Apostila Performance - Peso e Balanceamento de Aeronaves

DE AVIÕES PERFORMANCE D A JATO,  P P&B

Notas de aula Rogério B. Parra

-- 2012 –

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INTRODUÇÃO CARACTERÍSTICA DO JATO: Com os aviões a jato, de melhor performance se comparada com a dos aviões a pistão, a duração dos vôos foi reduzida pela metade, a maioria das escalas foi eliminada, as novas altitudes permitiram voar acima das camadas camadas do tempo e multiplicou-se o número número de lugares a bordo. Este melhoramento de performance acarreta em operações a altitudes e velocidades onde o efeito da compressibilidade começa a surgir, sendo portanto necessário o conhecimento de novas teorias de operação. Uma das diferenças básicas está na rotação dos motores. Quando a tração cresce rapidamente no motor convencional, a sustentação é simultaneamente aumentada sem modificação de atitude devido ao aumento da velocidade do ar produzida pela hélice, conseqüentemente sem mudanças no angulo de ataque. A única maneira de se aumentar a sustentação no jato, é levantando o nariz e aumentando o ângulo de ataque. Uma aeronave de asa enflechada requer uma modificação ainda maior em atitude. A performance do avião a jato com um motor inoperante, inoperante, requer muito menos cuidado cuidado do que a de um avião a pistão com todos os motores operando. Os procedimentos a serem tomados são extremamente fáceis. Além disto, para executar uma curva no avião com motor convencional é necessário usar o leme por causa do arrasto produzido pelo “aileron” da asa que se eleva. No jato, normalmente, isto não acontece por causa dos spoilers, que trabalhando em conjunto, fazem com que a curva seja coordenada, limpa. Um outro diferente aspecto dos convencionais , é o ajuste de potência para um determinado valor de velocidade. No jato devemos aplicar uma determinada potência até atingirmos uma velocidade e depois reduzirmos para manter os ajustes ideais. Além disto para vários pesos temos vários ajustes de potência. Daí a necessidade de se fazer acertos constantemente. O controle da aeronave em relação à posição do CG também é outro fator. Nos jatos, o estabilizador com ângulo de incidência variável, variável, permite uma melhor flexibilidade do CG. Porém, antes da decolagem o piloto deve ajustar o estabilizador de acordo com o balanceamento. Durante o vôo o piloto automático fará as correções para as variações de “CG”. Esta apostila visa a apresentação de alguns conhecimentos básicos operacionais da performance de aeronaves a jato, ou seja, como calcular velocidades, potência e dimensão de pistas para decolagem e pouso; Calcular velocidades, autonomia e desempenho do vôo de cruzeiro além de cálculos de peso e balanceamento balanceamento de aeronaves aeronaves comerciais a jato. Dois aviões serão usados como exemplos básicos:

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Com o desenvolvimento dos motores turbofan Garrett AirResearch TFE731 TFE731 no final da década de 60, com expectativas de menores níveis de ruído e consumo específico, levou ao desenvolvimento de uma nova versão do Learjet 25, conhecido inicialmente como Lear 25BGF (de Garrett Fan). Um Lear 25 adaptado, com um TFE731 em seu lado esquerdo apenas voou em maio de 1971, seguido de um segundo protótipo com dois motores deste tipo e finalmente em agosto de 1973, o primeiro protótipo do novo avião, já conhecido como Learjet 35. Além dos motores, os 35 e a versão de longo alcance Lear 36, com mais capacidade de combustível, diferem dos Learjet mais antigos, por terem a fuselagem 30cm maior e uma quinta janela na lateral direita da fuselagem. O Learjet 35 tem capacidade para até 8 passageiros, enquanto que o 36 leva no máximo seis, já que ambos possuem o mesmo peso máximo de decolagem. Ambos foram homologados em julho de 1974. As melhorias nos dois modelos levaram ao desenvolvimento das séries 35A e 36A, em 1976, com peso máximo de decolagem maior. Foram produzidos até 1994. Em meados da década de 70, visando enfrentar o crescente sucesso da Airbus, a Boeing decidiu desenvolver um novo avião de grande capacidade para rotas de médio e longo alcance. Nascia o Boeing 767, o segundo modelo de fuselagem larga da Boeing, configurado para acomodar até 8 assentos por fileira, separados por dois corredores. O primeiro protótipo voou em 26 de setembro de 1981, e as entregas começaram no ano seguinte para a United. Porém, logo a Boeing percebeu um novo segmento de mercado, de média capacidade e grande alcance, capaz de substituir os veneráveis 707 e DC-8. Assim, a necessidade de uma versão de maior alcance determinou a instalação de tanques extras de combustível, maiores pesos operacionais, além de uma série de outros sistemas de segurança. Nascia não apenas uma nova aeronave, mas uma nova categoria: a ETOPS, Extended Twin OPerationS. Conhecida como B767-200ER, tornou-se a primeira aeronave bimotor a cruzar o regularmente vastos oceanos. Hoje, no Atlântico Norte, a grande maioria dos vôos é feita em bi-reatores e o 767 foi o grande desbravador deste segmento. Deixando os passageiros e empresas receosos a princípio, a prática se tornou comum e anos mais tarde, voltaria a ser usada no 777. Assim mesmo, alguns críticos ainda sustentam que a sigla ETOPS deve significar "Engines Turn Or Passengers Swim" (as turbinas giram ou os passageiros nadam), uma lembrança nada agradável para quem passa 10, 12 horas cruzando oceanos. Outra coisa que pode ser dita dos 767-200 é que eles se tornaram os aviões mais tristemente famosos da história: foram dois jatos do tipo que os terroristas arremessaram contra as torres do World Trade Center em Nova York, em 11 de setembro de 2001.

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No final da apostila, apresentamos o calculo de um vôo completo SBBH para SBRF de um Boeing 737-300 como ilustração O Boeing 737 é uma linha de aviões da Boeing, de curta e média distância. Lançada em 1967, é o avião comercial mais vendido do mundo, com mais de 5 mil unidades vendidas, pouco mais do que o total de aeronaves vendidas da Airbus. Primeiro vôo foi realizado em 9 de abril de 1967. A Lufthansa foi a primeira e única cliente do modelo 737-100. As vendas estavam estáveis, mas não eram nada do outro mundo, até que a Grande Depressão atingiu os Estados Unidos. Só foram registradas 145 vendas. Foi por isto que o projeto do 737 esteve perto de ser cancelado, mas com a compra de 737 por parte de regionais, o projeto avançou. O primeiro vôo do 737-200 foi realizado em 8 de agosto de 1967, e sua primeira cliente foi a United Airlines. Posteriormente foram lançados os modelos 300, 500, 700 e 800 além do NG. 1. DEFINIÇÕES 1.1 VELOCIDADES A sustentação produzida pelas asas varia com a velocidade do avião. Quanto mais rápido ele voar, mais sustentação será será produzida. Portanto, o estudo estudo de velocidades é de extrema extrema importância na performance das aeronaves. É sabido que a força de sustentação é diretamente proporcional a densidade do ar e inversamente ao aumento da altitude. Então a aeronave tem que compensar este problema com uma velocidade aerodinâmica maior. Por definição,teremos: Vi – É a velocidade do ar indicada sem considerar o erro de posição. Inclui as correções de Vi – compressibilidade adiabática ao nível do mar na calibração do instrumento. corrigida por um erro de instalação do instrumento. VI – É a velocidade do ar indicada, corrigida VI – Conhecida na prática com “IAS” (Indicated Airspeed), é relacionada à “Vi” pela seguinte expressão: VI = Vi +  Vi . Onde a “ Vi” é a correção para o erro de instalação do instrumento. Em aeronaves modernas podemos desprezar “  Vi”, ou seja VI=Vi Vc – É a velocidade calibrada, e é igual a velocidade indicada corrigida para erro de posição. Sua abreviação é “CAS” (Calibrated Air Speed), e a equação que relaciona “Vc” e “VI” é: Vc = VI +  Vp. Onde “Vp” é a correção para erro de posição. Ve – É a velocidade equivalente e é igual à velocidade indicada corrigida por erro de posição, Ve – de instrumento, e para compressibilidade adiabática numa certa altitude. Também é conhecida com “EAS” (Equivalent Air Speed) sua relação com a “Vc” é: Ve = Vc -  Vc. Onde a “ Vc” é a correção para erro de compressibilidade. Notar que  Vc é inferior zero, ou seja, nas grandes altitudes e velocidades, velocidades, a indicação do velocímetro é sempre superior à velocidade equivalente, devido aos erros causados pela compressibilidade. Va – É a velocidade verdadeira do ar “TAS” (True Air Speed). Va – É relacionada a “Ve” da seguinte forma: Va = Ve x I √° . Onde “o” é a razão da densida densidade de P/Po. VGS – VGS  – É a velocidade de uma aeronave aeronave tomada em relação ao solo. solo. Performance, Peso e Balanceamento

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Para encontrar a “VGS” (Ground Speed) é necessário computar o vento: VGS = Va + W . Onde “ W” é o componente de vento. Vs – Stall speed, esta é uma velocidade muito importante, uma vez que as velocidades de decolagens e pousos são baseadas nela. O “F.A.R” (Federal Aviation Regulation) estabelece que, por definição a “Vs” é atingida quando o “CL” é máximo (CL = coeficiente lift = coeficiente de sustentação), expressa em “CAS” (Calibrated air speed). A “Vs” (Stall Speed) é a velocidade em que o avião atinge o “STALL”; em outras palavras, é a mínima velocidade em vôo estabilizado, na qual o avião é controlável com: • Tração dos motores igual a zero, ou motores em marcha lenta, desde que a marcha lenta não tenha efeito sobre a “Vs”; a tração pode permitir até “1.6 Vs” para estabilizar a aeronave em nível de vôo. • Centro de gravidade na posição desfavorável (Dianteira). • Vôo reto com aproximadamente 30° de inclinação lateral. A técnica de demonstração em testes, é feita para uma velocidade superior à de “STALL” (geralmente 1.3 Vs), suficiente para manter condições de vôo estabilizado. A partir desse ponto, o profundor é aplicado numa razão tal que a redução de velocidade do avião não exceda a “1 nó p/segundo”. Os testes são feitos voando com um equipamento medidor de velocidade – “Training Cone” de 1.3 Vs até o completo “STALL”, gravando a “VI x tempo” e depois convertendo em Ve/Vc (EAS/CAS). O estol é obtido quando o ângulo de ataque for maior que o máximo ângulo de sustentação (Angulo de STALL) Vs0 - Velocidade de “STALL” na configuração de pouso (Flaps e trens de pouso extendidos) Vs1  - Velocidade de “STALL” na configuração desejada, a ser estabelecida para um caso particular. Portanto, podemos dizer que a velocidade mínima em vôo normal é a menor velocidade com o avião estável , sem apresentar buffet ou stick shaker , isto é, com margem de segurança sobre o estol. VMO/Mmo – (Maximum Operating Limit Speed): Velocidade Máxima de Operação. A velocidade máxima de operação é a que não pode ser excedida deliberadamente em qualquer fase do vôo (Subida, Cruzeiro c/ ou descida) a não ser teste ou operações de treinamento . Esta limitação operacional denominada pelos símbolos VMO/MMO (Velocidade MACH). Á velocidade máxima pode ter outras limitações aerodinâmicas. Quanto maior a velocidade acima do Mach crítico, mais intensas as ondas de choque e maior, portanto, o descolamento dos filetes por ela provocados. Assim, o descolamento produz uma vibração (buffeting) semelhante à provocada pelo pré-estol de baixa velocidade. O buffeting muito intenso poderá ser uma limitação aerodinâmica de velocidade máxima, impedindo que o avião ultrapasse determinado número de Mach, mesmo que possua tração suficiente para isso. VNO/MNO  – (Normal Operating Speed): Velocidade Normal de operação ou Máxima para operações normais, em algumas aeronaves será a própria VMO/MMO. VFE – (FLAP EXTENDED SPEED) : Velocidade máxima permitida com os FLAPs extendidos numa determinada porcentagem do seu curso. VLO  – (Landing Gear Operation Speed) : Velocidade máxima permitida para operação do trem de pouso, ou seja Extender ou Recolher o trem sem que o impacto do vento danifique o mesmo. Performance, Peso e Balanceamento 4

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VLE – (Landing Gear Extended Speed): Máxima velocidade permitida com os trens de pouso entendidos. VRA/MRA – (ROUGH AIR SPEED) : Velocidade recomendada para voar em turbulência. Hoje em dia, a velocidade recomendada é conhecida como “Air Turbulent Penetration Speed”. 1.2 TEMPERATURA A temperatura é um dos parâmetros básicos usados para estabelecer os dados de performance de uma aeronave, sendo empregada na determinação dos pesos máximos de decolagem, cálculos de Va`s, tração dos motores,consumo de combustível, alcance, etc. Em condições estáticas, a temperatura é relativamente fácil de ser medida, usando um termômetro comum. Entretanto, a temperatura do ar em vôo é afetada pela compressão adiabática, do fluxo de ar em torno da aeronave. Esta compressão resulta em um aumento de temperatura comumente chamado de “Ram Rise”. Este aquecimento, devido a compressão adiabática, pode ser calculado matematicamente como uma função do n° MACH com o auxilio de um computador de vôo. Como o ram rise é proporcional ao quadrado do número de Mach, ele pode acarretar problemas de creep nas estruturas dos aviões supersônicos e hipersônicos. O nariz do Concorde, por exemplo, voando a Mach 2, altitude de 50000 pés, pode atingir até 127°C de temperatura, o que corresponde a um ram rise de 127-(-56,5) = 183,5°. Quando a temperatura ultrapassa esse limite, o piloto deverá reduzir a velocidade. Teremos então as seguintes temperaturas: SAT (Static Air Temperatura): É temperatura verdadeira do ar ambiente. Esta • temperatura também é conhecida como OAT (Outside Air Temperature), ou seja, temperatura do ar livre, não perturbado (sem o Ram Rise). Esta é a temperatura mais difícil de ser medida apuradamente em vôo porque todos os sensores de temperatura são afetados de alguma forma pelo aquecimento. Este, é obtido de uma carta e subtraido da leitura do instrumento, ou, por meios eletrônicos o sinal corrigido é enviado para o indicador. RAT (Ram Air Temperature): a RAT é igual a temperatura do ar ambiente mais o • aquecimento. A proporção do aquecimento depende da capacidade do equipamento em sentir e recuperar o aumento de temperatura adiabática. A sensibilidade do equipamento ao “Ram Rise” é expressa em porcentagem conhecida como Recovery Factor (Fator de Recuperação). Se um sensor tem um fator de recuperação de 0.80, este medirá a temperatura ambiente mais 80% de aquecimento. RAT é igual à SAT quando a aeronave estiver parada. Para todos os propósitos práticos, o aquecimento é considerado desprezível até a velocidade de MACH 0.30. • TAT (Total Air Temperature). Esta temperatura é igual a temperatura do ar ambiente mais todo o aquecimento. Em outras palavras, a TAT é igual a RAT quando o fator de recuperação do sensor for igual a 100% . 1.3 ALTITUDES 1.3.1 Altitude pressão A medição da altitude normalmente é feita por instrumentos barométricos, porém, na aproximação é necessário maior precisão, e por isso se emprega o radio altímetro. A medição Performance, Peso e Balanceamento

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barométrica da altitude é simplesmente a medição da pressão atmosférica. A relação entre a pressão atmosférica e a altitude é dada pela atmosfera padrão ICAO. A pressão é tirada das tomadas estáticas na parte externa da fuselagem ou do sistema Pitot-estático, podendo ser diferente da pressão atmosférica local porque o fluxo através desses dispositivos pode ter velocidade diferente da do avião, e assim serão obtidas pressões diferentes da real (princípio de Bernoulli). Este erro, que depende da direção e da velocidade do fluxo do ar, e que também ocorre na medição da velocidade, é o chamado erro de posição. Ou seja: Hp=Hi+∆p, onde, Hp=altitude pressão, Hi= altitude pressão indicada (lida no altímetro) e ∆p=erro de posição.Nos aviões modernos, este erro é compensado com um air data computer que tem interface com o instrumento. Para a determinação da folga de ultrapassagem sobre obstáculos, é necessário a altitude verdadeira. No entanto, esta será obtida por métodos mais precisos que o altímetro comum. Como aproximação usa-se a altitude indicada, que tem como base a pressão do nível médio do mar, denominado ajuste QNH. A altitude indicada só seria igual à altitude verdadeira se a pressão e a temperatura variassem exatamente como na altitude padrão, o que é praticamente impossível. No entanto, quando um avião está pousado numa pista com ajuste QNH, a leitura do altímetro (altitude indicada) é exatamente igual à altitude verdadeira. 1.3.2 Altitude densidade A altitude densidade tem como referência não uma pressão, mas a variação da densidade do ar na atmosfera padrão. Como o avião não possui nenhum instrumento que meça a densidade do ar, esta altitude deve ser calculada a partir da altitude pressão e da temperatura do ar atmosférico, com o auxílio de um computador. Se a variação da temperatura do ar for igual à variação na atmosfera padrão, a altitude pressão e a altitude densidade serão iguais. Se a temperatura real for maior que a temperatura na atmosfera padrão, a altitude densidade será maior que a altitude pressão, e vice-versa. A altitude densidade é muito importante na determinação das pistas necessárias para a decolagem e pouso, da razão e ângulo de subida, tetos prático e absoluto, na tração do motor, etc. Os cálculos da performance do avião dependem da altitude densidade e não das outras altitudes (verdadeira, indicada, de pressão, absoluta, etc.). Influência da meteorologia sobre o altímetro: Mudanças de pressão — quando o avião voa de uma área de alta pressão para uma de baixa, o altímetro ‘pensará” que está subindo, e indicará aumento de altitude. Quando ocorrer o contrário, isto é, quando o avião passar de uma área de baixa pressão para uma de alta, o altímetro “pensará’ que está descendo, e registrará uma redução de altitude. O efeito da temperatura é o mesmo, ou seja, com uma temperatura inferior à ISA indicará uma altitude superior à real, enquanto com uma temperatura superior à ISA, uma altitude inferior à real. A situação será, portanto, crítica quando ocorrer em baixas temperaturas e baixas pressões.

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2. DECOLAGEM A decolagem pode ser decomposta em duas partes distintas: A decolagem propriamente dita, que vai.do brake release até o avião atingir.35 pés de altura sobre a pista, e a trajetória de decolagem, que começa a 35 pés e termina quando o avião atinge um mínimo de 1500 pés de altura em relação à pista, ou na altitude na qual a transição da configuração de decolagem para a configuração de rota for completa (utiliza-se a altitude que for maior). 2.1 Velocidades na decolagem VMCG-(Velocidade Mínima de Controle no solo} - É aquela velocidade calibrada, desenvolvida no solo durante a corrida de uma decolagem, que possibilita a recuperação e a manutenção dos controles aerodinâmicos primários após a falha repentina do motor critico, quando o restante dos motores estiverem ainda com a potencia de decolagem. O FAR 25 define na seção 25.149(e) os requisitos para o ensaio de demonstração da VMCG: • • • • • • • • • •

A VMCG deve ser ensaiada em cada configuração de decolagem aprovada para a aeronave; Deve ser utilizada tração máxima de decolagem nos motores; O CG deve estar na posição mais desfavorável; A aeronave deve estar compensada para a decolagem; Deve ocorrer falha do motor crítico; A aeronave deve permancer controlável; É permitida apenas a utilização de controles aerodinâmicos, ou seja, não é permitido o uso do steering  da roda do nariz para auxiliar no controle direcional; A aeronave deve ser capz de continuar a decolagem de forma segura, considerando habilidades normais de pilotagem; A força máxima aplicada ao pedal do leme de direção não pode exceder 150lb; A aeronave pode desviar-se, no máximo, 30 pés do eixo da pista mas a aeronave pode continuar a decolagem paralela ao eixo, não sendo necessário retornar ao eixo.

A figura 1 mostra um ensaio de VMCG.

Figura 1 - demonstração de VMCG

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A figura 2 mostra as forças envolvidas na assimetria de tração que ocorre quando o motor torna-se inoperante.

Figura 2 - Torque gerado por um motor inoperante Nota-se que o torque T1 depende da tração do motor remanescente e da distância entre esse motor e o eixo longitudinal da aeronave. Uma vez que, para o ensaio de VMCG, deve ser sempre usada tração máxima nos motores e que a distância do eixo do motor ao eixo longitudinal da aeronave são constantes, o torque T1 é fixo. Para que seja possível manter a aeronave alinhada com o eixo da pista (ao menos paralelo a ele), para continuar a decolagem, o piloto precisa comandar o leme de direção para gerar um torque contrário a T1, na mesma intensidade. A figura 3 mostra um torque T2 equilibrando o efeito de T1.

Figura 3 - Compensação de torques para manter o eixo de decolagem Performance, Peso e Balanceamento

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O torque T2 é determinado pela distância entre o leme de direção e o CG da aeronave (d2) e a força gerada pela ação do piloto (F2). Uma vez que a distância d2 é fixa, é necessário que a força F2 seja suficiente para igualar T2 a T1. A força F2, por sua vez, é determinada pela deflexão aplicada ao leme de direção e pela velocidade da aeronave. Mesmo aplicando-se deflexão máxima ao leme, existe uma velocidade mínima que gera F2 suficientemente grande para que T2 seja igual a T1. Caso a velocidade da aeronave seja inferior a essa velocidade mínima, a deflexão máxima do leme de direção vai produzir um torque T2 inferior a T1 e, mesmo com o piloto comandando totalmente a aeronave para retornar ao eixo da pista, esta vai continuar tendendo a sair da pista, tornando-se incontrolável e obrigando o piloto a interromper a decolagem. Essa velocidade mínima é a VMCG. A “VMCG” é publicada no Airplane Flight Manual ou nos manuais de operação da aeronave. A “VMCG” esta somente relacionada com a densidade do ar, portanto somente com a altitude pressão do aeroporto e a temperatura do ar ambiente. Grandes altitudes pressão e temperaturas baixas, bem como CG à frente, diminuem a VMCG. O steering da roda do nariz, não e considerado, representando um aumento de segurança. Por razões óbvias, a VMCG é maior nos aviões com motores nas asas que naqueles com motores na fuselagem; a do Boing 727 é de 60 kts e a do 737-300 é de ll6 kts no nível do mar. V1  – (Decision speed) – Também conhecida como velocidade máxima de falha do motor critico (Critical Engine Failure Speed). O ponto onde ocorre a “V1” é chamado de ponto critico de decolagem. Em função da decisão do piloto em continuar ou não a decolagem, a “V 1”. De acordo com o FAR 25.107(a)(2), V1 é definida como a velocidade de decisão na decolagem, selecionada pelo fabricante da aeronave. Entretanto, a V1 não pode ser inferior a VEF mais o ganho de velocidade, com o motor crítico inoperante, durante o intervalo de tempo entre o instante que ocorre a falha do motor crítico e o instante que o piloto reconhece a reage à falha, indicado pela aplicação do primeiro método de desaceleração pelo piloto durante os testes de aceleração e parada. Para efeitos de certificação, o tempo decorrido entre a falha do motor crítico na VEF e a primeira ação do piloto no sentido de parar a aeronave é de 1 segundo. Ou seja, o tempo entre a VEF e a V1 é de 1 segundo. V1 significa a máxima velocidade na decolagem em que o piloto deve tomar a primeira ação (i. e. aplicar os freios, reduzir a potência, abrir os spoilers ) para parar a aeronave dentro da distância de aceleração e parada. V1 também significa a mínima velocidade na decolagem, após uma falha do motor crítico na VEF, que o piloto pode continuar a decolagem e atingir a altura requerida (35ft) acima da superfície dentro da distância de decolagem. Limitações da V1 A V1 não pode ser inferior a VMCG devendo ser possível continuar a decolagem a partir dela. A V1 não deve ser maior que a VMBE pois, caso contrário, não é possível frear a aeronave para parar. A V1 também não poder ser maior que a VR pois, caso a rotação para decolagem tenha sido iniciada, não é possível interromper a decolagem. As estatísticas também mostram que das causas das decisões Go/ NoGo, apenas 25% foram problemas de motor; 25% foram devidos a problemas de rodas e pneus, sendo o restante distribuido por inúmeras causas. Em suma, em 75% dos casos, o avião tinha todos os motores e poderia atingir 150 pés na cabeceira. No caso da decisão Go, a tripulação simplesmente continuará a decolagem. Se a decisão for “No Go”, nessa velocidade, deverá ser seguido o procedimento de abortagem. No Boeing 737, se o piloto perdesse dois segundos para a decisão e optasse pela abortagem, isto poderia aumentar a distância de parada de 400 a 500 pés. Performance, Peso e Balanceamento 9

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Vmbe – A VMBE - Maximum Brake Energy Speed   - é a velocidade máxima suportada pelos conjuntos de freio, caso seja necessário interromper a decolagem. Para entender como a VMBE é definida, alguns conceitos são necessários. Energia Cinética Energia Cinética é a energia acumulada por um corpo em razão de estar em movimento. Quando um corpo está parado, sua energia cinética é zero. Tão logo esse corpo entre em movimento, sua energia cinética aumenta, na razão da equação

onde: Ec - energia cinética m - massa do corpo v - velocidade de deslocamento do corpo Sendo assim, durante a decolagem, a energia cinética de uma aeronave aumenta de forma proporcional ao quadrado da velocidade, chegando a valores muito grandes quando em altas velocidades. Por exemplo, uma aeronave decolando com peso de 180 toneladas e numa velocidade de 150kts, tem energia cinética igual a 1,389 x 10^7 J. Pela Lei de Conservação de Energia, a energia em um corpo não pode ser destruida, podendo apenas mudar de forma. Sendo assim, para parar uma aeronave em movimento, a energia cinética acumulada precisa ser transformada em outro tipo de energia. Os conjuntos de freios são responsáveis por converter energia cinética em energia térmica. Conjuntos de Freio Os conjuntos de freio das aeronaves são compostos por vários pares de estatores, que são partes fixas, presas à estrutura dos trens de pouso e rotores, que são partes móveis e giram  juntamente com as rodas. A figura 1 ilustra um conjunto de freio.

Figura 1 - Conjunto de freio Quando os pedais de freio são pressionados, a pressão hidráulica é liberada para os pistões, que fazem os rotores e estatores entrarem em contato, gerando o atrito necessário para frear Performance, Peso e Balanceamento 10

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a aeronave. Essa frenagem nada mais é do que a transformação da energia cinética, acumulada na aeronave em função de sua velocidade, em calor. Um conjunto de freio é, portanto, um conversor de energia cinética em energia térmica e essa conversão segue o ilustrado na equação

onde: c - calor específico do material do freio (constante específica) mh - massa do conjunto de freio (rotores e estatores) Dt - variação de temperatura do freio Uma vez que o calor específico e a massa do conjunto de freio são constantes em uma dada decolagem, pode-se concluir que a variação (aumento) de temperatura nos conjuntos de freio aumentam proporcionalmente à energia cinética a ser transformada e, então, aumenta com o quadrado da velocidade. Por isso, em abortagens de alta velocidade, a temperatura dos freios chega a valores muito elevados e, em casos extremos, ocorre incêndio e destruição dos conjuntos, fazendo a aeronave perder sua capacidade de frenagem. A VMBE garante que isso não ocorrerá e a aeronave irá parar de forma segura. Uma vez que o DELTA t não pode ser maior que a diferença entre a temperatura do freio antes do início da frenagem e a temperatura máxima suportada pelo conjunto, quanto maior a temperatura ambiente, menor a quantidade de energia que o freio pode dissipar pois o DELTA t será menor. Demonstração da VMBE O FAR 25.735(f) requer que sejam realizados testes em dinamômetros e em voo para demosntrar: 1. A capacidade de absorção de energia do sistema de freio seja igual ou superior a energia cinética de uma aeronave num pouso com peso máximo, considerando-se toda a faixa de desgaste dos conjuntos de freio (desde um freio novo até o máximo desgaste permitido para uso). Nesse ensaio, a desaceleração média não pode ser inferior a 10 fps2 . 2. A capacidade de absorção de energia do sistema de freio seja igual ou superior a energia cinética de uma aeronave em uma decolagem rejeitada no peso máximo, considerando-se toda a faixa de desgaste dos conjuntos de freio. A desaceleração mínima é de fps2 . 3. A capacidade de absorção de energia na condição de pouso mais severa, ou seja, na combinação de peso e velocidade que resulte na maior energia cinética. Nos testes com aeronaves, deve ainda ser demosntrado que, após a parada total da aeronave e aplicação do freio de estacionamento, não deve surgir nenhuma condição de fogo nos freios, rodas ou pneus que possa prejudicar uma evacuação segura e completa da aeronave por, pelo menos, 5 minutos.

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Até 1988, os testes com aeronaves podiam ser feitos com conjuntos de freios novos. Após a ocorrência de em acidente com um DC-10, onde 8 dos 10 conjuntos de freio estavam dentro do desgaste limite e não suportaram uma rejeição de decolagem, o FAR 25 passou a exigir que os testes sejam realizados com freios 90% desgastados. Após a determinação da máxima energia cinética suportada pelos freios na decolagem, determina-se a VMBE, que deve ser analisada em todas as decolagens. A VMBE estabelece um limite máximo para a V1 e, consequentemente, para o peso máximo de decolagem, como será visto mais a frente. Normalmente, a VMBE apresenta-se como limitante em pistas com grande elevação, altas temperaturas e utilização de pouco flap / slat para decolagem, pois essas decolagens têm velocidades altas e, por isso, muita energia cinética. Vr – (Rotation Speed): Somente considerar nos aviões a jato (nos turbo-hélices a “Vr” é quase igual a “V2”). Velocidade na qual o piloto inicia a rotação do avião, ou seja, o levantamento da roda do nariz, com as rodas de trem de pouso principal ainda na pista, isto permite obter o máximo rendimento do comprimento da pista a ser percorrido; Se o nariz for levantado antes, a corrida de decolagem será aumentada devido ao aumento do arrasto induzido, e se for levantado após a “Vr”, deverá prejudicar a performance de decolagem em relação aos segmentos. A “Vr” não poderá ser: a) b) c)

Menor que a “V1” . Menor que 1.05 Vmca. Menor que a Vmu.

Vmu  – (Minimum Unstick Speed): Mínima velocidade com manche livre; De acordo com a definição do FAR 25.107(d), a VMU é a menor velocidade que permite à aeronave deixar o solo com segurança e prosseguir na decolagem. A VMU deve ser determinada em ensaios realizados pelo fabricante, na faixa de relações peso - potência que deseja-se certificar a aeronave, isto é, nas diversas combinações de peso e tração de decolagens possíveis para a aeronave. Para determinar a VMU, durante a certificação, são feitas decolagens onde o piloto aplica potência de decolagem e segura o manche na posição totalmente cabrado desde o início da corrida. Tão logo a velocidade da aeronave permita que a asa produza a sustentação mínima necessária para voar, a aeronave sai do solo e, no instante em que a última roda perde contato com o solo, é registrada a VMU. A figura 1 ilustra um ensaio de VMU.

Figura 1 - Ensaio de VMU A VMU é utilizada na determinação da VR. VMCA - Minimum Control Speed on Air; O conceito de VMCA é similiar ao de VMCG. A diferença básica é que a VMCA é determinada para a aeronave em voo. De acordo com o FAR 25.149(b), VMCA é a velocidade na qual, ocorrendo falha súbita do motor crítico, é Performance, Peso e Balanceamento

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possível manter o controle da aeronave em voo reto, com inclinação máxima de cinco graus para o lado do motor operante. A figura 1 ilustra a condição de demonstração de VMCA.

Figura 1 - Condições de determinação da VMCA Quando um motor torna-se inoperante em voo, o piloto deve compensar o torque produzido pela diferença de tração dos motores através de controles aerodinâmicos - essencialmente, o leme de direção. Como visto no tópico de VMCG, a força produzida pelo leme é função da deflexão e da velocidade da aeronave. Caso a velocidade diminua, a força também diminui. Há uma certa velocidade que, mesmo com a deflexão máxima do leme, a força produzida é a mínima necessária para compensar a diferença de tração. Caso a velocidade diminua ainda mais, a força produzida pelo leme não será suficiente e, então, a aeronave não será capaz de manter-se voando reto. Essa velocidade é a VMCA. As condições exigidas pelo FAR 25 para determinação da VMCA são: • • • • • • •

•

potência máxima de decolagem em ambos motores antes da falha; CG na posição mais desfavorável; aeronave compensada para decolagem; peso máximo de decolagem; aeronave na configuração mais crítica de decolagem, exceto pela posição do trem de pouso, que pode estar recolhido; aeronave fora do efeito solo; a força aplicada ao leme de direção não pode exceder 150 libras. Esse requisito pode determinar a necessidade de dotar o sistema de controles de voo com atuadores hidráulicos para minimizar a força exercida pelo piloto e não se pode reduzir a potência do motor operante.

A VMCA é usada na determinação da VR e da V2, que serão vistas mais a frente. Vlof  – (Lift Off Speed): Velocidade de Levantamento de vôo. É a velocidade do exato momento na qual a aeronave deixa o solo. Não é publicado nos manuais de vôo. A Vlof depende do ângulo de ataque, ajuste do Flap e peso de decolagem. Não pode ser menor do que 1.1 Vmu com todos os motores operando ou 1.05 Vmu com o motor critico inoperante. A velocidade máxima de Vlof deve ser inferior á velocidade que os pneus suportam (Tire Speed Limit). Vts-Tire Speed Limit: Velocidade máxima dos pneus. Os pneus foram construídos para suportar até uma certa velocidade. Nos casos em que a “Vr”, determinada de acordo com os critérios anteriores for muito elevada, a velocidade máxima dos pneus poderia ser Performance, Peso e Balanceamento 13

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ultrapassada, o que não é permitido. Isto acarreta algumas vezes limitação de peso máximo de decolagem.Normalmente nos manuais de operações existem gráficos ou tabelas para se determinar o peso de decolagem limitado pela velocidade máxima dos pneus. NOTA: Esta velocidade aparece normalmente nos manuais em MPH (Milhas Terrestres por hora ou Milhas Inglesas ). V2  — velocidade de decolagem e subida (take off climb speed)  — é a velocidade a ser atingida a 35 pés de altura sobre a pista, e deve ser igual ou maior que 120% da velocidade de estol na configuração de decolagem e 110% da velocidade mínima de controle no ar (Vmca). Uma decolagem normal, com todos os motores funcionando, o avião normalmente sobe com 10 a 15 nós acima de V2 nos primeiros segmentos de decolagem.

Relação das velocidades na decolagem: VR

V1

V2 VMU

VMCG

VLOF

35 ft

1, 05 VMCA ≤ VR VMIN ≤ VI ≤ VR

1.1 VMANUAL ENG ≤ VLOF 1.05 VMUENG OUT ≤ VLOF VLOF ≤ VMA XITIRE

1,1 VMCA ≤ V2 1, 2 VS1 ≤ V2

V1 ≤ VMBE

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2.2 Calculo de Velocidades / Comprimento de pistas. 2.2.1 Limitações: A performance de uma aeronave na decolagem depende de diversos fatores. Os principais são: A) Peso Total do Avião Quanto mais pesado estiver, maior será a distância de decolagem e maior a velocidade necessária para tirar o avião da pista. B) Densidade do Ar O conjunto Temperatura / Pressão é um dos fatores mais importante, pois faz variar a densidade do ar que entra nos cálculos de tração do motor e sustentação. Neste caso deve ser levado em consideração sempre que se calcular o peso máximo para decolagem, a temperatura e a elevação do aeroporto corrigido pelo QNH (Altitude de Pressão). C) Influência do Vento A influencia do vento na decolagem se reflete na velocidade que o avião atinge no solo (Velocidade Resultante) para adquirir a velocidade indicada necessária para decolagem. O vento de proa permite que se aumente o peso de decolagem de um avião . Como o vento (positivo) aumenta a velocidade em relação ao ar (TAS) para o mesmo comprimento de pista (efetivo), o ganho em retificação permite então um melhoramento de performance. Com vento de cauda a situação é invertida fazendo com que o peso máximo de decolagem seja reduzido. D) Efeito do Gradiente de Pista (SLOPE) O Gradiente de pista é a variação de altitude entre cabeceiras em relação ao comprimento total da pista. Geralmente é expresso em porcentagem considerado a relação entre altitude e distância horizontal. Quando o gradiente é ascendente (UPHILL) é representado pelo sinal (+).O contrario (-) para descendente (DOWNHILL). O efeito do Slope descendente(-) influi na capacidade de aceleração da aeronave e consequentemente a distância de decolagem pode se tornar um inconveniente numa interrupção de decolagem. O FAA não permite decolagens de aeronaves comerciais a reação em pista com SLOPÊ superior a +2% e inferior a –2%. O gradiente (+) produz um comprimento retificado menor da pista e o gradiente (-) produz um comprimento retificado maior da pista. E) Influência do Flap na Decolagem Os Flaps fazem aumentar o efeito de sustentação como também o do arrasto, aumentando a área da asa. Isto faz com que o comprimento da pista necessária para a corrida de decolagem seja reduzido, o que permite um aumento do peso máximo de decolagem (PMD) para um mesmo comprimento de pista. Quanto maior for a incidência dos Flapes, maior será também o arrasto, o que prejudica a capacidade de subida( Vide 2° Segmento).

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F) Condições da Pista As distâncias para decolagens e pouso nos manuais de operação de vôo estão baseadas na condições da superfície das pistas, ou seja, rígida e resistente, lisa e seca, caso contrário, a performance da aeronave será deteriorada devido ao atrito, arrasto, etc. G) Condições da Aeronave Sistemas diversos em operação ou não, afetam sensivelmente o desempenho da aeronave. Sangria do ar do motor para atender as necessidades do Ar Condicionado, Pressurização, Anti Gelo, etc., reduzem a potência dos motores, conseqüentemente reduzem o máximo peso de decolagem. O sistema de frenagem computadorizada (ANTI-SKID) que evita o bloqueio da rodas, Sistema Hidráulico que atua nas principais superfícies de controles, condições de freio, e outras coisas operando com deficiência fazem com que o peso máximo da decolagem seja reduzido. H) Formação de Gelo na Asas O gelo faz com que as características da asa sejam modificadas, podendo causar perda de sustentação, aumento de arrasto, aumento de velocidade de “Stall” e tendências indesejáveis na atitude da aeronave. I) Obstáculos Nos manuais de performance existem gráficos que determinam o peso máximo de decolagem considerando obstáculos próximos ou afastados da cabeceira da pista. A exigência destes obstáculos deteriora a trajetória do vôo, isto faz com que o comprimento da pista necessário para a corrida aumente ou diminua de acordo com a performance da aeronave. 2.2.2 Calculo de V1, Vr e V2. As tabelas a sequir, mostram como são determinadas as velocidades V1, Vr e V2 para o Lear Jet 35ª, para o Boeing 767 e um exemplo para o 737-300.

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Exemplo: Boeing 737-300 CFM56-3 Origem SBBH Temp. 25°C Destino SBSV Temp. 30ºC Destino SBSV Peso Básico Fuel Carga Paga Táxi

2716ft. 0064ft. FUEL 3182

TIME 0120

526NM

34,057Kg 9304Kg 8000Kg + 51,361Kg 00200 51,161Kg Peso planejado de decolagem

Calculo de V1, Vr e V2:

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VMCG = 107 kt

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2.2.3 Requisitos Mínimos para Decolagem-comprimento de pista Os requisitos quanto ao mínimo comprimento de pista para decolagem, variam com peso, temperatura, altitude do aeroporto, vento, slope da pista, ajuste de flapes e condições de sangria de motor. Dependendo da aeronave, o ajuste dos flapes para a decolagem pode ser fixo e único, selecionado de acordo com a situação e uma posição dentro de uma faixa fixa determinada pelo fabricante ou, como no B-767, que pode variar a um ajuste tal, que resulte em melhor performance para qualquer condição – Flape ótimo. O comprimento de pista requerido para qualquer combinação das variantes acima, deve ser o maior dentre as seguintes distâncias: a) All-engine take-of field lenght Calcula-se 115 % da distancia de decolagem com todos os motores, medida do “Brake Release”(freios soltos) até a altura de 35 pés. Este procedimento não é utilizado para aeronaves turbo-hélices.

b)Accelerate – Stop distance È a distância para acelerar do “Brake Release” até a V1 com todos os motores operantes, reconhecer a falha do motor crítico ate a V1, retardar as manetes de potência (throttles) para a posição de marcha lenta (idle), aplicar máxima frenagem com anti-skid operando (ou moderada sem o anti-skid, de acordo com a situação), operar os Spoilers manualmente (se instalados), e levar a aeronave à parada total em pista seca, sem a utilização dos reversíveis.

c) Take –off distance È a distância para acelerar até a V 1 com todos os motores, perder um motor, continuar acelerando até a Vr e rodar a aeronave para atingir os 35 pés de altura sobre a pista com velocidade igual á V2. Performance, Peso e Balanceamento

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2.2.4 Limitações da pista

A) TORA – Take off run available ( Distância de decolagem utilizável ). A “Take-off run available” é declarada pelas autoridades aeroportuárias como a parte de superfície de decolagem que é livre de obstáculos e consiste de uma superfície capacitada de suportar a aeronave sob condições normais. B) TODA – Take off distance available ( Distância de decolagem disponível ). A “Take-off distance available” é a distancia disponível, ou seja, é igual ao cumprimento da pista mais qualquer área adjacente de Clearway. C) ASDA – Accelerate stop distance available ( Distância de acelerar e parar disponível) É o comprimento da pista existente para aceleração e parada da aeronave, incluindo qualquer Stopway existente. D) Clearway Uma “Clearway” é uma área da pista, com uma largura de 500 pés, centrada com o eixo da pista, e sob o controle das autoridades aeroportuárias. É expressa em termos de uma área livre plana, extendendo-se do final da pista com um gradiente não superior a 1,25% e sem obstáculos , exceto as luzes da cabeceira da pista com altura no final da pista até 26 polegadas e localizadas somente de cada lado da pista. Performance, Peso e Balanceamento

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F) Stopway É uma área ao longo da pista, com largura não inferior a da própria pista, centrada com seu eixo, e designada por autoridades aeroportuárias para uso em caso de desaceleração e parada da aeronave numa decolagem interrompida. Para ser considerada, a “Stopway”, deve ser capaz de suportar o peso da aeronave durante a abortagem de uma decolagem sem induzir a um dano estrutural.

Ressalta-se que a V1 associada ao USO de “Clearway” ou “Stopway”, é diferente da básica V1 utilizada nos manuais do FAA. A utilização da “Clearway” e Stopway” tem vantagem de permitir maiores pesos de decolagem para um determinado comprimento de pista. OBS: Alguns dos fatores usados durante os testes de voo para preparação dos dados de performance foram os seguintes: #

Os reversíveis não foram considerados para estabelecer distancias de parada.

#  As cartas de performance foram construidas usando apenas 50% dos ventos de proa reportados, e 150% dos ventos de cauda, medidos a uma altura de 50 pés (FAA).

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Exemplos do cálculo Exemplo 1 A pista de decolagem tem nem um stopway nem um clearway, e os pontos iniciais são ficados situados nas extremidades da pista de decolagem. Todos os quatro declararam distâncias têm conseqüentemente o mesmo valor.

Exemplo 2 A pista de decolagem tem somente um clearway O TODA inclui conseqüentemente o clearway.

Exemplo 3 A pista de decolagem tem somente um stopway. O ASDA inclui conseqüentemente o stopway .

Exemplo 4 A pista de decolagem tem um ponto inicial deslocado em cada extremidade. O LDA não inclui essa parte da pista de decolagem que são na frente do ponto inicial deslocado (e que é chamada o deslocamento).

Exemplo 5 A pista de decolagem tem um ponto inicial deslocado, um stopway e um clearway.

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G) Pista Balanceada Uma pista é balanceada quando o comprimento para parar a aeronave, após uma falha de motor antes da V1, é igual ao comprimento horizontal ao longo da pista utilizado para acelerar a aeronave e continuar a decolagem com falha de motor após a V1, ou seja, TOD=ASD

TOD BR ASD

Quando a V1 é selecionada de forma que a ASD fique igual à TOD , o comprimento de pista resultante da operação “Engine-out” é chamado de “Balanced Field Lenght”. Adicionalmente aos requisitos acima, que utilizam somente o comprimento da pista ou espaço sobre a mesma, podem incluir a utilização de “Clearway” ou “Stopway”.

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H) TIPOS DE PISTAS - ACN / PCN Devido à mundialização da aviação foi necessário criar padrões internacionais envolvendo a utilização do avião como transporte aéreo. Sendo assim, foram criados padrões para o uso das pistas em comparação com o peso das aeronaves e, nesse caso, entre o peso do avião e a capacidade da pista em suportar esse peso. Dentre os muitos tipos de métodos de reporte dessa capacidade, o método ACN/PCN (Aircraft Classification Number/Pavement Classification number) é o modelo mais adotado pela ICAO. Como exemplo, temos abaixo, marcado em negrito, o PCN da pista 09L / 27R do Aeroporto Internacional de Guarulhos. SÃO PAULO I Internacional - Guarulhos, SP SBGR 23 26 08S/046 28 24W INTL PUB/MIL 24NE UTC-3 VFR IFR L21, 23, 26 INFRAERO 750 (2459) 09L - L5,9(2.97)(1),10,llA,12A - (3700 x 45 ASPH(2) 85/F/B/W/T L14A,15,19,20) 4,9(3.36)(1),10,12A - 27R PCN (PAVEMENT CLASSIFICATION NUMBER) Ou Número de Classificação do Pavimento. Esse reporte é dividido em cinco partes: PCN: é um número dado à capacidade do pavimento da pista em suportar o peso de um avião em um número irrestrito de movimentos (um movimento representa um pouso, uma decolagem e uma rolagem sobre a pista), expressa o efeito relativo da aeronave no pavimento para uma específica camada de sub-Ieito. Esse número começa em zero, em uma escala contínua sem limite. 1 PCN é a força necessária para suportar uma massa de 500kg em um único pneu com pressão de 1,25MPa (181,5 psi). 2. Tipo de Pavimento: é representado por duas letras, "R" para Rígido e "F" para Flexível. É relacionado à rigidez do pavimento. Normalmente, se a força de resistência é derivada de uma laje de concreto, é dito como Rígido; se de asfalto, Flexível. 3. Categoria de Resistência do Sub-Ieito: a resistência da camada de sub-Ieito é medida, classificada e dividida em 4 grupos: "A"- alta; "B"- média; "C"- baixa; "D"- muito baixa. 4. Categoria da Pressão dos Pneus: Dividido em quatro grupos: "W" - alta pressão do pneu, sem limites; "X" - média, máxima pressão de até 1,5MPa (217,5psi); "Y" - baixa, máxima pressão de até 1,0Mpa (145psi); "Z" - muito baixa, máxima pressão de até 0,5MPa (72,5psi). 5 .Método de Avaliação: existem apenas dois métodos para determinar as características do pavimento e são representadas como "T" para uma avaliação realizada por um profissional e meios técnicos e "U" se a avaliação é baseada na experiência conseguida pelo uso das aeronaves. Assim, a exemplo do Aeroporto de Guarulhos: PCN 85,F,B,W,T, a decodificação seria: •Número de Classificação do Pavimento: 85; •Pavimento do tipo flexível (asfalto); •Resistência da Camada de Sub-Ieito: Média; •Pressão de pneu ilimitada, sem restrições; •As características do pavimento foram avaliadas tecnicamente. 1.

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ACN (AIRCRAFT CLASSIFICATION NUMBER) Ou Número de Classificação da Aeronave. Expressa o efeito relativo da massa da aeronave sobre um pavimento. 1 ACN representa uma massa de 500kg suportada por uma única roda com pressão do pneu de 1,25Mpa (181,25psi). Abaixo temos uma tabela com os ACN's máximos e mínimos de diferentes aeronaves. ACN relativo à categoria da camada de sub-leito Pavimentos Rígidos Pavimentos Flexíveis Muito Alta Média Baixa Muito Alta Média Baixa Baixa Baixa CBR=15% CBR=IO% CBR=3% CBR=6 Tipo da Peso Pressão Aeronave Máx, do Pneu K=150 K=80 K=40 K=20 Peso (MPa) Mín. Kg) A319100 A330300 AN-225

69.000 38.200 226.400 169.700 588.400 450.000 B71753977 200 30618 B73769.000 700 37.000 B747390500 400 180000 B777294500 300 160000 ERJ-145 21700 11000

1,07 1,42 1,13 1.13 1,39 1,38 1,48 0,90

37 18 54 39 45 30 34 17 43 21 54 20 54 27 14 6

40 20 62 43 61 39 36 18 46 22 65 23 69 28 15 7

42 21 74 50 89 55 38 20 48 23 77 27 89 35 15 7

45 23 86 58 125 75 39 20 50 24 88 31 109 43 16 7

35 18 62 44 63 41 30 16 38 18 59 23 68 30 12 5

36 18 68 47 75 48 32 16 40 19 66 24 76 32 13 6

40 20 79 53 95 62 36 18 44 20 82 27 97 38 15 6

46 23 107 70 132 88 39 21 49 23 105 35 129 53 16 7

Seu uso é simples. Escolha a aeronave a se utilizar e siga em linha reta até o Tipo de Pavimento com a relativa Categoria da Camada de Sub-Ieito. Os dois números encontrados representam os ACN's da aeronave com peso máximo - MTWA [Maximum Total Weight Authorized, ou Peso Máximo Total Autorizado, normalmente o Peso Máximo de Rampa (MRW), que é o Peso Máximo de Decolagem (MTOW) somado com o Combustível para o Taxi (TXF)] - e mínimo [Peso Básico Operacional (BOW)]. Deve-se agora fazer a interpolação para que o ACN Real da aeronave seja obtido. Para isso, pode-se usara fórmula abaixo: ACN = ACNmáx - (Peso Máximo - Peso Real) (ACNmáx - ACN mín) (Peso Máximo - Peso Mínimo) Por exemplo, qual é o ACN de um B717-200 com um peso de 48000kg e pressão de pneus de 164psi, utilizando a pista 09Lj27R de Guarulhos (asfalto e categoria de resistência de subIeito média)? Performance, Peso e Balanceamento 28

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ACN = 32 - (53977 ~ 48.000)(32 - 16) (53977 - 30618) ACN = 32 - 95632 23359 ACN = 32 - 4,09= 27,91 Limite de Resistência de Pavimento O Número de Classificação de Aeronave (ACN) deve ser menor ou igual ao Número de Classificação de Pavimento (PCN) publicado para uma determinada pista a fim de que a operação da aeronave seja permitida. O PCN é usualmente apresentado no seguinte formato: PCN 50 / F / A / X / T 1 2 3 4 1 - Tipo de Pavimento: R = Rígido (Concreto) F = Flexível (Asfalto) 2 - Categoria do Sub-Leito do Pavimento: A = Alto, B = Médio, C = Baixo, D = Ultra Baixo 3 - Pressão Máxima de Pneu Autorizada: W = Alto, sem limite X = Médio (até 217 psi) Y = Baixo (até 145 psi) Z = Muito Baixo (até 73 psi) 4 - Método de Avaliação do Pavimento: T = Avaliação Técnica U = Avaliação por Experiência Procedimento: Nas páginas a seguir há um gráfico para tipo de pavimento “R” = Rígido-(concreto) e um para “F” = Flexível (asfalto). Para calcular o limite de pavimento em um determinado aeroporto, deve-se entrar no lado esquerdo do gráfico apropriado com o valor do PCN, trançando-se uma linha à esquerda até interceptar a linha de categoria de sub-leito aplicável (A, B, C ou D), e em seguida traçar uma linha para baixo determinando assim o limite de pavimento. Sobrecarga: As autoridades aeroportuárias podem autorizar operações com sobrecarga no pavimento (ACN maior do que PCN), desde que o pavimento permaneça seguro para utilização. Em geral, os seguintes critérios são adotados: 1. Uma diferença de 10% entre o ACN e PCN para pavimentos flexíveis, ou 5% para pavimentos rígidos é normalmente aceitável, desde que as operações com sobrecarga não excedam 5% do número total de decolagens no ano, e que estas operações sejam espalhadas ao longo do ano.

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Tabela de Conversão ACN / PCN

PCN 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42

A 32300 34050 35800 37550 39300 41300 43050 44800 46550 48300 50050 51800 53550 55300 57050 59000 60750 62500 64250

FLEXIBLE B C 31800 33400 35000 36600 38200 40000 41600 43200 44800 46400 48000 49600 51200 52800 54400 56300 57900 59500 61100 62700 64300

31600 33000 34400 35800 37200 38600 40000 41400 42800 44200 45600 47000 48400 49800 51300 52700 54100 55500 56900 58300 59700 61100 62500 63900

D 31100 32400 33700 35000 36300 37600 38900 40200 41500 42800 44100 45400 47000 48300 49600 50900 52200 53500 54800 56100 57400 58700 60000 61300 62600

A 32200 33700 35200 36700 38200 39700 41200 42700 44200 45700 47200 48700 50200 51600 53100 54600 56100 57600 59100 60600 62100 63600

RIGID B C 32450 33850 35250 36650 38050 39450 40850 42250 43650 45050 46450 47850 49500 50900 52300 53700 55100 56500 57900 59300 60700 62100 63500

32200 33550 34900 36250 37600 38950 40300 41650 43000 44350 45700 47200 48550 49900 51250 52600 53950 55300 56650 58000 59350 60700 62050 63400

D

32200 33540 34880 36220 37560 38900 40240 41580 42920 44260 45600 46940 48280 49620 50960 52300 53640 54980 56320 57660 59000 60340 61680

PCN 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42

Esta tabela foi preparada a partir dos dados dos gráficos de pavement loading   do manual da Boeing para possibilitar uma consulta mais rápida. Exemplos : 1)

Pista com PCN 25/F/A/X/T : O peso máximo será de 50.050 Kg

2) Pista com PCN 34/R/C/W/T : O peso máximo será de 52.600 Kg 2.2.5 Interrupção da Decolagem Algumas vezes a decolagem tem que ser interrompida por razões que contra-indicam seu prosseguimento. O aspecto mais importante desta manobra, é ter comprimento restante de pista para poder parar o avião com segurança. Teoricamente, se a força dos freios mais o atrito com o solo tivessem capacidade igual de desaceleração como a tração tem para acelerar, a metade do comprimento mínimo de pista seria o ponto de decisão. Na prática, a soma da ação dos freios, mais o atrito com o solo e, em alguns aviões a ação dos “spoilers”, produzem uma desaceleração maior do que a Performance, Peso e Balanceamento 30

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aceleração da força de tração, fazendo com que o ponto de decisão (V1) se desloque para além da metade da pista mínima de decolagem. Os recursos para interromper uma decolagem são os mesmos usados para parar o avião após o pouso. .Os principais mais usados na aviação civil, são os seguintes: *Freios das rodas - este é o principal e mais eficiente recurso; *Spoilers - os aviões de grande porte dispõem deste recurso,que atua de duas maneiras: - como freio aerodinâmico para reduzir a velocidade em vôo e - na função de quebrar a sustentação após o pouso, a fim de que os freios possam atuar com maior eficiência; *Reversíveis — Tanto os jatos como os turbohélices estão equipados com este dispositivo, que permite usar a tração dos motores como um freio aerodinâmico para ajudar a desacelerar o avião após o pouso. Outros recursos mais usados na aviação militar são os drag-chute (paraquedas) e um sistema chamado de “arresting gear”, o qual consiste de um cabo que é apanhado por uma espécie de gancho no avião, fazendo-o parar em caso de atingir o fim da pista. Este sistema é basicamente o mesmo utilizado nos navios porta-aviões. Na certificação oficial dos aviões civis o efeito dos reversíveis geralmente não é considerado para o cômputo da distância de parada numa interrupção de decolagem. 2.2.6 Cálculo de comprimento de pistas. As tabelas a seguir, mostram como é determinado o comprimento de pistas para o Lear Jet 35A e para o Boeing 737.

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2.3 Trajetoria de decolagem A trajetória de decolagem começa após o avião ter atingido 35 pés na velocidade V2 e termina a no mínimo 1500 pés de altura sobre a pista ou em uma altitude onde a transição de configuração de decolagem para a configuração de vôo em rota for completada, o que equivale dizer, na altitude mais elevada entre as duas. Ela é dividida em 4 segmentos, nos quais são considerados valores referência para segurança em caso de perda ou falha do motor na corrida de decolagem após ter sido atingida a velocidade V1 (decisão). Os gradientes mínimos de decolagem são determinados pelo FAR 25 (Federal Aviation Regulations). Durante uma decolagem na qual ocorra falha de qualquer um dos motores,o avião deverá ser mantido nesta trajetória ou acima dela. Para alguns tipos de aviões a trajetória de decolagem difere um pouco com relação ao 3º segmento ou à velocidade em cada segmento, porém, as características de cada um nunca poderão ser inferiores aos mínimos relativos a gradientes e velocidades. Durante essa trajetória, qualquer curva só poderá ser realizada após atingir a V2 a 35 pés de altura e sua inclinação máxima deverá ser de 15º. Durante a subida a razão de subida e o ângulo de subida diminuem gradativamente, enquanto a TAS (True Airspeed - Velocidade Aerodinâmica) aumenta. A subida é feita com velocidade de maior razão de subida.Não havendo obstáculos nas proximidades do aeródromo, somente é exigido que a aeronave cumpra o 1º e o 2º segmentos, podendo voltar para pouso após ter completado os dois. É permitido eliminar o 3º segmento, passando do 2º para o Final, a critério do operador, fazendo a aceleração e o recolhimento do flap no segmento final.

Performance, Peso e Balanceamento

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1° Segmento Inicia-se após ter sido atingida a velocidade V2 a 35 pés de altura. Neste segmento é efetuado o recolhimento do trem de pouso. Ele termina quando o trem estiver totalmente recolhido. Os gradientes exigidos para este segmento são pequenos devido ao arrasto do trem de pouso. Definições do 1° Segmento: Dentro deste segmento a aeronave poderá estar operando nas seguintes condições: A) um motor inoperante; B) demais motores com potência de decolagem; C) trem de pouso recolhendo; D) flap em posição de decolagem; E) velocidade - mantendo a V2; F)gradiente - aeronave de 04 reatores = 0,5% aeronave de 03 reatores = 0,3% aeronave de 02 reatores = no mínimo positivo 2° Segmento Inicia-se logo após o total recolhimento do trem de pouso. Este é o segmento é o mais restrito, pois exige altos gradientes de subida para poder ganhar altura mais rapidamente e livrar os obstáculos. Termina quando a aeronave atinge no mínimo 400 pés de altura sobre o nível da pista. Definições do 2° Segmento A) um motor inoperante; B) demais motores em potência de decolagem; C) trem de pouso recolhido; D) flap na posição de decolagem; E) velocidade - V2; F) gradiente mínimo - aeronave de 04 reatores: 3% aeronave de 03 reatores: 2,7% aeronave de 02 reatores: 2,4% 3° Segmento Inicia-se a no mínimo a 400 pés sobre o nível da pista. Este segmento é horizontal, pois no mesmo é efetuada a aceleração da aeronave e o recolhimento dos flaps. Por ser um segmento com gradiente nulo, ou seja 0%, uma tração extra é aplicada na aceleração da aeronave, porém, em alguns casos em que a aeronave estiver leve, ela poderá atingir velocidades acima da máxima permitida com os flaps abaixados (Vide Flap placard speed), sendo necessário continuar a subida para evitar danos estruturais nos flaps. Este segmento termina após o recolhimento total do flap ou após a aeronave ter atingido 1,25 VS, o que ocorrer por último. Definições do 3° Segmento A) um motor inoperante; B) demais motores em potência de decolagem; C) trem de pouso recolhido; Performance, Peso e Balanceamento

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D) flap recolhendo; E) velocidade - acelerando de V2 para 1,25 VS; F) gradiente nulo -0% Segmento Final: Inicia-se a partir do ponto onde a configuração for atingida. Neste ponto o avião atinge normalmente o limite de uso da potência de decolagem (5 minutos para motores a reação) e passa a utilizar a potência máxima contínua (MCT - Maximum Continuous Thrust). Termina a no mínimo 1500 pés acima do nível da pista. Definições do Segmento Final: A) um motor inoperante; B) demais motores em potência máxima contínua; C) trem de pouso recolhido; D) flap recolhido; E) velocidade - no mínimo 1,25 VS; F) gradiente mínimo - aeronave de 04 reatores: 1,7% aeronave de 03 reatores: 1,5% aeronave de 02 reatores: 1,2% Cálculo do gradiente mínimo em relação ao peso e temperatura da pista: As tabelas a sequir, mostram como é determinado o gradiente mínimo de decolagem para o Lear Jet 35A e para o Boeing 737.

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2.4 Trajetoria Net de decolagem A trajetória “NET” de decolagem, deve sobrevoar todos os obstáculos no mínimo á 35 pés acima dos mesmos. O setor começa no fim da pista com uma largura de 300 pés de cada lado de eixo longitudinal da pista, continuando com um desvio angular de 7 graus de cada lado .

2.5 Decolagem com Curva após decolagem A altura mínima para se iniciar uma curva é de 50 pés, onde a influencia da elevação do campo, temperatura e vento deverão ser levados em consideração. No caso de um vôo em curva, a redução de performance deverá ser aplicados conforme publicado no Airplane Flight Manual.

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2.6 Subida A subida influi muito no consumo de combustível e no alcance da aeronave. Como após a decolagem o avião ainda está voando na densa atmosfera das baixas altitudes e geralmente ainda muito pesado, o consumo de combustível será extremo. Normalmente é a subida a fase do vôo onde há o maior consumo de combustível. Por isso mesmo é que pequenas mudanças na razão de subida ou na velocidade podem fazer uma grande diferença. Com uma mesma potência é possível se subir mais rápido, porém com menor velocidade, e vice-e-versa. Com uma maior potência pode-se subir mais rápido e mais veloz, porém nem sempre o aumento no consumo de combustível será viável para esta operação.

ERJ-145

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Time: 19min Fuel: 1500kg Distance: 116NM TAS: 400

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3. VÔO DE CRUZEIRO Considerando que os aviões comerciais passam o maior tempo de vôo durante o regime de cruzeiro, serão de máxima importância os cálculos relativos á consumo de combustível, alcance, autonomia, tempo de vôo, etc. Nas aeronaves equipadas com motores a pistão , o alcance máximo é obtido voando-se num angulo de ataque onde a relação Cl/Cd é máxima. Para os aviões equipados com motores turbofan ou turbojato, o alcance máximo será obtido quando a relação M (Cl/ Cd) for máxima, ou seja, uma aeronave a jato de baixa velocidade é ineficiente.

  o   c    i    f    í   c   e   p   s    E   e   c   n   a   c    l    A

Máx. Alcance Longo Alcance

Máx. Autonomia

Fluxo de Combustível

Velocidade

Para os aviões, o alcance específico, é a distância percorrida dividida pelo peso do combustível consumido, ou seja: Alcance Específico = ____NM______ = _____NM/h________ = ____Va(TAS)___ Ib de combustível Ib de combustível/h consumo horário NM - distância percorrida (em relação ao ar) em milhas náuticas Devemos ressaltar, que muitas vezes, os pilotos, aumentam em alguns Knots na velocidade, acelerando um pouco o avião, com o intuito de chegar mais rápido ao destino e economizar combustível. Para qualquer aeronave , isto só é válido até certas condições. Chega-se a um momento em que o aumento no consumo não é proporcional ao aumento de velocidade, então a aeronave passa a voar um pouco mais rápido, mas estará consumindo muito mais combustível. Também é fundamental, para a economia de combustível, a escolha do nível de vôo que se utilizará, pois em função do tempo de subida e dos ventos em rota muitas vezes é preferível que se voe em níveis bem mais baixos do que o máximo operacional do avião.Analisemos os regimes de cruzeiro mais empregados: Performance, Peso e Balanceamento

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3.1 Maximum Range Cruise.(MRC) Cruzeiro de máximo alcance (maximun range cruise -  MRC)  é aquele no qual o alcance específico é máximo. Com este regime o avião voará o maior número de milhas náuticas por libra de combustível consumido. Se dois aviões iguais decolarem com o mesmo peso e a mesma quantidade de combustível, o que empregar o MRC terá o maior alcance, independente do regime empregado pelo outro avião. No entanto, neste regime a estabilidade de velocidade é relativamente pequena, o que torna necessário frequentes ajustes do motor pelo piloto.

3.2 Long Range Cruise.(LRC) Cruzeiro de longo alcance (!ong range cruise -  LRC)  comparando com MRC, o LRC tem o alcance específico cerca de 1 % menor, e a velocidade 3 a 5% maior. Assim, os benefícios de maiores velocidades (viagens mais rápidas, maior estabilidade de velocidade e menos ajustes do motor) são obtidos ao preço de uma perda de perto de 1 % do alcance específico máximo. Os  flight manuals dos aviões de transporte a jato normalmente incluem dados e tabelas sobre o LRC e não sobre o MRC.

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3.3 Maximum Endurance Cruise.(MEC) Cruzeiro de máxima autonomia (maximum endurance cruise-MEC)   é aquele que permite a maior autonomia, isto é,o maior número de horas de vôo. A velocidade para a autonomia máxima é obtida quando o consumo horário for mínimo, o que ocorre numa velocidade pouco menor que a de máximo Cl/ Cd. É usado nas esperas sobre aeroportos. 3.4 Maximum Speed Cruise.(MSC) Cruzeiro de velocidade máxima — é aquele no qual é atingida a VMO/ MMO. Naturalmente a tração e o EGT são muito elevados, o que diminui a vida útil do motor, e aumenta o consumo de combustível. 3.5 Constant Speed Cruise.(CSC) Cruzeiro com velocidade constante (constant speed cruise) algumas vezes o LRC pode ser substituído por um regime de velocidade constante, sem apreciável perda de alcance específico. Este regime tem a vantagem da simplicidade. 3.6 Cruzeiro econômico. È aquele no qual o custo por quilômetro percorrido é mínimo. Ver descrição fig. abaixo.

As tabelas a sequir, mostram o Normal Cruise e o Long Range Cruise para o Lear Jet 35A e o Long Range Cruise para o Boeing 767. ECONOMIZANDO COMBUSTÍVEL • Aerodinâmica • Acúmulo de sujeira • Portas, janelas, painéis e rebites desalinhados ou com saliências • Vazamento de vedações • Rugosidade da superfície e da tinta • Superfícies desalinhadas (em especial superfícies de controle) • Folgas e reparos mal-feitos na superfície da aeronave

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• • •

Time: 38 min Fuel: 1412kg Distance: 304NM

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5. AFUNDAMEN AFUNDAMENTO TO - DRIFTDOWN Caso ocorra a perda de um ou dois motores, o avião normalmente não terá capacidade de manter a altitude de cruzeiro, apesar da possibilidade de se empregar o regime de potência máxima contínua nos motores restantes. A velocidade escolhida para a descida deve assegurar: a) Maior L/D b) Trajetoria Líquida - 2000ft acima do maior obstáculo e 8 Km afastamento c) Chegada – 1500ft da pista + 30 min de reserva d) Alcance suficiente Os regulamentos determinam que nesses casos casos a trajetória liquida ultrapasse em pelo menos 600 m (2.000 pés) os obstáculos que estejam a 8 Km de cada lado da trajetória prevista .Esta trajetória é obtida da seguinte forma: Determina-se o gradiente bruto e subtrai-se o valor tirado da tabela abaixo, obtendo-se o gradiente líquido. A trajetória líquida pode ser estabelecida a partir deste gradiente. Motores 4

3 2

Motores parados 1 2 1.6% 0.5% 1,4% 0,3% 1,1%

Se, na descida para uma altitude menor, o alcance ou a ultrapassagem de um obstáculo se tornar crítico, então a trajetória deve seguir o menor ângulo possível. Para isso, o avião inicialmente deve desacelerar para a velocidade de menor arrasto (CL/CD)Max, e descer até à altitude de nivelamento. Se esta não for suficiente para ultrapassar os obstáculos com segurança, então o peso deve ser reduzido por alijamento de combustível para assegurar uma altura de nivelamento maior. Quanto mais cedo for iniciado o alijamento, maior será o alcance obtido. É evidente que o combustível remanescente deve ser suficiente para prosseguir o vôo até o aeroporto a uma altitude mínima de chegada de 1.500 pés, e com 30 minutos de vôo de reserva. Exemplo: Se um Boing 767 estiver com 170 toneladas de peso no instante da perda do motor, e a temperatura do ar externo for igual ou menor que a ISA, ele poderá atingir a altitude máxima de 18.900 pés com um peso de 164 164 000Kg, e se o vento local local for de 40 kt de proa, a distância percorrida em relação ao solo será de 400 milhas náuticas em 75min (Tab) .Se considerarmos o nivelamento a 18000 pés, o avião terá um consumo de 5373Kg/h de combustível para LRC (Tab) . As tabelas a sequir, mostram como é determinado o Driftdown para o Boeing 767 e para o Lear Jet 35A

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6. DESCIDA A determinação das velocidades de descida são estabelecidas por critérios puramente econômicos e são influenciadas pelo peso, vento, levando-se em consideração o conforto dos passageiros e a pressurização da cabine. Usualmente determina-se uma velocidade de descida de 20 a 30 kt maior que a velocidade de descida de custo mínimo. A velocidade econômica de descida é definida comparando-se custos e consumo em diferentes velocidades. Normalmente especifica-se três perfis de descida em idle power (aceleração mínima), A, B e C onde o perfil A terá velocidade no arrasto mínimo até C na VMO. O perfil “A” será o de maior economia e o perfil C, o de menor tempo de vôo. A velocidade econômica é cerca de 20 a 40 kt acima da velocidade de arrasto mínimo, enquanto a velocidade para consumo mínimo é cerca de 10 kt acima da velocidade de arrasto mínimo.E uma vez feita a seleção de velocidades, ela poderá ser corrigida caso haja a ocorrência de ventos. Para o planejamento e execução de descidas, isto significa que no caso de ventos não previstos, ela deve ser iniciada um pouco mais tarde, corrigindo-se o perfil de descida através de mudanças de velocidade. Isto evitaria a situação adversa de retornar ao perfil previsto através de aumento de potência do motor.

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7. POUSO 7.1 Generalidades O desempenho de um avião na operação de pouso tem muitos fatores em comum com a operação de decolagem, ou seja, o peso do avião, a densidade do ar, o arrasto total, o atrito com o solo, o vento e o gradiente da pista influenciam na distância de pouso. Os fatores que influenciam especificamente na distância de pouso são os recursos de frenagem do avião, sendo o principalmente os freios das rodas e, nos aviões mais modernos, teremos também os reversíveis e os “spoilers”. Um fator que é comum às duas manobras, mas que na distância de pouso é extremamente importante, são as condições de atrito da pista; uma pista contaminada por água, neve, gelo, etc. pode ocasionar um pouso tão longo que o piloto não consegue parar o avião no comprimento existente de pista. Ação dos Reversíveis O efeito dos reversíveis no pouso é mais acentuado nas velocidades mais altas, logo após o pouso, diminuindo gradativamente com a velocidade. Daí a importância de serem acionados o mais cedo possível após o toque das rodas no solo. Com pista seca, a ação combinada dos freios com os “spoilers” é o recurso de desaceleração mais eficiente; nesta situação, o efeito do reversível representa uma percentagem pequena na desaceleração. Em pistas contaminadas, onde o coeficiente de atrito fica reduzido, o efeito de frenagem do reversível passa a ser o principal recurso de desaceleração do avião. 7.2

7.3 Fatores que Afetam a Distância de Pouso Os principais fatores que influem na distância que o avião necessita para pousar são: * Velocidade no cruzamento da cabeceira da pista * Altura sobre a mesma * Angulo da trajetória de aproximação * Peso do avião * Capacidade de desaceleração * Vento * Gradiente da pista * Altitude do aeroporto ou densidade do ar * Condições de atrito do piso da pista

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7.4 Velocidades no Cruzamento da Cabeceira da Pista Normalmente, o cruzamento da cabeceira da pista é previsto ser feito com uma velocidade que garanta uma margem de segurança sobre o estol. Nos aviões de grande porte, os fabricantes recomendam que essa velocidade seja 30% acima do estol (1,3 Vs). As distâncias previstas para o pouso são baseadas nessa velocidade e qualquer valor adicional implicará numa maior distância para parar o avião. VRef (Reference Speed): Velocidade teórica na configuração de pouso na qual a aeronave deve cruzar a cabeceira da pista numa altura mínima de 50 pés, não deve ser menor que 1.3 VS. A VRef depende do peso e da configuração e da posição dos Flapes; VMcl (Velocidade Mínima de Controle no Ar para aproximação e Pouso): É a mínima velocidade de controle no ar com a aeronave na configuração de aproximação ou pouso, ou seja, é a mínima velocidade na qual é possível com um motor inoperante, manter o controle da aeronave dentro dos limites definidos enquanto aplicando as variações máximas de potencia no(s) motor(es) ativo(s). Atualmente os aviões mais modernos possuem FMCs ou MCDUs para calcular as Vrefs, ajustes de potência, razões de subida e descida baseado no ZFW (Zero Fuel Weight), quantidade de combustível e gross weight (peso total) da aeronave. Os jatos mais antigos como o B707, B727, DC-8, DC-9, DC-10 e aeronaves executivas não possuem estes computadores e o engenheiro de vôo ou o piloto tem que consultar seus manuais e gráficos para obter os dados . VSo Velocidade de pouso (Flaps e trens de pouco entendidos) 7.5 Regulamento para o Máximo Peso de Pouso para um determinado comprimento de Pista. a) Distancia de Pouso Demonstrado, é a requerida para pousar e alcançar a parada total da aeronave a partir de uma altura de 50 pés acima da pista. Esta distancia é determinada por vários pesos de pouso, altura da pista e componentes de vento, considerando condições de pista seca, temperatura (ISA) e VRf = 1.3 Vs até uma altura de 50 pés acima da pista. b) Distancia de Pouso Disponivel, é a superfície designada pelas autoridades aeroportuárias, usada para pouso e rolagem numa certa direção, livre de obstáculos e capacitada a suportar o peso da aeronave. c) Velocidade de Referencia para Pouso (VRef), também chamada de THRESHOLD SPEED (Vth) ou velocidade na cabeceira da pista, que é a prevista para manter na configuração de pouso a 50 pés de altura, na cabeceira da pista para um pouso normal. Vref = Vth = 1.3 Vs, onde Vs = Velocidade de “STALL” na configuração de pouso. 7.5 Regulamento para Pouso A distancia de pouso demonstrada sem uso de reversível é baseada no peso de pouso, estimado a partir de peso de decolagem menos o consumo normal da etapa, não devendo exceder 60% da distancia total existente da pista. Ou seja, a distancia requerida para pouso deve ser pelo menos 1,67 vezes a distancia de pouso demonstrado. Para efeito de planejamento de vôo, o comprimento requerido da pista deve ser aumentado de 15% quando a pista estiver molhada (exceto para aeroporto de alternativas). Esta margem pode ser reduzida se o fabricante da aeronave puder demonstrar que a aeronave tem condições de pousar numa pista molhada com menor margem. Por exemplo, o B-727, que foi demonstrando pousos e paradas em pista molhada com sucesso. Performance, Peso e Balanceamento

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Em condições normais com uma pista molhada , teremos então que a distancia requerida para pouso é igual a 115% da distancia demonstrada para pouso em pista seca. 7.6 Máximo Peso de Pouso limitado pela Energia dos freios (Brake Energy) Considerando uma ação de frenagem completa, que os spoilers são totalmente estendidos e reversíveis não aplicados, os freios podem produzir energia térmica suficiente para permitir que o fusível derreta depois de um certo período. Isto naturalmente, ocorre sob condições extremamente desfavoráveis (Peso alto de pouso, elevação do aeroporto, temperatura alta do ar ambiente, pouco flap e declive acentuado na pista). Decolagem imediata sem dar o tempo necessário para o resfriamento dos freios, poderia causar dificuldades posteriormente. O tempo de permanência no solo e a temperatura nos freios para evitar que os fusíveis derretem, podem ser obtidas nos manuais de vôo publicados pelo fabricante. 7.7 Pousos com Pesos acima do Estrutural Razões técnicas podem forçar o retorno de um vôo, necessitando assim, alijamento de combustível para evitar pousos acima do estrutural. Considerando os aspectos da falta de combustível, e os pontos de vista ecológicos, pousos acima do estrutural, podem ser autorizados pelas autoridades competentes sob certas condições, desde que não apresente nenhum risco na segurança da aeronave e seus ocupantes, caso contrario, o combustível deverá ser alijado. Planejar um vôo com pouso acima do estrutural, não é permitido. Os seguintes aspectos devem ser levados em consideração para um pouso acima do estrutural. a)Flap placard speeds Um pouso com excesso de peso permite configuração de flap normal para pouso. Já que aerodinamicamente as cargas nos flaps são em função de velocidade e independentes do peso. Não é possível que as velocidades sejam inferiores das que constam nos “PLACARD SPEED”. Os esforços adicionais sobre a estrutura da asa devido a pesos maiores no pouso podem ser reduzidos limitando as curvas à um ângulo de 30 graus, assim sendo reduz a fator “G”. b) Distancia requerida para Pouso com Peso acima do Estrutural Para um pouso com um peso acima do estrutural, a distancia de pouso requerida (seca ou molhada) deve ser levada em consideração. c) Inspeção após Pouso Se um pouso for efetuado com peso acima do estrutural, é necessário a inspeção de acordo com os manuais de manutenção, independente, da suavidade do toque da aeronave. Os gráficos a seguir, mostram como é determinada a distância de pouso para o Boeing e Lear Jet 35, alem das velocidades de aproximação e Vref:

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Peso planejado de pouso: 49.685Kg Velocidade: 131Kts para flaps 40°

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Peso para pouso: 49.685 Kg = 109.535 lbs Distância para pouso: 3871 ft

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8. PESO E BALANCEAMENTO Para garantir condiçőes de vôo, um balanceamento adequado das cargas permite que o CG fique nos limites de posicionamento determinados pelo fabricante. Por este motivo, para cada decolagem é obrigatória a determinaçăo da posiçăo do CG . Nas aeronaves atuais, o estabilizador horizontal tem sua posiçăo para decolagem determinada em funçăo do CG . Por esta razăo é necessário que o comandante da aeronave tenha ou calcule posiç ăo correta do CG. Um mau balanceamento pode trazer sérios problemas, n ăo só na decolagem como também durante o vôo, como, atitude anormal , vôo desnivelado, maior consumo de combustível, velocidade abaixo da prevista, comandos restritos do profundor , pouso difícil, mudança da velocidade de estol, etc. A posiçăo ideal é aquela em que o avi ăo pode operar mais eficientemente. O melhor balanceamento para vôo de cruzeiro é aquele em qu ę o aviăo pode voar uma maior distância para o combustível transportado, obtendo um melhor rendimento Um bom balanceamento é obtido com uma distribuiç ăo de carga planejada e consciente. As cargas concentradas, localizadas próximo ŕ   asa, podem ser balanceadas por cargas mais leves, posicionadas em direçăo ao nariz ou ŕ  cauda da aeronave. 8.1 Pesos Definiçőes de peso: A) Peso básico – PB , Basic weight - WB Situaçăo em que a aeronave é pesada para cálculos de peso e balanceamento. Č informado pelo fabricante da aeronave.

Constam do PB os seguintes itens: -Célula, -Motores, -Sistemas, -Instalaçőes nas cabines (acabamentos, equipamentos fixos, etc.), -Equipamentos de Emergęncia, -Combustível e Óleo residuais (năo drenáveis).

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B) Peso basico operacional – PBO , Basic operational weight – BOW É igual ao Peso Básico mais a tripulaç ăo com bagagem mais as comissarias.

C) Peso zero combustivel – PZC , Dry operating weight – DOW Também conhecido como Peso Zero Combustível Atual (Actual Zero Fuel Weight) para diferenciá-lo do Peso Máximo Zero Combustível (Maximum Zero Fuel Weight), que é um Iimitante. É igual ao Peso Básico Operacional acrescentado do total de carga a bordo (PAYLOAD). D) Peso de decolagem – PD ,Take off weight – TOW E igual ao Peso Zero Combustível acrescentado do combustível na decolagem (Take off fuel);

E) Peso de pouso – PP , Landing weight LW É igual ao Peso de decolagem menos o combustível a ser consumido na etapa F) Peso Maximo de táxi – PMT , Maximun strutural ramp weight MSRW Limite de peso estrutural da aeronave que nunca poderá ser ultrapassado. G) Peso Maximo estrutural de decolagem  – PMED , Maximun takeoff Gross weight MTOGW É o Peso Máximo de Decolagem, determinado pelo fabricante em funç ăo da resistęncia estrutural da aeronave ou outro fator relacionado ŕ  sua construçăo. Performance, Peso e Balanceamento

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H) Peso Maximo de decolagem – PMED , Maximun takeoff weight MTOW O Peso Máximo de Decolagem pode estar também limitado pelo Peso Máximo Zero Combustível, Peso Máximo de Pouso, condiç őes meteorológicas, obstáculos, gradiente de subida e até mesmo velocidade de pneus, entre outras coisas. I) Peso Máximo estrutural de pouso – PMEP, Maximun landing gross weight - MLGW É o Peso Máximo de Pouso determinado pelo fabricante em funçăo de sua estrutura. J) Peso máximo de pouso – PMP, Maximun landing weight - MLW

É o menor peso limitante entre a pista do aeroporto de destino e o estrutural da aeronave. K) Peso máximo zero combustível – PMZC , Maximun zero fuel weight - MZFW É um limite estrutural em funçăo da resistęncia da asa. Com aviăo em voo, as asas sofrem esforço de baixo para cima (sustentaçăo) e a fuselagem, com seu peso, produz sempre uma força para baixo. Esta força tem que ser limitada para que a asa năo se quebre.

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8.2 Balanceamento A teoria de. Peso e Balanceamento é baseada no Princípio da balança de onde se origina o termo balanceamento. O trabalho de quem utiliza uma balança é equilibrá-la. No balanceamento de uma aeronave o trabalho não é diferente.

Pode-se afirmar que estando pesos iguais a uma mesma distância do ponto de apoio, a gangorra está equilibrada. Esta distância do ponto de aplicação do peso ao ponto de apoio recebe o nome de BRAÇO. Qualquer peso aplicado em qualquer ponto desta gangorra, diferente do ponto de apoio, gera uma força que a movimenta em torno deste. Esta força recebe o nome de MOMENTO, e seu valor pode ser determinado com o uso da seguinte fórmula: M = P x B, onde: M=MOMENTO P=PESO B = BRAÇO 8.3 Datum Line

Datum Line é uma linha vertical da qual todas as medidas horizontais são tomadas. A datum line pode ser posicionada no bordo de ataque da asa, tangente ao nariz do avião ou adiante deste, não existindo uma regra quanto à sua localização. Na maioria das aeronaves é localizada à frente do nariz. Sua posição é determinada pelo fabricante da aeronave. Performance, Peso e Balanceamento 61

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8.4 Estação de balanceamento (STA) È um plano vertical em relação ao eixo longitudinal da aeronave. A estação é identificada por sua distância da DATUM LINE, geralmente medida em polegadas. 8.5 Cálculo do CG Considera-se a aeronave à direita da gangorra e o ponto de apoio coincidindo com a Datum line . As distâncias coincidem assim com as estações. A aeronave tem no exemplo, três pontos de apoio: Um no trem de pouso de nariz e dois nos trens de pouso principais, cujas posições em estação são conhecidas. Determina-se o peso em cada ponto com o uso de balanças e calcula-se o CG com a somatória dos momentos. 8.6 Deslocamento do CG O centro de gravidade de uma aeronave tem sua posição determinada em função da distribuição de pesos a bordo como: carga nos porões, material de comissaria , número de tripulantes e passageiros, e muda sempre que algum peso é retirado, colocado ou trocado de posição em relação ao eixo longitudinal da aeronave. O centro de gravidade pode ser deslocado ao longo de qualquer um dos três eixos básicos do avião. Devido às reduzidas dimensões de largura e altura da fuselagem, não existe muita variação de posição do CG em torno dos eixos vertical e lateral.

Geralmente, os fabricantes apresentam os limites de posição de CG, de uma aeronave, em forma de gráfico que chamamos de ENVELOPE. Os limites do CG devem: 1 - Garantir condições de manobrabilidade do avião em vôo, 2 - Impedir excesso de peso no trem de pouso dó nariz, 3 – Garantir o peso máximo de decolagem estrutural, 4 - Impedir excesso de peso no trem de pouso principal, 5 - Impedir o Centro de Gravidade (CG) de coincidir com o Centro de Pressão (CP), 6 – Garantir o peso máximo zero combustível. 8.7 Calculo dos limites de posição do CG. As tabelas a sequir, mostram como são determinadas as posição do CG para o Lear Jet 35A e para o Boeing 767. Performance, Peso e Balanceamento

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Choque de DC-8 com o solo é provocado por carregamento incorreto O carregamento foi realizado sem seguir os procedimentos preconizados pela empresa aérea. Como resultado, a tripulação usou ajuste do compensador que não correspondia ao centro de gravidade (traseiro) da aeronave. Durante a decolagem do aeroporto Internacional de Miami, um DC-8-61 perdeu sustentação e chocou-se com o solo aproximadamente 915 metros após o final da pista, no pátio de estacionamento de automóveis de um supermercado, falecendo os tripulantes e pessoa no solo. Segundo a investigação, o acidente foi conseqüência do carregamento incorreto do avião, resultando em um centro de gravidade muito traseiro e que, por essas informações, os tripulantes foram induzidos a utilizar um ajuste de compensador incorreto provocando um excessivo 'pitch-up' durante a rotação. - Planejamento e carregamento do avião O vôo foi planejado originalmente para ser realizado por um outro avião também DC-8, com características diferentes, que não chegou no horário previsto. Com o replanejamento, nova distribuição da carga foi confeccionada, alterando as posições de alguns 'pallets', com as posições 2 e 13 vazias. O funcionário que levou os documentos até a rampa não sabia da troca de aeronaves e apanhou, no escritório, a ficha de distribuição da carga com o planejamento anterior, no qual seria baseado o carregamento. O supervisor de carga da empresa de rampa possuía pouca experiência em carregamento de aeronaves. O supervisor de carga da empresa aérea não era o responsável pelo carregamento, por ser esse serviço prestado por outra empresa. O atraso provocado pela troca de aeronave fez com que o serviço de carregamento fosse executado apressadamente e com uma série de improvisos. Não foram travados vários 'pallets' em face da carga bloquear a passagem. Como tentativa de correção, todos os 'pallets' a partir da posição 5 foram empurrados para trás, ocupando, assim, a posição que ficaria vazia. Não foi feita nenhuma tentativa para estabelecer como essas alterações afetariam adversamente a performance do avião. O manual de operações da empresa estabelece que o engenheiro de vôo deve verificar a condição da carga, entretanto, existe uma confiança entre o supervisor de carga e a tripulação. Outras pessoas informaram que nessa base, normalmente os aviões são carregados antes da chegada dos tripulantes e, como neste caso específico, a carga não permitia a locomoção dentro do avião para essa conferência. - Investigação A investigação constatou que a carga foi pesada pela empresa de rampa, antes de ser acomodada nos 'pallets', mas não foi conferido pela empresa aérea. Performance, Peso e Balanceamento

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A sucessão de erros das empresas e as deficiências nos procedimentos de carregamento deste vôo, não permitiram que a investigação pudesse reconstituir esse processo. O peso declarado na folha de carga pode ter sido muito inferior ao real colocado no avião, assim como o CG poderia estar além do limite traseiro. Tal erro causaria um 'pitch-up' maior do que a expectativa e fora dos limites previstos para a aeronave. Há cerca de seis meses antes deste acidente a empresa aérea vinha apresentando deficiências no processo de carregamento e não adotava medidas corretivas concretas. Uma vistoria detectou, após observar os serviços da empresa, problemas na área de peso e balanceamento; manejo da carga no solo e amarração da mesma; precisão no peso dos 'pallets' individuais; a conservação de 'pallets' e redes de contenção. Nesse período uma aeronave foi carregada sem que os pesos da carga fossem registrados. O piloto constatou essa deficiência e um erro no cálculo do CG, cancelando o vôo. Um mês antes deste acidente, nessa mesma base, durante a corrida de decolagem, uma aeronave começou uma rotação não comandada, próximo a V1. Este incidente não teve uma investigação aprofundada, somente uma discussão a esse respeito com o setor de operações da empresa, não gerando nenhuma recomendação preventiva. - Conclusão A investigação concluiu que as causas prováveis do acidente foram: - a deficiência da empresa aérea em controlar o processo operacional de carregamento; - a deficiência da empresa operadora de rampa em não observar os procedimentos operacionais estipulados pela empresa aérea; e, - a deficiência do Órgão fiscalizador em monitorar adequadamente as responsabilidades de controle operacional, e em assegurara a correção das deficiências conhecidas da empresa aérea. - Recomendações de segurança de vôo Todas as empresas aéreas devem desenvolver e utilizar um 'checklist' de carregamento, para confirmar que todos os passos foram realizados para cada posição no avião, e que a condição, peso e seqüência de cada 'pallet' está correta. Deve fornecer treinamento periódico para o pessoal que manipula cargas e desenvolver material explicativo sobre os riscos de erros no carregamento. Artigo adaptado da Revista Accident Prevention da Flight Safety Foundation (Retirado do Informativo VASP Safety News).

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Boeing 737-300 CFM56-3 Origem SBCF Temp. 25°C Destino SBRF Temp. 25ºC Destino SBRF Reserva de 10% Alternativo Espera Alternativo Mínimo Requerido Extra Táxi TOTAL

2715ft. 0033ft. FUEL 5511 0551 1062 0980 8104 1000 0200 9304

TIME 0230 (estimado) 0020 0025 135NM 0030 0348 0031

878NM

0421

-----------------------------------------------------------------------------Peso Básico 34,057Kg Fuel 9304Kg Carga Paga 8000Kg + 51,361Kg Táxi 00200 51,161Kg Peso planejado de decolagem: 51,161Kg Peso planejado de decolagem

51.161Kg

Peso Básico

34.057Kg

Peso máx. de táxi

61.461Kg

Peso máx. de decolagem

61.234Kg

Peso máx. de pouso

51.709Kg

Peso planejado de pouso

45.650Kg

Peso máximo sem combustível

48.307Kg

Carga paga máxima

14.250Kg

Carga paga transportada

8.000Kg

Portanto teremos:

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CLIMB: FL350 Time: 19min Fuel: 1500kg Distance: 116NM TAS: 400

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ENROUTE Time: 1h 40min Fuel: 3716kg Distance: 636NM Performance, Peso e Balanceamento

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DESCENT Time: 23min Fuel: 295kg Distance: 111NM Performance, Peso e Balanceamento

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POUSO Recife – SBRF Pista: 3007 x 45 ASPH Vento: 0kt Condição da pista: seca Slope: 0° Vref: 131Kts com 40° de flap

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