p-47 macêtes

DESCRIÇÃO GERAL DO P-47 "THUNDERBOLT"
(Macetes sobre o motor, o turbo-compressor e as características de vôo)
A década de 30, século passado, viu um grande desenvolvimento de tudo que se relacionava com avião.
Assim, surgiu o emprego do turbo-compressor (Supercharger) que permitiu o vôo a grandes altitudes.
Dois caças dele fizeram uso e se distinguiram nos combates durante a SEGUNDA GUERRA MUNDIAL.
O Lockheed P-38, "Lightning" - Dois motores ALLISON V-1.710, 12 cilindros, ambos equipados com turbo-compressor.
O Republic P-47, "Thunderbolt" - Motor PRATT & WHITNEY R-2.800-59, radial de 18 CILINDROS, com carburador de injeção STROMBERG..

O MOTOR
Sua potência era de 2.000 HP. Dispondo de "supercharger", mantinha essa potência até a altitude limite de RPM do "supercharger", entre 25.000 e 30.000 pés.
NOTA: Usando-se injeção de água-metanol, a potência ia para 2.400 HP, limitado seu uso a 15 minutos. Não havia limite de altitude para seu uso, desde que respeitado o limite de RPM do "supercharger".

TURBO-COMPRESSOR
Conjunto de turbina, acionada pelos gazes de escapamento do motor, e compressor centrífugo a ela acoplado por um eixo único. Essa turbina, girava com velocidade variável, (Dependendo da quantidade de gazes de escapamento que recebesse) e o compressor recebia ar admitido na parte inferior do nariz, por baixo do motor.
No P-47, esse conjunto ficava situado na parte traseira inferior da fuselagem, e os gazes de escapamento do motor a ele chegavam por tubulação de aço resistente a altas temperaturas; o ar, a ser comprimido, era coletado na parte inferior do motor e levado por tubulação própria até a entrada do compressor. Uma vez comprimido, o ar era levado de volta até ao carburador.

FUNCIONAMENTO DO TURBO-COMPRESSOR
O ar, admitido no nariz, passava pela turbina, em seguida pelo "intercooler"(Espécie de radiador), onde sua temperatura (que havia sido elevada devido à compressão) era rebaixada e levado ao carburador. Com o avião no solo, o "supercharger" não tinha grande função; até reduzia, um pouco, o rendimento do conjunto.
Na medida em que o avião ia subindo e o ar se rarefazendo, uma cápsula aneróide ia abrindo uma válvula que desviava cada vez maiores quantidades de gazes de escapamento para a turbina o que aumentava sua velocidade de rotação e, em conseqüência, a pressão do ar que passava pelo compressor.
O sistema era automático, aumentando ou diminuindo a quantidade de gazes de escapamento enviada à turbina, conforme a aeronave ganhasse ou perdesse altura. Era regulado, pela cápsula aneróide, de modo a que o ar, na saída do compressor, mantivesse pressão igual à pressão atmosférica ao nível do mar e, dessa forma, a potência do motor era mantida constante, independente da altitude de vôo.
A velocidade máxima da turbina era 23.000 RPM, atingida entre 25.000 e 30.000 pés, dependendo das condições atmosféricas do dia (temperatura e pressão).
Daí para cima, o controle tinha que ser manual, o que explica a existência de uma quarta manete no console de manetes.
Ao ser atingido o limite de RPM, acendia-se uma luz amarela no lado direito do painel. Era a hora de se começar a fechar a manete do "supercharger", para evitar sobrevelocidade (overspeed). Excesso de RPM da turbina era perigoso, correndo-se o risco de desprendimento de uma de suas palhetas que, lançada como projétil, poderia provocar dano estrutural à fuselagem.
A partir dessa altitude, a potência iria diminuindo, pela impossibilidade de manter-se a mistura ar/combustível com a mesma pressão.
Esse era o conjunto "supercharger"/motor.

EFEITO GIROSCÓPICO DO TURBO-COMPRESSOR
O conjunto turbina/compressor era grande e pesado; girava, quando a grande altura, a velocidades muito elevadas, gerando um efeito giroscópico considerável. Seu eixo de rotação era vertical em relação à fuselagem e a turbina girava na direção dos ponteiros do relógio (para a direita).
Esse efeito gerava RIGIDEZ DO PLANO DE ROTAÇÃO que, quando deslocado por INCLINAÇÃO e/ou ARFAGEM, provocava PRECESSÃO GIROSCÓPICA.
Como o conjunto era rebitado à estrutura, a RIGIDEZ DO PLANO DE ROTAÇÃO era transmitida a todo o avião, criando resistência à sua movimentação em torno dos eixos longitudinal e transversal. Note-se que não afetava o movimento em torno do eixo vertical; aquele comandado pelo leme de direção.
Por sua vez, a PRECESSÃO agia sobre a aeronave de quatro maneiras;
- Aileron para a esquerda - Levantamento do nariz
- Aileron para a direita - Baixamento do nariz
- Profundor cabrado - Baixamento da asa esquerda
Qualquer uso combinado dos comandos provocava reações combinadas, em maior ou menor grau, desses efeitos.
Quando a baixa altitude, com a turbina girando a baixas rotações, nada disso era sensível.
A medida que se ia ganhando altura, esses efeitos se acentuavam, chegando ao máximo quando a turbina chegava ao seu limite de RPM, o que ocorria por volta de 25 e 30 mil pés.

CONDIÇÕES DE VÔO
Vantagens;
- Potência máxima constante até a altitude limite de RPM da turbina.
- A automaticidade do sistema dispensava a atenção e controle constantes do piloto, só exigidos acima da altitude limite da turbina.
Desvantagens;
- Redução da maneabilidade da aeronave, em relação aos dois eixos (Profundidade e aileron) afetados pela RIGIDEZ DO PLANO DE ROTAÇÃO da turbina.
- Aumento do esforço requerido para acionamento dos comandos de aileron e profundidade (Para uma dada velocidade indicada).
- Efeito descoordenador sobre a aplicação simultânea de dois ou mais comandos.
- Acima de 35.000 pés, quando a velocidade de estol era próxima da velocidade da aeronave, havia o risco de perda provocada pelo uso rápido e acentuado de aileron para a esquerda, o que provocava rápido levantamento do nariz (PRECESSÃO)
- Nesta condição, o uso do aileron para a direita (Rápido e acentuado) baixava o nariz podendo levar o avião ao seu limite "Mach" e à compressibilidade (Velocidade de vôo próxima a 0,67 da velocidade do som).
De qualquer forma, acima de 30.000 pés, a sensação era de certo desconforto em relação ao comportamento da aeronave. É difícil exprimir exatamente o que era sentido.
O avião ficava mole, reagia mal aos comandos, subia pouco e era instável; o nariz ficava muito alto. Suas reações aos comandos eram sensivelmente diferentes daquelas encontradas a altitudes menores.
A 35.000 pés, tudo isso se acentuava e exigia cuidado constante para continuar subindo. Nesse momento, a manete de pressão de admissão estava no batente, entre 20 e 25 pol-hg (polegadas de mercúrio), a de rotação no máximo contínuo, 2.500 RPM e a do "supercharger" mantendo, manualmente, sua rotação em 23.000 RPM.
O máximo por mim atingido, foi 38.000 pés.
Tenho ouvido falar em vôos da ordem de 45.000 pés, mas nunca os testemunhei.

CURVAS DO ENVELOPE

CONDIÇÕES ATMOSFÉRICAS
- Temperatura e pressão padrões
CONFIGURAÇÃO DA AERONAVE
- Limpa - Trem e flap recolhidos.
- Sem cargas externas.
- Combustível a pleno
270 galões no tanque principal
100 galões no tanque auxiliar
28 galões no tanque de água-metanol
- Compressibilidade - Mach .67
NOTAS
- O P-47 não dispunha de Maquímetro (indicador da velocidade relativa à do som - "Mach")
- O gráfico não está em escala rigorosa.
- É de notar que, na medida em que se vai subindo, a diferença entre a velocidade de subida e o limite da compressibilidade (0,67 da velocidade do som) vai ficando muito pequena, o que diminue a maneabilidade da aeronave.

João Eduardo Magalhães Motta

Piloto de Caça - Turma 1945

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