e um canal analógico de segurança. Os sinais de controlo vêm dos computadores de bordo identificados no desenho. Fig Aeronave RAFALE com uma solução totalmente fly-by-wire e actuadores electro-hidráulicos 14