Aerodinâmica e Montagem de Aeronaves

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Introduçãod ã
Aerodinâmica, Montagem da
Aeronave e Instalação de Cabos/Aparelhagem 
CAPÍTULO 2 
(equipamento)
As três questões diretamente relacionadas a 
construção, operação e conserto de aeronaves são: 
aerodinâmica, montagem e Instalação de Cabos. 
Porém cada uma destas áreas é estudada separada-
mente, e eventualmente são relacionadas para poder 
oferecer um entendimento científico e físico sobre 
como uma aeronave é preparada para voar. 
2- 2
Seguindo a lógica, o estudo deve iniciar pela aerodi-
nâmica básica. Através do estudo da aerodinâmica é 
possível se familiarizar com os princípios de voo da 
aeronave. 
Aerodinâmica Básica
A aerodinâmica é o estudo da dinâmica dos gases, da 
interação entre um objeto em movimento e a atmos-
fera. Esta é a abordagem principal deste manual. O 
movimento de um objeto e sua reação em relação ao 
fluxo de ar que o cerca pode ser visualizado quando 
observamos a água passando pela proa de um navio. 
A principal diferença entre a água e o ar é que o ar é 
compressível e a água é incompressível. Uma grande 
parte do estudo da aerodinâmica está na ação do flu-
xo de ar sobre um corpo. Alguns temos comuns em 
aviação como leme, casco, linha d´água e quilha são 
adotados dos termos náuticos. 
Muitos livros já foram escritos sobre aerodinâmica de 
voo de aeronave. Quando ao conhecimento, não é ne-
cessário a um mecânico de aeronaves (A&P, ou seja, 
de fuselagem e de conjunto motopropulsor) conhecer 
tanto de aerodinâmica quanto um engenheiro aero-
náutico. O mecânico precisa entender a relação entre 
como a aeronave executa seu voo e a reação das peças 
estruturais em relação forças nelas aplicadas. O enten-
dimento dos motivos que levam as aeronaves a serem 
projetadas com tipos específicos de sistemas de con-
troles primário e secundário e o porquê das superfí-
cies terem uma aerodinâmica lisa ou fluída é essencial 
para a manutenção das complexas atuais aeronaves.
A teoria do voo deve ser descrita em termos de leis de 
voo, porque o que acontece a uma aeronave quanto 
está em voo não está baseado em suposições, mas em 
uma série de fatos. A aerodinâmica é um estudo das 
leis que foram provadas e que explicam as razões fí-
sicas do porque um avião voa. O termo aerodinâmica 
é derivado da combinação de duas palavras gregas: 
“aero”, que quer dizer ar, e “dynamis”, que quer dizer 
intensidade da força. Assim, a junção de “aero” com 
“dinâmica” resulta em “aerodinâmica” – o estudo dos 
objetos em movimento através do ar e as forças que 
geram ou alteram este movimento. 
Em relação a aerodinâmica uma aeronave pode ser de-
finida como um objeto que viaja através do espaço que 
é afetado pelas mudanças das condições atmosféricas. 
Em outras palavras, a aerodinâmica explica as relações 
entre a aeronave, o vento relativo e a atmosfera. 
A Atmosfera
Antes de examinarmos os fundamentos do voo, pre-
cisamos considerar vários fatores básicos, ou seja, 
aqueles que fazem uma aeronave operar no ar. Para 
tanto precisamos entender as propriedades do ar que 
afetam o controle e o desempenho de uma aeronave. 
O ar na atmosfera terrestre é composto, na sua maio-
ria, por nitrogênio e oxigênio. O ar é considerado um 
fluido porque se enquadra na definição de substancia 
que possui a habilidade de fluir ou assumir a forma do 
recipiente no qual estiver capturado. Se o recipiente 
for aquecido, a pressão aumenta. Se for resfriado, a 
pressão diminui. O peso do ar é maior a nível do mar 
onde ele foi comprimido por todo o ar acima. Esta 
compressão de ar é chamada pressão atmosférica. 
Pressão
A pressão atmosférica é normalmente definida como 
a força exercida contra a superfície da terra pelo peso 
do ar acima da desta superfície. O peso é a foca apli-
cada a uma área que resulta na pressão. A força (F) é 
igual a área (A) vezes a pressão (P), ou F = AP. Deste 
modo, para encontrar a quantidade de pressão, divida 
a área pela força (P = F/A). uma coluna de ar (uma 
polegada quadrada) a nível do mar sobre a atmosfe-
ra pela aproximadamente 14,7 libras. É por isso que 
a pressão atmosférica é dada em libras por polegada 
quadrada (psi). Sendo assim, a pressão atmosférica a 
nível do mar é de 14,7 psi.
Figura 2-1. Barômetro usado para medir pressão atmosférica.
30 
25 
20 
15 
10 
 5 
 0 
Inches of 
Mercury 
Millibars 
1016 
847 
677 
508 
339 
 170 
 0 
5
0
170 170170
000000
29.92" 
Standard 
Sea Level 
Pressure 
Hg 1013 
Standard 
Sea Level 
Pressure 
mb 
A t m o s p h e r i c P r e s s u r e 
V
ac
uu
m
 
0.491 lb Mercury
1" 
1" 
1"
 
2- 3
A pressão atmosférica é medida com um instrumento 
chamado barômetro, que é composto de mercúrio em 
um tubo, que registra a pressão atmosférica em pole-
gadas de mercúrio (“Hg). [Figura 2-1] Esta medida de 
“Hg é a medida padrão nos altímetros de aviação e nos 
relatórios de tempo dos Estados Unidos. No entanto, os 
mapas metereológicos mundiais e de alguns fabricantes 
de instrumentos para aeronaves americanos indicam a 
pressão em milibar (mb), uma unidade métrica. 
A nível do mar, onde a pressão atmosférica média é de 
29,92 “Hg, a medida métrica é de 1013,25 mb.
Uma consideração importante é que a pressão atmos-
férica varia com a altitude. Conforme uma aeronave 
sobe, a pressão atmosférica cai, o conteúdo de oxigê-
nio do ar diminui e a temperatura cai. As mudanças 
de altitude afetam o desempenho de uma aeronave 
em áreas como sustentação e potencia de motor. Os 
efeitos da temperatura, altitude e densidade de ar no 
desempenho de uma aeronave são abordadas nos pró-
ximos parágrafos. 
Densidade
A densidade é medida em unidade de volume. Con-
siderando que o ar é uma mistura de gases, ele pode 
ser comprimido. Se o ar em um recipiente está sob 
metade da pressão do que a mesma quantidade de ar 
em outro recipiente idêntico, o ar que está sob maior 
pressão pesa duas vezes mais do que o que está no re-
cipiente com menor pressão. O ar que está sob maior 
pressão é duas veze mais denso do que o que o do ou-
tro recipiente. Para a mesma medida de ar, o que está 
sob maior pressão ocupa somente metade do volume 
do que está sob metade da pressão. 
A densidade dos gases é regida pelas seguintes regras:
1. A densidade varia na proporção direta da 
pressão.
2. A densidade varia inversamente a tempera-
tura. 
Deste modo, o ar em altas altitudes é menos denso do 
que o ar em altitudes mais baixas, e a massa de ar quen-
te é menos densa do que a massa de ar frio. 
As alterações de densidade afetam o desempenho da 
aerodinâmica da aeronave com a mesma potência. 
Uma aeronave pode voar mais rápido em uma altitude 
maior, onde a densidade é mais baixa, do que em uma 
altitude menor, onde a densidade é maior. Isto é possí-
vel porque o ar oferece menos resistência à aeronave 
quando contém menor número de partículas de ar por 
unidade de volume. 
Umidade
A umidade é a quantidade de vapor d’água no ar. A 
quantidade máxima de vapor d’água que o ar pode 
suportar varia de acordo com a temperatura. Quanto 
maior a temperatura do ar, maior a quantidade de vapor 
d’água que ele pode absorver. 
1. A umidade absoluta é o peso do vapor d’água 
em uma unidade de volume de ar. 
2. A umidade relativa é a proporção, em por-
centagem, da umidade que realmente está 
no ar e a umidade que ele deveria suportar 
se estivesse saturado à mesma temperatura e 
pressão. 
Considerando que a temperatura e pressão permane-
cem a mesma, a densidade do ar varia inversamente 
com a umidade. Em dias úmidos, a densidade do ar é 
menor do que nos dias secos. Por esta razão uma aero-
nave precisa de uma pista mais longa para decolar em 
dias úmidos do que em dias secos. 
Por si só o vapor d’água pesa aproximadamente cinco 
oitavos a mais do que a mesma quantidade em um dia 
perfeitamente seco. Portanto, quanto o ar contém vapor 
d’água ele não é tão leve quanto o ar seco que não con-
tém umidade. 
Aerodinâmica e as Leis da Física
A lei da conservação deenergia diz que a energia não 
pode ser criada nem destruída. 
O movimento é o ato ou processo de mudar de lugar 
ou posição. Um objeto pode estar em movimento em 
relação a um objeto e estático em relação a outro. Por 
exemplo, uma pessoa sentada em uma aeronave voan-
do a 200 nós está em descanso ou em movimento em 
relação à aeronave. No entanto, a pessoa e a aeronave 
estão em movimento em relação ao ar e a terra. 
O ar não tem força ou potência, somente pressão, a 
menos que esteja em movimento. Quanto ele está em 
movimento, porém, sua força se torna aparente. Um 
objeto em movimento em um ar parado não tem ne-
nhuma força exercida em si como um resultado do 
2- 4
seu próprio movimento. Não faz diferença em efeito, 
se um objeto está em movimento em relação ao era 
ou se o ar está em movimento em relação ao objeto. 
O fluxo do ar ao redor de um objeto gerado pelo mo-
vimento tanto do ar quanto do objeto é chamado de 
vento relativo. 
Velocidade e Aceleração
Os termos “aceleração” e “velocidade” são frequen-
temente trocados um pelo outro, mas eles não têm o 
mesmo significado. Aceleração é a taxa do movimen-
to em relação ao tempo, e velocidade é a taxa do mo-
vimento em uma dada direção em relação ao tempo. 
Uma aeronave parte da cidade de New York e voa 10 
horas a uma velocidade média de 260 milhas por hora 
(mph). Ao final deste período, a aeronave pode estar 
sobre o oceano Atlântico, Pacífico, Golfo do México 
ou de volta sobre a cidade de New York, no caso de 
um trajeto circular. Se essa mesma aeronave voasse 
a uma velocidade de 260 mph na direção sudoeste, 
ela chegaria em Los Angeles em aproximadamente 
10 horas. Este primeiro exemplo indica apenas a taxa 
de locomoção, e indica a velocidade da aeronave. No 
último exemplo é incluída uma direção específica jun-
tamente com a taxa de deslocamento, indicando a ve-
locidade da aeronave. 
A aceleração é definida como a taxa da mudança de 
velocidade. Uma aeronave em velocidade crescente é 
um exemplo de aceleração positiva, enquanto que ou-
tra aeronave reduzindo sua velocidade é um exemplo 
de aceleração negativa, ou desaceleração. 
Leis de Newton
As leis básicas que regem a ação do ar em relação ao 
vento são conhecidas como as leis de Newton.
A primeira lei de Newton é normalmente chamada de 
lei da inércia. Ela diz simplesmente que um corpo em 
descanso não se move a menos que seja aplicada alguma 
força sobre ele. Se um corpo esta se movendo em uma 
velocidade constante em linha reta é necessário seja apli-
cada força para aumentar ou diminuir a velocidade. 
De acordo com a lei de Newton o ar é um corpo, pois 
possui massa. Quando uma aeronave está no solo com 
seu motor desligado, a inércia a mantém em repouso. 
Uma aeronave é movida do seu estado de repouso pela 
força de empuxo gerada por um propulsor, pela des-
carga dos gases de exaustão ou ambos. Quando uma 
aeronave está voando em uma velocidade constante 
em linha reta, a inércia tende a manter a aeronave em 
movimento, sendo necessário alguma força externa 
para alterar o curso de voo da aeronave. 
A segunda lei de Newton diz que um corpo em movi-
mento em uma velocidade constante sofre a ação de 
uma força externa, a alteração do movimento é propor-
cional a quantidade dessa força, e o movimento assume 
a direção na qual a força estiver atuando. Esta lei pode 
ser matematicamente descrita conforme segue:
Same mass of air
Mass of air
Velocity increased
Pressure decreased
(Compared to original)
Normal pressure
Normal flow Increased flow Normal flow
Normal pressure
A 
B 
Figura 2-2. Princípio de Bernoulli.
2- 5
Força = massa X aceleração (F=ma)
Se uma aeronave estiver voando contra o vento sua 
velocidade diminui. Se o vendo estiver vindo de qual-
quer um dos lados da aeronave, ela é empurrada para 
fora do seu curso, a menos que o piloto tome alguma 
ação corretiva contra essa ação. 
A terceira lei de Newton é a lei da ação e reação. Esta 
lei diz que para cada ação (força) há uma reação opos-
ta (força) igual. Esta lei pode ser exemplificada pelo 
tiro de uma pistola. A ação é o movimento para frente 
da bala, enquanto a reação é o gatilho da pistola pu-
xado para trás. 
As três leis de movimento acima abordadas se aplicam 
a teoria do voo. Em muitos casos as três leis podem 
estar em operação ao mesmo tempo em um aeronave. 
Princípio de Bernoulli e Fluxo Subsônico
O princípio de Bernoulli diz que quando um fluido (ar) 
passa através de um tubo e encontra um estreitamento 
ou barreira neste tubo, a velocidade do fluxo desse flu-
ído através da barreira aumenta e sua pressão diminui. 
A superfície abaulada (curvada) de um aerofólio (asa) 
afeta o fluxo de ar exatamente da mesma forma que 
em um estreitamento em um tubo afeta o fluxo de ar. 
[Figura 2-2] O diagrama A da Figura 2-2 ilustra o efeito 
do ar passando através de uma estreitamento em um 
tubo. No diagrama B o ar passa pela superfície abaula-
da, como a do aerofólio, e o efeito é parecido ao do ar 
passando pelo tubo com um estreitamento. 
Conforme o ar flui sobre a superfície superior de um 
aerofólio, sua velocidade aumenta e sua pressão di-
minui, formando uma área de baixa pressão. Na parte 
inferior do aerofólio forma-se uma área de pressão 
maior, e esta pressão tende a mover a asa para cima. 
A diferença de pressão entre as superfícies superior e 
inferior da asa é chamada de sustentação. Três quartos 
do total da sustentação de um aerofólio resultam da 
diminuição da pressão na superfície superior. O im-
pacto do ar na superfície inferior do aerofólio gera o 
outro um quarto do total da sustentação. 
Aerofólio
Um aerofólio é uma superfície projetada para obter 
sustentação a partir do ar por onde passa. Deste modo 
podemos dizer que qualquer parte da aeronave que 
converte resistência ao ar em sustentação é um aero-
fólio. O perfil de uma asa convencional é um excelen-
te exemplo de um aerofólio. [Figura 2-3] Note que a 
superfície superior do perfil da asa possui uma curva-
tura maior do que a da superfície inferior. 
A diferença na curvatura entre as partes superior e in-
ferior da asa gera a força de sustentação. O ar que flui 
sobre a superfície superior da asa precisa alcançar o 
bordo de fuga da asa na mesma proporção de tempo 
do que o fluxo de ar sob a asa. Para fazer isso o ar que 
passa na superfície superior se move a uma veloci-
dade maior do que o ar que passa sob a asa, devido 
a distancia maior que ele precisa percorrer ao longo 
da superfície superior. Este aumento na velocidade, 
de acordo com o princípio de Bernoulli, corresponde 
a diminuição de pressão na superfície. Assim, cria-se 
um diferencial de pressão entre as superfícies superior 
e inferior da asa, forçando a asa para cima em direção 
a pressão menor. 
Dentro de certos limites, o sustentação pode ser au-
mentado pelo aumento do ângulo de ataque (AOA), 
área da asa, velocidade, densidade do ar ou pela al-
teração no formato do aerofólio. Quando a força de 
sustentação na asa de uma aeronave é igual a força 
da gravidade, a aeronave mantém-se em nível de voo.
Formato do Aerofólio
As propriedades de um aerofólio individual diferem 
das propriedades da asa ou da aeronave como um todo 
devido ao seu efeito no desenho da asa. Uma asa pode 
possuir diversos aerofólios desde a sua base ate a pon-
ta, com afilado, torcido, e enflechada. As propriedades 
aerodinâmicas resultantes da asa são determinadas 
pela ação de cada seção ao longo da envergadura. 
O formato do aerofólio determina a quantidade de 
turbulência ou fricção de superfície que ele gera, afe-
tando, consequentemente, a eficiência da asa. A turbu-
lência e a fricção da superfície são controladas prin-
cipalmente pela razão de espessura, que é definido 
como a relação entre a divisão da corda do aerofólio 
e sua espessura máxima. Se a asa possui uma razão Figura 2-3. Fluxo de ar sobre uma asa.
100 mph 14.7 lb/in2 105 mph 14.67 lb/in2
115 mph 14.54 lb/in2
2- 6
de espessura alta, trata-se de uma asa muito fina. Umaasa espessa possui uma razão de espessura baixa. Uma 
asa com uma alta razão de espessura gera uma quanti-
dade maior de fricção de superfície. Uma asa com uma 
razão de espessura mais baixa gera uma grande quan-
tidade de turbulência. A melhor asa é que se enquadra 
entre estes dois extremos e mantém tanto a turbulência 
quanto a fricção de superfície a níveis mínimos. 
A eficiência de uma asa é medida em termos de sus-
tentação em relação a razão de arrasto (L/D). Esta ra-
zão varia com a AOA, mas atinge um valor máximo 
definido para um AOA em particular. Neste ângulo, 
a asa atinge sua eficiência máxima. O formato do 
aerofólio é o fator que determina o AOA no qual a 
asa é mais eficiente, e também determina o grau de 
eficiência. Pesquisas mostram que os aerofólios mais 
eficientes para uso em geral possuem uma espessura 
mínima em aproximadamente um terço do bordo de 
ataque da asa. 
Asas com alta sustentação e dispositivos alta susten-
tação para asas tem sido desenvolvidos através da 
modelagem dos aerofólios para gerar os efeitos de-
sejados. A quantidade de sustentação gerada por um 
aerofólio aumenta com o aumento da cambagem da 
asa. A cambagem refere-se a curvatura de um aero-
fólio sobre e abaixo da superfície da linha da corda. 
A cambagem superior se refere a superfície superior 
e a cambagem inferior refere-se a superfície inferior, 
e a cambagem do meio se refere a linha do meio da 
seção. A cambagem é positiva quando a saída a par-
tir da linha da corda é para fora e negativa quando é 
para dentro. Deste modo as asas de alta sustentação 
possuem cambagem positiva bem grande na superfí-
cie superior e ligeiramente negativa na superfície in-
ferior. Os flaps da asa fazem com que uma asa comum 
se aproxime a esta condição através do aumento da 
cambagem superior e pela criação de uma cambagem 
inferior negativa.
Também sabemos que quanto maior for a envergadu-
ra da asa, em relação a corda, maior será a sustenta-
ção obtida. Esta comparação é chamada de razão de 
aspecto. Quanto maior a razão de aspecto, maior a 
sustentação. Mas apesar dos benefícios obtidos com 
o aumento na razão de aspecto, existem limitações 
estruturais e de arrasto que devem ser consideradas. 
Por outro lado, um aerofólio que está perfeitamente 
afilado e oferece pouca resistência ao vento às vezes 
não possui poder de sustentação o suficiente para le-
vantar a aeronave do solo. Portanto as modernas ae-
ronaves possuem aerofólios que estão na média entre 
esses dois extremos, com o formato dependendo do 
propósito da aeronave para a qual foi projetado. 
Ângulo de Incidência
O ângulo agudo que a corda da asa faz com o eixo lon-
gitudinal da aeronave é chamado de ângulo de incidên-
cia, ou ângulo de posicionamento da asa. [Figura 2-4] 
Na maioria dos casos o ângulo de incidência é um ân-
gulo fixo. Quando o bordo de ataque da asa é mais alto 
do que o bordo de fuga o ângulo de incidência é posi-
tivo. O ângulo de incidência é negativo quanto o bordo 
de ataque é mais baixo do que o bordo de fuga da asa. 
Ângulo de Ataque (AOA)
Antes de abordarmos o AOA e seus efeitos nos aerofó-
lios, vamos considerar primeiro em termos da corda e do 
centro de pressão (CP), conforme ilustra a Figura 2-5.
A corda de um aerofólio ou asa é uma linha reta ima-
ginária que passa através da seção partindo do bordo 
de ataque e vai até o bordo de fuga, conforme mostra 
a Figura 2-5. A linha da corda dá um dos lados do ân-
gulo que então forma o AOA. O outro lado do ângulo 
é formado por uma linha que indica a direção do fluxo 
relativo. Assim, o AOA é definido como o ângulo entre 
a linha da corda da asa e a direção do vento relativo. 
Não deve ser confundido com o ângulo de incidência 
ilustrado na Figura 2-4, que é o ângulo entre a linha da 
corda da asa e o eixo longitudinal da aeronave. 
Em cada parte da superfície de um aerofólio ou asa 
Chord line of wing
Longitudinal axis
AAngle of incidence
Resultant lift
Center of pressure
Angle of attack
Relative airstream Drag
Lift
Chord line
Figura 2-4. Ângulo de incidência. Figura 2-5. Fluxo de ar sobre uma asa.
2- 7
existe uma pequena força, sendo que esta força é de 
diferente magnitude e direção das forças que atuam 
em outras áreas para frente ou para trás deste ponto. É 
possível somar todas estas pequenas forças matemati-
camente e esta soma é chamada de “força resultante” 
(sustentação). Esta força resultante possui magnitude, 
direção e localização e pode ser representada como um 
vetor, conforme mostra a Figura 2-5. O ponto de inter-
seção da linha da força resultante com a linha da corda 
do aerofólio é chamado de centro de pressão (CP). O 
CP se move ao longo da corda do aerofólio conforme 
altera o AOA. Através da maior parte da escala de voo 
o CP vai para frente quando o AOA é crescente e para 
trás quando o AOA é decrescente. O efeito do AOA 
crescente no CP é mostrado na Figura 2-6.
O AOA muda conforme a atitude da aeronave. Uma 
vez que o AOA tem a ver com a determinação do sus-
tentação, ele é uma das primeiras considerações ao 
se projetar um aerofólio. Em um projeto de aerofólio 
adequado, a sustentação aumenta conforme o AOA 
também aumenta. 
Quando o AOA aumenta gradativamente em direção 
a um AOA positivo, o componente de sustentação au-
menta rapidamente até certo ponto e então começa a 
cair. Durante esta ação o componente de arrasto au-
menta lentamente em um primeiro momento e então 
rapidamente conforme a sustentação começa a cair. 
Quando o AOA aumenta até o ângulo máximo de sus-
tentação, ele alcança o ponto de turbilhonamento, que 
é conhecido como ângulo crítico. Quando o ângulo 
crítico é alcançado, o ar deixa de fluir suavemente 
sobre a superfície superior do aerofólio e começa a 
turbilhonar. Isto significa que o ar se desprende da li-
nha de cambagem da asa. O que antes era uma área 
de pressão diminuída é agora preenchida com este ar 
turbilhado. Quando isso ocorre o sustentação cai e 
gera um arrasto excessivo. A força de gravidade atua 
e o nariz da aeronave cai, causando um estol. Sendo 
assim o ponto de turbilhonamento é o ângulo de estol. 
Conforme visto anteriormente a distribuição das for-
ças da pressão sobre o aerofólio variam com o AOA. 
A aplicação da força resultante ou CP varia na mesma 
proporção. Conforme este ângulo aumenta, o CP se 
move para frente, e conforme ele diminui o CP vai 
para trás. Esta instabilidade de movimento do CP é 
típica em quase todos os aerofólios. 
Camada Limite
No estudo da física e dos fluídos mecânicos uma ca-
mada limite é a camada de fluído que fica diretamente 
localizada nas imediações da superfície. Em relação a 
uma aeronave, a camada limite é a parte do fluxo de 
ar mais próxima da superfície da aeronave. Nos pro-
jetos de aeronaves de alta performance o controle do 
comportamento da camada limite é considerado com 
muita atenção para minimizar o arrasto da pressão e 
da fricção. 
Empuxo e Arrasto
Uma aeronave em voo é o centro de uma constante ba-
talha de forças. Na verdade este conflito não é tão vio-
lento quanto possa parecer, mas é a chave para todas 
as manobras que são executadas no ar. E não há nada 
de misterioso sobre estas forças, elas são definidas e 
Figura 2-6. Efeito do aumento do ângulo de ataque.
Resultant
Center of pressure Center of pressurePositive pressure
Relative airstream
Negative pressure pattern
Resultant
Positive pressure
Relative airstream
Negative pressure pattern
moves forward
Resultant
Positive pressuure
Relative airstream
Center of pressure
moves forward
Positive pressure
Wing completely stalled
Angle of attack = 0°A 
Angle of attack = 6°B 
Angle of attack = 12°C 
Angle of attack = 18°D 
2- 8
conhecidas. As direções na qual cada uma delas atua 
pode ser calculada e a aeronave por si só é projetada 
para levar vantagem de cada uma delas. Em todos os 
tipos de voo, os cálculos são baseados na magnitude e 
direção de quatro forças: peso, sustentação, arrasto e 
empuxo. [Figura 2-7]
Uma aeronave em voo é comandada porquatro forças:
1. Gravidade ou peso – força que puxa a aero-
nave em direção a terra. O peso é a força da 
gravidade que força para baixo tudo o que 
está na aeronave, incluindo ela mesmo, a 
tripulação, combustível e carga. 
2. Sustentação – força que empurra a aeronave 
para cima. A sustentação atua verticalmente 
e contra-ataca os efeitos do peso.
3. Empuxo – força que move a aeronave para 
frente. O empuxo é a força para frente ge-
rada pelo conjunto propulsor que supera a 
força de arrasto. 
4. Arrasto – força que exerce uma ação de fre-
nagem e que puxa a aeronave para trás. O 
arrasto é a força que leva a aeronave para 
trás e é gerada pela ruptura do fluxo de ar 
pelas asas, fuselagem e objetos salientes. 
Estas quatro forças entram em equilíbrio perfeito so-
mente quando a aeronave está em voo nivelado e es-
tabilizado. 
As forças de sustentação e arrasto são o resultado di-
reto da relação entre o vento relativo e a aeronave. A 
força de sustentação sempre atua perpendicularmente 
em relação ao vento relativo e a força de arrasto sem-
pre atua em paralelo e na mesma direção do vento re-
lativo. Estas forças são o componente que gera a força 
de sustentação da asa. [Figura 2-8]
O peso tem uma relação definida com a sustentação, 
e o empuxo com o arrasto. Estas relações são bem 
simples, mas muito importantes para o entendimento da 
aerodinâmica do voo. Como já foi dito anteriormente, 
a sustentação é a força que empurra a asa para cima 
perpendicular ao vento relativo. A sustentação precisa 
contra-atacar o peso da aeronave, gerado pela força 
da gravidade atuando sobre sua massa. Esta força do 
peso atua para baixo através de um ponto chamado 
de centro de gravidade (CG). O CG é o ponto no qual 
todo o peso da aeronave está concentrado. Quando a 
força de sustentação está em equilíbrio com a força do 
peso, a aeronave não ganha nem perde altitude. Se a 
sustentação se torna menor do que o peso a aeronave 
perde altitude. Quanto a sustentação é maior do que o 
peso a aeronave ganha altitude. 
A área da asa é medida em pés quadrados e inclui a 
parte que está encoberta pela fuselagem. A área da 
asa é devidamente descrita como a área de sombra 
gerada pela asa ao meio dia. Testes mostram que a 
as forças de sustentação e arrasto que atuam sobre a 
asa são proporcionais à área da asa. Isto significa que 
se a área da asa for dobrada, todas as outras variáveis 
permanecem a mesma, e a sustentação e o arrasto 
gerados pela asa são dobrados. Se a área é triplicada, 
a sustentação e o arrasto são triplicados. 
O arrasto precisa ser superado para que a aeronave 
se mova, e esse movimento é essencial para obter a 
sustentação. Para superar o arrasto e mover a aeronave 
para frente é necessária outra força essencial, que é a 
força de empuxo. O empuxo é derivado da propulsão 
do jato ou de uma combinação de motor e propulsor. 
A teoria da propulsão a jato é baseada na terceira Lei 
de Newton (página 2-4). O motor da turbina gera uma 
massa de ar que se move para trás em alta velocidade, 
gerando uma reação que move a aeronave para frente. 
Em uma combinação de propulsor/motor, o propulsor 
é na verdade dois ou mais aerofólios giratórios 
montados em um eixo horizontal. O movimento das 
pás através do ar gera uma sustentação parecida com 
a sustentação da asa, mas atua na direção horizontal, 
puxando a aeronave para frente. 
Figura 2-7. Forças que atuam durante o voo.
Lift
W
eight
Drag
Thrust
2- 9
Antes que a aeronave comece a se mover é necessário 
a ação do empuxo. A aeronave continua a se 
movimentar e ganha velocidade até que o empuxo 
e o arrasto estejam iguais. Para manter a velocidade 
constante o empuxo e o arrasto precisam estar iguais, 
assim como a sustentação e o peso precisam estar 
iguais para manter a estabilidade horizontal durante 
o voo. O aumento da sustentação significa que a 
aeronave vai se mover para cima, enquanto que a 
diminuição da sustentação, tornando-a menor do que 
o peso faz com que a aeronave perca altitude. Uma 
regra parecida se aplica as forças de empuxo e arrasto. 
Se as revoluções por minuto (rpm) do motor são 
reduzidas, o empuxo também é reduzido e a aeronave 
diminui a velocidade. Enquanto o empuxo for menor 
do que o arrasto, a aeronave segue seu curso cada vez 
mais devagar até que sua velocidade seja insuficiente 
para suportá-la no ar. 
Da mesma forma, se a rpm do motor aumenta, o em-
puxo fica maior do que o arrasto e a velocidade da ae-
ronave aumenta. Conforme o empuxo continua sendo 
maior do que o arrasto, a aeronave continua a acelerar. 
Quanto o arrasto se iguala ao empuxo a aeronave voo 
a uma velocidade constante.
O movimento relativo do ar sobre um objeto que gera 
sustentação também produz arrasto. O arrasto é a re-
sistência do ar em relação aos objetos que se movem 
através dele. Se uma aeronave está voando em um 
curso nivelado, a força de sustentação atua vertical-
mente para mantê-la no ar enquanto que a força de 
arrasto atua horizontalmente para puxá-la para trás. O 
total de arrasto de uma aeronave é constituído de mui-
tas forças de arrasto, mas este manual considera três: 
arrasto parasita, arrasto do perfil e arrasto induzido. 
O arrasto parasita é constituído pela combinação de 
muitas forças de arrasto diferentes. Qualquer objeto 
exposto de uma aeronave oferece algum tipo de re-
sistência ao ar, e quanto mais objetos houverem no 
fluxo de ar, maior o arrasto parasita. O arrasto parasita 
pode ser reduzido através da redução no número de 
partes expostas até a quantidade mínima possível e 
com afilamento do seu formato, porém a fricção da 
superfície é o tipo de arrasto parasita mais difícil de 
ser reduzido, pois nenhuma superfície é perfeitamen-
te lisa. Mesmo superfícies mecanicamente tratadas 
possuem um aspecto irregular quanto inspecionadas 
através de uma lente de aumento. Estas superfícies ir-
regulares desviam o ar próximo à superfície gerando 
resistência ao fluxo de ar. A fricção com a superfície 
pode ser reduzida através de acabamentos de verniz e 
da eliminação de rebites salientes, aspereza e outras 
irregularidades. 
O arrasto do perfil pode ser considerado como sendo 
o arrasto parasita do aerofólio. Os diversos compo-
nentes do arrasto parasita são da mesma natureza do 
arrasto do perfil. 
A ação do aerofólio que gera sustentação também 
gera arrasto induzido. Lembre-se que a pressão sobre 
a asa é menor do que a pressão atmosférica e a pressão 
abaixo da asa é igual ou maior do que a pressão atmos-
férica. Uma vez que os fluídos sempre se movem da 
pressão mais alta em direção a pressão mais baixa, há 
um movimento de ar ao longo da envergadura baixo 
da asa no sentido para fora da fuselagem e para cima 
ao redor da ponta da asa. Este fluxo de ar causa uma 
espiral na ponta da asa, estabelecendo um redemoinho 
de ar chamado de “vórtice” (“vortex”). [Figura 2-9]
O ar na superfície superior tem a tendência a se mover 
em direção da fuselagem e em direção oposta ao 
bordo de fuga. Esta corrente de ar forma um vórtice 
similar na parte interna do bordo de fuga da asa. Estes 
vórtices aumentam o arrasto devido a turbulência que 
geram, constituindo o arrasto induzido. 
Assim como a sustentação aumenta com o aumento 
no AOA, o arrasto induzido também aumenta quando 
o AOA se torna maior. Isto ocorre porque quando o 
AOA aumenta a diferença de pressão entre a parte de 
baixo e a parte de cima da asa também fica maior. Isto 
faz com que vórtices fiquem mais fortes, causando 
mais turbulência e mais arrasto induzido. 
Centro de Gravidade (CG)
Gravidade é a força que tende a puxar todos os 
corpos entro do campo gravitacional em direção ao 
Figura 2-8. falta legenda
Drag
Lift
Resultant
2- 10
centro da terra. O CG pode ser considerado o ponto 
no qual todo o peso da aeronave está concentrado. 
Se a aeronave estiver apoiada no seu CG exato seu 
equilíbrio pode ser encontrado em qualquer posição. 
O CG é de extrema importância em uma aeronave, 
pois seu posicionamento possui grande influenciana 
estabilidade. 
O CG é determinado pelo projeto geral da aeronave. 
Os projetistas estimam o quanto o CP pode andar e 
então fixam o CG na frente do CP para a velocidade de 
voo correspondente a fim de propiciar um momento de 
restabelecimento adequado para o equilíbrio do voo. 
Eixos de uma Aeronave
Sempre que uma aeronave altera sua atitude de voo, 
ela deve envolver um ou mais dos três eixos. A Figura 
2-10 mostra os três eixos, que são linhas imaginárias 
que passa através do centro da aeronave. 
Os eixos de uma aeronave podem ser considerado 
como eixos imaginários ao redor dos quais a aeronave 
gira como uma roda. No centro, onde os três eixos 
se cruzam, cada um deles é perpendicular aos outros 
dois. O eixo que se estende ao logo do comprimento 
da fuselagem do nariz até a cauda é chamado de eixo 
longitudinal. O eixo que se cruza o longitudinal da 
ponta de uma asa até a ponta da outra é o eixo lateral 
ou “pitch”. O eixo que passa através do centro de cima 
para baixo é chamado de eixo vertical ou de guinada. 
O rolamento, pitch e guinada são controlados pelas 
três superfícies de controle. O rolamento é gerado 
pelos ailerons, que ficam localizados nos bordos de 
fuga das asas. O pitch é controlado pelos profundores, 
que são as partes de trás do conjunto horizontal de 
cauda. A guinada é controlada pelo leme, a parte 
traseira do conjunto vertical da cauda. 
Estabilidade e Controle
Uma aeronave precisa ter estabilidade suficiente para 
manter um curso de voo uniforme e recuperar-se das 
diversas forças desestabilizadoras. Para alcançar o 
melhor desempenho, a aeronave também deve ter 
uma resposta adequada ao movimento dos controles. 
O controle é a ação do piloto de movimentar os con-
troles de voo, gerando a força aerodinâmica que induz 
a aeronave a seguir o curso de voo desejado. Quan-
do se diz que uma aeronave é controlável, significa 
que ela responde prontamente e com facilidade aos 
movimentos dos controles. Diferentes superfícies de 
controle são usadas para controlar a aeronave em cada 
um dos três eixos e os movimentos desses controles 
alteram o fluxo de ar sobre a superfície da aeronave. 
Isto, por sua vez, causa mudanças no equilíbrio das 
forças que atuam e mantém a aeronave voando reta e 
nivelada. 
Os três termos que sempre aparecem em qualquer dis-
cussão sobre estabilidade e controle são: estabilidade, 
manobrabilidade e controlabilidade. A estabilidade 
é a característica de uma aeronave que tende a fazê-
-la voar (sem as mãos) em um curso de voo nivelado 
em linha reta. A manobrabilidade é a característica 
de uma aeronave de ser direcionada ao longo de um 
curso de voo e de suportar as pressões impostas. Con-
trolabilidade é a qualidade de resposta de uma aerona-
ve aos comandos do piloto enquanto que este estiver 
manobrando-a. 
Estabilidade Estática
Uma aeronave está em estado de equilíbrio quando a 
soma de todas as forças que atuam sobre ela e todos os 
momentos são iguais a zero. Uma aeronave em equilí-
brio não tem aceleração e mantém sua condição de voo 
estável. Uma lufada de vento ou um desvio dos contro-
les interfere no equilíbrio e a aeronave sente uma ace-
leração devido ao desequilíbrio do momento ou força. 
Os três tipos de estabilidade estática são definidos pelo 
tipo do movimento seguido de alguma intervenção no 
equilíbrio. Existe estabilidade estática positiva quan-
do o objeto afetado tente a retomar seu equilíbrio. A 
estabilidade estática negativa ou instabilidade ocorre 
quando o objeto afetado tente a seguir na direção do 
desvio. E a estabilidade estática neutra ocorre quando 
o objeto afetado não tem tendência alguma, mas per-
manece em equilíbrio na direção do desvio. Estes três 
Vortex
Figura 2-9. Vórtices na ponta da asa.
2- 11
tipos de estabilidade são ilustrados na Figura 2-11. 
Estabilidade Dinâmica
Enquanto que a estabilidade estática diz respeito 
a tendência de um corpo desviado retornar ao seu 
equilíbrio, a estabilidade dinâmica trata do movi-
mento resultante com o tempo. Se um objeto é tira-
do do seu equilíbrio, o histórico de tempo do movi-
mento resultante define a estabilidade dinâmica do 
objeto. Em geral, um objeto demonstra estabilidade 
dinâmica positiva se a amplitude do movimento di-
minui com o tempo. Se a amplitude do movimento 
aumenta com o tempo diz-se que o objeto possui ins-
tabilidade dinâmica. 
Figura 2-10. Movimento de uma aeronave em relação aos seus eixos.
Banking (roll) control affected by aileron movement A 
Directional (yaw) control affected by rudder movement C Climb and dive (pitch) control affected by elevator 
movement 
B 
y
Normal altitude 
Longitudinal axis 
Longitudinal axis
Lateral axis
Normal altitude Normal altitude
Lateral axis 
Vertical axis 
Normal altitude 
Aileron
Rudder
Elevator
Aileron
Vertical axis
2- 12
Qualquer aeronave deve demonstrar os níveis exigidos 
de estabilidade estática e dinâmica. Se uma aeronave 
for projetada com instabilidade estática e uma instabi-
lidade dinâmica baixa, será muito difícil ou quase im-
possível fazer com que ela voe. Normalmente é exigido 
que um projeto de aeronave possua estabilidade dinâ-
mica positiva para evitar oscilações constantes. 
Estabilidade Longitudinal
Quando uma aeronave tem a tendência de manter 
uma AOA constante em relação ao vento relativo (por 
exemplo, ela não tende a inclinar o nariz para baixo e 
mergulhar, ou levantar o nariz e estol), diz-se que ela 
possui estabilidade longitudinal. A estabilidade lon-
gitudinal refere-se ao movimento em pitch. O estabi-
lizador horizontal é a superfície básica que controla 
a estabilidade longitudinal. A ação do estabilizador 
depende da velocidade e do AOA da aeronave. 
Estabilidade Direcional
A estabilidade sobre o eixo vertical é referida como sen-
do a estabilidade direcional. A aeronave deve ser proje-
tada para que quando esteja voando em linha reta e ni-
velada ela permaneça no seu curso mesmo que o piloto 
retire suas mãos e pés dos controles. Se uma aeronave se 
recupera automaticamente de uma derrapagem, ela foi 
projetada com equilíbrio direcional. O estabilizador ver-
tical é a superfície básica de controle de estabilidade di-
recional. Ela pode ser projetada e uma aeronave onde for 
mais conveniente, com a utilização de uma leme dorsal 
grande, uma fuselagem longa e asas voltadas para trás. 
Estabilidade Lateral
O movimento sobre o eixo longitudinal de uma ae-
ronave é um movimento lateral ou de rolamento. A 
tendência de voltar ao comportamento original na 
ocorrência desses movimentos é chamado de estabi-
lidade lateral. 
Rolamento Holandês
Um rolamento holandês é o movimento de uma aerona-
ve que consiste na combinação de descontrole de gui-
nada e rolamento. A estabilidade de rolamento holandês 
pode ser artificialmente aumentado através da instalação 
de um amortecedor de guinada (yaw damper). 
Principais Controles de Voo
Os principais controles são os ailerons, profundor e o 
leme, que fornecem a força aerodinâmica para fazer 
com que a aeronave siga um curso de voo desejado. 
[Figura 2-10] As superfícies de controle de voo são 
aerofólios móveis ou articulados projetados para alte-
rar a atitude da aeronave através da mudança de fluxo 
de ar sobre a superfície da aeronave durante o voo. 
Estas superfícies são usadas para movimentar a aero-
nave sobre os seus três eixos. 
Tipicamente os ailerons e profundores são operados 
a partir do deque de voo através de uma alavanca de 
controle, direção e conjunto de manche e em algu-
mas aeronaves mais recentes, um joystick. O leme, 
na maioria das aeronaves, é normalmente operado 
Positive static stability Neutral static stability Negative static stability
C
G
 
C
G
 
C
G
 C
G
 
Applied
force
Applied
force
Applied
force
Figura 2-11. Três tipos de estabilidade.
2- 13
através de pedais. O controle lateral é o movimento 
de banking ou rolamento de uma aeronave que é con-
trolado pelos ailerons. O controle longitudinal são os 
movimentos de subida e mergulho ou pitchde uma 
aeronave que são controlados pelo profundor. O con-
trole direcional é o movimento para a esquerda ou 
para a direita ou guinada da aeronave que é controla-
do pelo leme. 
Controles do Compensador
Os controles do Compensador incluem, compensa-
dor, compensador de balanceamento, e compensador 
de ajuste. Os compensadores são pequenos aerofólios 
inseridos nos bordos de fuga das superfícies de con-
trole principais. [Figura 2-12] Compensadores podem 
ser usados para corrigir qualquer tendência que a ae-
ronave tenha de se movimentar em uma condição de 
voo não desejável. O objetivo deles é fazer com que 
o piloto consiga trimar qualquer condição de desequi-
líbrio que possa ocorrer durante o voo sem exercer 
nenhuma pressão nos controles de voo principais. 
Compensadores, as vezes chamados de compensa-
dores de voo, são basicamente usados nas principais 
superfícies de controle grandes. Eles auxiliam na mo-
vimentação do controle principal de superfície, man-
tendo-o na posição desejada. Somente os compensa-
dores se movimentam em resposta a um commando 
nos controles primarios de voo.
Os compensadores de balanceamento são projetados 
para mover na direção oposta do controle de voo prin-
cipal. Deste modo as forças aerodinâmicas que atuam 
sobre o compensador auxiliam na movimentação da 
superfície de controle principal. 
Os spring tabs tem aspecto parecido com os trim tabs, 
mas são usados para propósitos totalmente diferentes. 
Os spring tabs são usados com o mesmo propósito dos 
acionadores hidráulicos – auxiliar o piloto na movi-
mentação das superfícies de controle principais. 
A Figura 2-13 indica como cada compensador está co-
nectado com seu parent superfície de controle prima-
ria, mas são operados por um controle independente. 
Dispositivos Auxiliares de Sustentação
O grupo de dispositivos auxiliares de sustentação de 
superfícies de controle de voo são os flaps da asa, 
spoilers, speed brakes (freios aerodinâmicos), slats, 
flaps do bordo de ataque e fendas.
Este grupo auxiliar pode ser dividido em dois 
subgrupos: o dos que servem para aumentar a 
Figura 2-11. Compensadores. Figura 2-11. Tipos de compensadores.
Trim tabs
Trim tab
Servo tab
Balance tab
Spring tab
Fixed surface
Control horn
Horn free to pivot on hinge axis
Control horn
Spring cartridge
Control surface
Control horn
Tab
2- 14
sustentação e os que servem para diminuí-la. No 
primeiro grupo estão os flaps, tanto os do bordo de 
ataque quanto os do bordo de fuga (slats), e as fendas. 
Os dispositivos de diminuição de sustentação são os 
speed brakes e spoilers. 
Os aerofólios do bordo de ataque (flaps) aumentam 
a área da asa, aumentando assim a sustentação na 
decolagem, e diminuindo a velocidade durante a 
aterrissagem. Estes aerofólios são retráteis e são 
ajustados ao contorno da asa. Outros são simplesmente 
uma parte da superfície inferior que se estendem no 
fluxo de ar, e que fazem com que a aeronave reduza. 
Os flaps do bordo de ataque são aerofólios que 
se estendem e retraem no bordo de ataque da asa. 
Algumas instalações criam uma fenda (uma abertura 
entre o aerofólio estendido e o bordo de ataque). O 
flap (que alguns fabricantes chamam de slat) e o flap 
geram uma sustentação adicional em velocidades mais 
baixas de decolagem e aterrissagem. [Figura 2-14]
Outras instalações possuem fendas permanentes 
construídos no bordo de ataque da asa. Em velocidade 
de cruzeiro, o bordo de ataque e os flaps do bordo de 
ataque (slats) ficam retraídos dentro da asa. Os slats 
são superfícies de controle moveis ligadas ao bordo 
de ataque das asas. Quando o slat está fechado, ele 
forma o bordo de ataque da asa. Quando ele está 
aberto (estendido para frente) cria-se uma fenda entre 
o slat e o bordo de ataque. Em velocidades baixas isto 
aumenta a sustentação e melhora as características 
de controle, permitindo a aeronave a ser controlada 
em velocidades abaixo da velocidade normal de 
aterrissagem. [Figura 2-15]
Os dispositivos de diminuição da sustentação são 
os freios aerodinâmicos (spoilers). Em algumas 
instalações, existem dois tipos de spoilers. O spoiler 
de solo é estendido somente depois que a aeronave 
está no solo, e ajuda na ação da frenagem. O spoiler 
de voo auxilia o controle lateral se estendendo 
sempre que o aileron na asa é girado para cima. 
Quando atua como freio aerodinâmico, os painéis do 
spoiler em ambas as asas são erguidos. Os spoilers 
de voo também podem estar localizados nas laterais, 
embaixo da fuselagem ou na cauda. [Figura 2-16] Em 
alguns projetos de aeronaves o painel da asa na parte 
de cima do aileron levanta mais do que o painel da asa 
no lado de baixo do aileron. Isto oferece operação de 
frenagem e controle lateral simultâneos. 
Figura 2-14. Tipos flaps da asa.
Figura 2-15. Fendas da asa.
Plain flap
Basic section
Split flap
Slotted flap
Fowler flap
Slotted Fowler flap
Slotted flap
Slotted Fowler flap
Fixed slot
Automatic slot
Slat
2- 15
Aletas (Winglets)
As aletas são extensões quase verticais nas pontas das 
asas que reduzem o arrasto aerodinâmico associado 
com os vórtices que se formam nas pontas das asas 
dos aviões em movimento no ar. Ao reduzir o arrasto 
induzido nas pontas das asas o consumo de combustí-
vel diminui e a amplitude é estendida. A Figura 2-17 
mostra um exemplo de um Boeing 737 com aletas. 
Asas Canard
A estrutura de uma aeronave com asas canard, é aque-
la que possui a configuração de asas fixas e uma pe-
quena asa ou um aerofolio horizontal a frente da su-
perficie geradora de sustentação principal e não atras, 
como é de costume em aeronaves convencionais. O 
canard pode ser fixo, móvel ou projetado com profun-
dores. Bons exemplos de aeronaves com asas canard 
são a Rutan VariEze e a Beechcraft 2000 Starship. [Fi-
guras 2-18 e 2-19]
Cercas de Asa
As cercas de asa são placas de metal vertical afixadas 
na parte superior da superfície da asa. Elas obstruem o 
fluxo de ar ao longo da envergadura da asa e evitam que 
ela estole de vez. Elas são normalmente colocadas em 
aeronaves com asa enflechada para evitar o movimento 
do fluxo de ar pela asa em ângulos de ataque elevados. 
Seu objetivo é o de melhorar a condução em baixa velo-
cidade e nas características de estol. [Figura 2-20]
Sistemas de Controle de Grandes 
Aeronaves
Controle Mecânico
Este é o tipo de sistema básico usado para controlar 
as aeronaves mais antigas e é atualmente usado em 
aeronaves menores onde as forças aerodinâmicas não 
são excessivas. Os controles são mecânicos e opera-
dos manualmente. 
Figura 2-16. Freio aerodinâmico.
Figura 2-19. O Beechcraft 2000 Starship com asas ca-
nard.
Figura 2-20. Aircraft stall fence.
Figura 2-17. Aletas em um Bombardier Learjet 60.
Figura 2-18. Asas canard em um Rutan VariEze.
2- 16
O sistema mecânico de controle de uma aeronave po-
dem incluir cabos, empurra-puxa, e tubos de torque. 
O sistema de cabo é o mais usado porque os desvios 
da estrutura ao qual estão fixados não afetam sua ope-
ração. Algumas aeronaves incorporam sistemas de 
controle que são uma combinação de todos os três. 
Estes sistemas incorporam conjuntos de cabos, guias 
de cabos, conexões, travas ajustáveis,e os batentes das 
superfícies de controle ou dispositivos de travas me-
canicas. Esses dispositivos de travas de superfícies, 
normalmente são chamados de “gust lock”, limitam 
as forças exercidas pelos ventos de danificarem a ae-
ronave quando estacionada e com estacas.
Controles Hidromecânicos(Hidraulicos?)
Conforme o tamanho, complexidade e velocidade da 
aeronave aumentam, os controles de atuação de voo 
também se tornam mais difíceis. Torna-se então apa-
rente a necessidade do piloto de ter assistência para 
superar as forças aerodinâmicas para controlar os 
movimentos a aeronave. Spring tabs, que antes eram 
operadas por sistemas de controle convencionais são 
modificados para que o fluxo de ar sobre elas real-
mente movimente a superfície de controle principal. 
Isto era suficiente para que a aeronaveoperasse em 
faixas de velocidade mais baixas (250-300 mph). Para 
velocidades maiores foi projetado um sistema de con-
trole de potencia (hidráulico). 
O cabo convencional ou sistema de empurra-puxa co-
nectam os controles de comando da cabine com o sis-
tema hidráulico. Com o sistema ativado, o movimento 
de controle do piloto gera uma ligação mecânica que 
abre as válvulas auxiliares, direcionando assim os 
fluidos hidráulicos para os acionadores, que conver-
tem a pressão hidráulica em movimentos de superfí-
cie de controle. 
Devido à eficiência do sistema hidromecânico de con-
trole de voo as forças aerodinâmicas nas superfícies 
de controle não podem ser sentidas pelo piloto e então 
há o risco de sobrecarregar a estrutura da aeronave. 
Para superar este problema os projetistas de aerona-
ves incorporaram sistemas de sensores artificiais no 
projeto que oferecem uma resistência maior aos con-
troles em velocidades maiores. Além disso, algumas 
aeronaves com sistemas de controle hidromecânicos 
são munidas de um dispositivo chamado vibração do 
manche, que dá um aviso de estol artificial ao piloto. 
Sistema de Controle por Cabo Elétrico (Fly-
-By-Wire Control)
O sistema de controle por cabo elétrico ou fly-by-wire 
(FBW) emprega sinais elétricos que transmitem as 
ações do piloto da cabine de voo através de um com-
putador até os diversos acionadores de controle de 
voo. O sistema FBW evoluiu como uma maneira de 
reduzir o peso do sistema hidromecânico, reduzindo 
custos com manutenção e com melhor confiabilida-
de. O sistema de controles FBW eletrônico consegue 
responder as alterações das condições aerodinâmicas 
através do ajuste dos movimentos de controle do voo 
para que a resposta da aeronave seja consistente em 
todas as condições de voo. Além disso, os computa-
dores podem ser programados para evitar condições 
indesejáveis ou perigosas como estol e parafuso. 
Muitas das novas aeronaves militares de alta per-
formance não são aerodinamicamente estáveis. Esta 
característica é projetada para aumentar a manobra-
bilidade e resposta as performances. Sem os compu-
tadores para reagir às instabilidades o piloto perderia 
o controle da aeronave. 
O Airbus A-320 foi o primeiro avião comercial a usar 
controles FBW. A Boeing utiliza-os no seu 777 e nos 
projetos mais recentes de aeronaves comerciais. E o 
Dessault Falcon 7X foi o primeiro jato executivo a 
usar o sistema. 
Aerodinâmica de Alta Velocidade
A aerodinâmica de alta velocidade, frequentemente 
chamada de compressibilidade aerodinâmica é um 
ramo especial de estudo da aerodinâmica. Ela é utili-
zada por engenheiros no projeto de aeronaves capazes 
de velocidades próximas a 1 Mach e superiores. Ape-
sar de fugir do escopo deste manual, segue uma visão 
geral deste assunto.
No estudo de aviação de alta velocidade, é preciso 
entender os efeitos de compressibilidade no ar. Esta 
modalidade de voo é caracterizada por um número 
Mach, parâmetro especial que recebeu esse nome em 
homenagem a Ernst Mach, o físico do final do sécu-
lo 19 que estudou a dinâmica dos gases. O número 
Mach é a razão da velocidade da aeronave em relação 
à velocidade local do som e determina a magnitude de 
muitos dos efeitos de compressibilidade. 
Conforme a aeronave se move através do ar, as molé-
culas de ar próximas a ela são afetadas e a circundam. 
2- 17
As moléculas de ar são empurradas para o lado quase 
que da mesma maneira que um barco cria um arco 
de ondas conforme se move na água. Se a aeronave 
passa a uma velocidade baixa, inferior a 250 mph, a 
densidade do ar permanece constante. Mas em veloci-
dades mais altas, parte da energia da aeronave é gasta 
para comprimir o ar e alterar a densidade do ar no 
local. Quanto maior e mais pesada a aeronave, maior 
a quantidade de ar que ela desloca, e maior o efeito de 
compressão sobre a aeronave. 
Este efeito se torna mais importante conforme a ve-
locidade aumenta. Próximo e acima da velocidade do 
som, cerca de 760 mph (em nível do mar), disturbios 
agudos acabam gerando a onda de shoque, que afeta 
tanto sustentação quanto arrasto na aeronave e as con-
dições do fluxo na continuação após a onda de cho-
que. A onda de choque forma um cone móleculas de 
ar pressurizadas, que se movem para for a e para trás 
do sentido da aeronave em todo o seu redor e se ex-
tendem até o solo. A liberação aguda da pressão, após 
a formaçãoda onda de choque, é ouvida como o ruído 
sônico. [Figure 2-21]
Abaixo estão listadas uma série de condições encon-
tradas em aeronaves conforme suas velocidades pro-
jetadas aumentam.
• Ocorrem condições subsônicas em números 
Mach menores do que um (100-350 mph). 
Na condição subsônica mais baixa a com-
pressibilidade pode ser ignorada.
• Conforme a velocidade do objeto se apro-
xima da velocidade do som o número Mach 
do voo é quase igual a um, M = 1 (350-760 
mph), e diz-se que o fluxo é transônico. Em 
algumas partes do objeto a velocidade local 
do ar excede a velocidade do som. Os efei-
tos de compressibilidade são mais importan-
tes em fluxos transônicos e levam a crença 
antiga da barreira do som. Voar mais rápido 
do que o som era tido como impossível. Na 
verdade a barreira do som era apenas um 
aumento das condições de arrasto próximas 
ao sônico devido aos efeitos de compressi-
bilidade. Devido ao alto arrasto associado 
com os efeitos de compressibilidade, as ae-
ronaves não são operadas me condições de 
cruzeiro próximas a 1 Mach.
• Condições supersônicas ocorrem em núme-
ros maiores do que 1 Mach, mas inferiores 
a 3 Mach (760-2.280 mph). Os efeitos de 
compressibilidade do gás são importantes 
para o projeto de aeronaves supersônicas 
devido as ondas de choque que são geradas 
pela superfície do objeto. Para altas veloci-
dades supersônicas, entre 3 e 5 Mach (2.280 
– 3.600 mph) o aquecimento aerodinâmico 
se torna um fator muito importante no pro-
jeto da aeronave. 
• Para velocidades maiores do que 5 Mach 
diz-se que o fluxo é hipersônico. Nestas ve-
locidades, parte da energia do objeto excita 
as ligações químicas que unem as moléculas 
de nitrogênio e oxigênio do ar. Em velocida-
des hipersônicas é necessário considerar a 
química do ar para determinar as forças no 
objeto. Quando o ônibus espacial entra de vol-
ta na atmosfera em velocidades hipersônicas, 
próximas a 25 Mach, o ar aquecido se torna um 
plasma de gás ionizado, e a aeronave precisa 
ser isolada de temperaturas extremamente altas. 
Informações técnicas adicionais em relação a aerodi-
nâmica em alta velocidade podem ser encontradas em 
livrarias, bibliotecas e diversas fontes da Internet. Os 
projetos de aeronaves continuam a evoluir assim como 
as velocidades continuam a aumentar a níveis hiper-
sônicos, então novos materiais e sistemas propulsores 
precisam ser desenvolvidos. Este é o desafio dos enge-
nheiros, físicos e projetistas das aeronaves do futuro. 
Figura 2-21. Rompimento da barreira do som.
2- 18
Conjunto de Aeronave de Asa Ro-
tativa e Instalação de Cabos
As unidades de controle de voo localizadas no deque 
de voo de todos os helicópteros são quase as mesmas. 
Todos os helicópteros possuem um ou dois dos se-
guintes itens: collective pitch control, throttle grip, 
cyclic pitch control, e pedais de controle de direção. 
[Figura 2-22] Basicamente estas unidades fazem as 
mesmas coisas, independente do tipo de helicóptero 
em que estão instaladas. No entanto, a operação do 
sistema de controle varia muito de acordo com o mo-
delo do helicóptero. 
A instalação dos cabos do helicóptero coordena os 
movimentos dos controles de voo e estabelece uma 
relação entre o rotor principal e seus controles e entre 
o rotor de cauda e seus controles. Instalar os cabos 
não é uma tarefa difícil, mas requer muita precisão 
e atenção aos detalhes. Seguir estritamente os proce-
dimentos de instalação descritos no manual de ma-
nutenção do fabricante é uma obrigação. Os ajustes, 
separações e tolerâncias precisam ser exatos. 
Os cabos dos diversos sistemas de controle de voo po-dem ser divididos em três passos principais:
Pedals
 Maintain heading
 Cyclic control stick
 Controls attitude and direction of flight
Collective pitch stick
 Controls altitude
Throttle
 Controls rpm
Figura 2-22. Controles de um helicóptero e a principal função de cada um.
Figura 2-23. Um rigging protractor.
Main rotor rigging protractor 
25°
20°
15°
10°
5°
0°
CAUTION
Make sure blade
dampers are 
positioned against
auto-rotation
inboard stops
15°
10°
5°
2- 19
1. Colocar o sistema de controle em uma posição 
específica – mantê-lo em posição com o uso de 
pinos, grampos ou suportes, ajustar as diversas 
conexões para ajustar o componente de controle 
imobilizado. 
2. Colocar as superfícies de controle em uma 
posição de referência específica com o uso 
de um rigging jig, de um precision bubble 
protractor ou um spirit level para verificar 
a diferença de ângulo entre a superfície de 
controle e outras superfícies fixas da aeronave. 
[Figura 2-23]
3. Estabelecer a amplitude máxima de curso dos 
diversos componentes – este ajuste limita o 
movimento físico do sistema de controle. 
Depois de finalizar o static rigging, é necessário 
realizar uma verificação funcional do sistema de 
controle de voo. A natureza da verificação funcional 
varia de acordo com o tipo de helicóptero e o sistema 
utilizado, mas normalmente inclui o seguinte:
1. A direção do movimento das pás dos rotores 
principal e de cauda está correta em relação 
ao movimento dos controles do piloto. 
2. A operação dos sistemas de controle 
interconectados (engine throttle e collective 
pitch) está devidamente coordenada. 
3. A extensão do movimento e a posição neutra 
dos controles do piloto estão corretas.
4. Os ângulos pitch máximo e mínimo das pás do 
rotor estão dentro dos limites estabelecidos. 
This includes checking the fore-and-aft and 
lateral cyclic pitch and collective pitch blade 
angles. 
5. O tracking das pás do rotor principal está 
correto.
6. No caso de aeronaves com multi rotores, o 
rigging e o movimento das pás do rotor estão 
sincronizados. 
7. Quando há tabs nas pás do rotor principal, 
estas estão corretamente colocadas. 
8. Os ângulos pitch neutro, máximo e mínimo e 
os ângulos coning das pás do rotor de cauda 
estão corretos. 
9. Quando há controle duplo, eles funcionam 
corretamente e em sincronia. 
Ao completar o rigging deve ser feito uma checagem 
de todos os pontos de conexão, segurança e pivô. 
Todos os parafusos, porcas e rod ends devem estar 
devidamente seguros conforme as instruções de 
serviço de manutenção do fabricante. 
Configurações da Aeronave de Asa 
Rotativa
Autogyro ou Girocóptero
Um girocóptero é uma aeronave com um rotor 
horizontal free-spinnig que gira devido a passa-
gem de ar de cima para baixo através do rotor. 
Este movimento do ar é gerado a partir do movi-
mento da aeronave para frente a partir de um pro-
pulsor/motor de tração ou impulso. [Figura 2-24]
Figura 2-24. Um girocóptero.
Figura 2-25. Helicóptero de um rotor.
2- 20
Helicóptero de Um Rotor
Uma aeronave com um único rotor principal 
horizontal que serve tanto para a sustentação quanto 
para o direcionamento é um helicóptero de um rotor. 
Um segundo rotor montado verticalmente na cauda 
contra-ataca a força rotativa (torque) do rotor principal 
para corrigir a guinada da fuselagem. [Figura 2-25]
Helicóptero de Dois Rotores
Uma aeronave com dois rotores horizontais 
que servem tanto para a sustentação quanto 
para o direcionamento é um helicóptero de 
dois rotores. Os rotores giram um na direção 
contrária do outro para equilibrar o torque 
aerodinâmico e eliminar a necessidade de 
um sistema de antitorque. [Figura 2-26]
Tipos de Sistema Rotor
Rotor Totalmente Articulado
Um rotor totalmente articulado pode ser encontrado 
em aeronaves com mais de duas pás que permita a 
movimentação de cada pá individual em três direções. 
Neste desenho cada pá pode girar sobre o eixo late-
ral para alterar a sustentação. Cada pá pode se mover 
para trás e para frente em um plano, lead and lag, e 
flap up and down through a hinge independent of the 
other blades. [Figura 2-27]
Rotor Semirrígido
O tipo de rotor semirrígido é encontrado em aeronaves 
com rotor de duas pás. As pás são conectadas de modo 
com que uma fique flap up e a outra fique flap down. 
Rotor Rígido
O rotor rígido é um sistema raro, porém oferece po-
tencialmente as melhores propriedades em compara-
ção com os rotores totalmente articulado e semirrí-
gido. Neste desenho, as bases das pás são fixadas de 
maneira rígida no hub do rotor. As pás não possuem 
dobradiças/articulações que permitem o lead-lag e 
flapping. Ao invés disso as pás absorvem estes movi-
mentos com o uso de elastomeric bearings. Elastome-
ric bearings são materiais parecidos com borracha que 
podem ser moldados e que são fundidos a peças de-
vidas. Ao invés de girar como conventional bearings, 
eles giram e flexionam para propiciar o movimento 
das pás. 
Forças que Atuam no Helicóptero
Uma das diferenças entre um helicóptero e uma aero-
nave com asas fixas é a fonte de sustentação princi-
pal. A aeronave de asas fixas obtém sua sustentação a 
partir da superfície de um aerofólio fixo enquanto que 
o helicóptero obtém a sua sustentação a partir de um 
aerofólio rotativo chamado rotor. 
Durante a flutuação em uma condição sem vento, o 
tip-path plane é horizontal, o que quer dizer que está 
paralelo ao solo. O levante e o empuxo atuam reto 
para cima, o peso e o arrasto atuam reto para baixo. 
A soma das forças de sustentação e empuxo deve ser 
igual a soma das forças de peso e arrasto para fazer o 
helicóptero pairar. 
Figura 2-26. Helicóptero de dois rotores.
Figura 2-27. Helicóptero de dois rotores.
Pitch change axis
Drag hingeFlipping hinge
2- 21
Durante o voo vertical em uma condição sem vento as 
forças de sustentação e empuxo atuam verticalmen-
te para cima. O peso e o arrasto atuam verticalmen-
te para baixo. Quando a sustentação e o empuxo são 
iguais ao peso e o arrasto o helicóptero tende a des-
cer verticalmente. Se a sustentação e o empuxo são 
maiores do que o peso e o arraso o helicóptero sobe 
verticalmente. 
Para voar para frente, o tip-path plane é inclinado para 
frente, inclinando, desta forma, a força total de sus-
tentação e empuxo vertical para frente. O resultado 
desta força de sustentação e empuxo pode ser dividido 
em dois componentes: sustentação atuando vertical-
mente para cima e o empuxo atuando horizontalmente 
na direção do voo. Além da sustentação e do empuxo 
há também o peso, a força que atua para baixo, e o 
arrasto, a força que atua para trás ou da inércia, e a 
resistência do vento. 
Em um voo em linha reta e nivelado, sem aceleração, 
a sustentação é igual ao peso e o empuxo é igual ao 
arrasto. (O voo em linha reta e nivelado é o voo com 
uma direção e altitude constante). Se a sustentação 
excede o peso o helicóptero sobe, e se a sustentação 
é menor do que o peso o helicóptero desce. Se o em-
puxo excede o arrasto, a velocidade do helicóptero 
aumenta, e se o empuxo é menor do que o arrasto a 
velocidade diminui.
No voo lateral, o tip-path plane é inclinado para o lado 
na direção desejada para o voo, fazendo com que o 
vetor total de sustentação e empuxo seja inclinado 
para o lado. Neste caso o componente vertical ou de 
sustentação continua reto para cima e o peso reto para 
baixo, mas o componente horizontal ou de empuxo 
agora atua para o lado com o arrasto atuando na dire-
ção contrária. 
Para um voo reverso, o tip-path plane é inclinado para 
trás, inclinando o vetor de sustentação e empuxo para 
trás. O empuxo fica então invertido e o componente 
de arrasto fica para frente, oposto do que ocorre em 
um voo para frente. O componente de sustentação no 
voo reverso é reto para cima, e o peso reto para baixo. 
Compensação de Torque
A terceira lei de Newton diz que “para cada ação há 
uma reação oposta igual”. Como o rotor principal de 
um helicóptero gira em uma direção, a fuselagem ten-de a girar na direção contrária. Esta tendência de rota-
ção da fuselagem é chamada de torque. Uma vez que 
o efeito do torque na fuselagem é o resultado direto 
da potência do motor que é mandada direto para o ro-
tor, qualquer alteração na potência do motor gera uma 
alteração correspondente no efeito do torque. Quanto 
maior a potência do motor, maior é o efeito do torque. 
Como não há potência do motor sendo enviada para o 
rotor principal durante a auto rotação, não há reação 
de torque nesta condição. 
A força que compensa o torque e oferece controle di-
recional pode ser gerada através de diversos meios. 
O fator que define isso é determinado pelo desenho 
do helicóptero, sendo que alguns nem possuem essa 
questão do torque. Os projetos de rotor único normal-
mente possuem um rotor auxiliar localizado na parte 
final da cauda. Este rotor auxiliar é geralmente cha-
mado de rotor de cauda, e ele gera empuxo na dire-
ção oposta a reação do torque desenvolvido pelo rotor 
principal. [Figura 2-25] Os pedais na cabine de voo 
permitem ao piloto aumentar o diminuir o empuxo do 
rotor de cauda, conforme a necessidade, para neutrali-
zar o efeito de torque. 
Outros métodos de compensação de torque e controle 
direcional incluem o sistema de rotor de cauda Fenes-
tron® e o modelo SUD Aviation que emprega uma 
hélice ducted enclosed by a shroud. Outro modelo, 
chamado NOTAR®, um modelo McDonnell Douglas 
sem rotor de cauda, emprega o ar direcionado através 
de uma série de fendas na cauda, com o equilíbrio ob-
tido através de um duto de 90º localizado na parte de 
trás da cauda. [Figura 2-28]
Forças do Giroscópio
O rotor principal de um helicóptero atua como um 
giroscópio. Sendo assim ele possui propriedades da 
ação do giroscópio, dentre elas a precession. A Pre-
cession do giroscópio é a ação resultante ou deflection 
de um objeto giratório quando uma força é aplicada 
sobre este objeto. Esta ação ocorre aproximadamente 
a 90º na direção da rotação do ponto onde a força é 
aplicada. [Figura 2-29] Com o uso deste princípio, o 
tip-path plane do rotor principal pode ser inclinado 
em relação ao do plano horizontal. 
Observe um sistema rotor de duas pás para ver como 
o precession do giroscópio afeta o movimento do 
tip-path plane. Mover o controle de cyclic pitch au-
menta o ângulo de ataque (AOA) de uma pá do rotor 
resultando em uma força de sustentação maior sendo 
aplicada neste ponto do plano de rotação. A pá com o 
2- 22
AOA aumentado tende a flap up, e a pá com o AOA 
diminuído tente a flap down. Devido ao fato do dis-
co do rotor atuar como um gyro, as pás atingem sua 
deflection máxima em um ponto próximo a 90º later 
in the plane of rotation. Conforme mostra a Figura 
2-30, o AOA da pá retreating é aumentado e o AOA 
da pá advancing é diminuído, resultando em tipping 
forward of the tip-path plane, since maximum deflec-
tion takes place 90º later quando as pás estão na parte 
de trás e da frente, respectivamente. Em um sistema 
rotor que utiliza três ou mais pás o movimento do 
controle de cyclic pitch altera o AOA de cada pá de 
maneira adequada para que no final o resultado seja 
o mesmo. 
O movimento de controle do cyclic pitch em um sis-
tema rotor de duas pás aumenta o AOA de uma pá do 
rotor resultando em uma força de sustentação maior 
aplicada neste ponto do plano de rotação. Este mes-
mo movimento de controle simultaneamente diminui 
o AOA da outra pá proporcionalmente, diminuindo 
assim a força de sustentação aplicada neste ponto do 
Figura 2-28. Sistema de rotor de cauda aeroespacial Fenestron® (esquerda) e istema McDonnell Douglas 
NOTAR® (direita).
Figura 2-29. Princípio precession do giroscópio.
90 
Old axisNew axisAxis
Gyro tips up hereUpward force applied here Reaction occurs here Gyro tips down here
2- 23
plano de rotação. A pá com o AOA aumentado tende a 
subir, e a pá com o AOA diminuído tende a descer. No 
entanto, o precession giroscópico evita que as pás su-
bam ou desçam em maximum deflection até um ponto 
de aproximadamente 90º later in the plane of rotation. 
Em um rotor de três pás o movimento de controle do 
cyclic pitch altera o AOA de cada pá na quantidade 
adequada para que o resultado seja o mesmo, a tip-
ping forward of the tip-path plane quando o a altera-
ção máxima no AOA é feito conforme cada pá passa 
pelos mesmos pontos sendo que o máximo aumento 
e diminuição são feitos em rotores de duas pás, con-
forme mostra a Figura 2-30. Conforme cada pá passa 
pela posição de 90º à esquerda, ocorre o aumento má-
ximo do AOA. conforme cada pá passa pela posição 
de 90º à direita, ocorre a diminuição máxima do AOA. 
A maxima deflection ocorre 90° later, maximum up-
ward deflection at the rear and maximum downward 
deflection at the front; the tip-path plane tips forward.
Condições de Voo do Helicóptero
Voo Pairado
Durante o voo pairado, um helicóptero mantém uma 
posição constante sobre um determinado ponto, nor-
malmente há poucos metros do solo. Para fazer um 
helicóptero pairar a sustentação e o empuxo gera-
dos pelo sistema rotor atuam para cima e devem ser 
iguais ao pelo e o arrasto, que atuam para baixo. [Fi-
gura 2-31] Enquanto o helicóptero estiver pairando, 
a quantidade de empuxo do rotor principal pode ser 
alterado para manter a altitude desejada. Isto é obtido 
através da alteração do ângulo de incidência (moven-
do o collective) das pás do rotor e também o AOA das 
pás do rotor principal. Ao alterar o AOA também alte-
ra o arrasto nas pás do rotor, e a potência liberada pelo 
motor precisa acompanhar essa alteração para manter 
o rotor a uma velocidade constante. 
O peso a ser suportado é o peso total do helicóptero 
e de seus ocupantes. Se a quantidade de sustentação 
é maior do que o peso real, o helicóptero irá acelerar 
para cima até que a força de sustentação seja igual 
ao peso obtido pela altitude. Se o empuxo é menor 
do que o peso, o helicóptero acelera para baixo. Ao 
operar próximo ao solo, o efeito da proximidade com 
o solo muda esta resposta. 
O arrasto de um helicóptero pairando é principalmen-
te induzido pelo arrasto que ocorre enquanto as pás 
estão gerando sustentação. No entanto há um arrasto 
Figura 2-30. Precession giroscópico.
Low pitch applied
Blade rotation
High flap result
Low flap result
High pitch applied
Blade rotation
2- 24
de perfil nas pás enquanto que elas giram no ar. Ao 
longo desta exposição o termo “arrasto” inclui ambos 
o induzido e o de perfil. 
Uma consequência importante da geração de empuxo é 
o torque. Conforme já abordado anteriormente, a Ter-
ceira Lei de Newton diz que para cada ação existe uma 
reação oposta igual. Portanto, enquanto o motor gira o 
sistema rotor principal em sentido anti-horário, a fuse-
lagem do helicóptero tente a girar em sentido horário. 
A quantidade de torque está diretamente relacionada a 
quantidade de potência do motor que está sendo usado 
para girar o sistema rotor principal. Lembre-se que o 
torque muda de acordo com a mudança da potência. 
Para contra atacar esta tendência de torque induzido 
um rotor anti-torque ou rotor de cauda é incorporado 
na maioria dos projetos de helicópteros. O piloto pode 
variar a quantidade de empuxo gerado pelo rotor de 
cauda em relação a quantidade de torque gerado pelo 
motor. Conforme o motor gera mais potência no rotor 
principal, o rotor de cauda precisa gerar mais empuxo 
para superar o efeito de torque crescente. Isto é obtido 
através do uso de pedais anti-torque. 
Traduzindo Tendência ou Direção
Durante o voo pairado, um helicóptero com um rotor 
principal tende a se dirigir ou movimentar na direção 
do empuxo do rotor de cauda. Esta tendência de dire
cionamento pode ser traduzida como tendência. [Fi-
gura 2-32]
Figura 2-32. O rotor de cauda é feito para gerar 
empuxo na direção oposta ao torque. O empuxo 
gerado pelo rotor de cauda é suficiente para mover o 
helicóptero lateralmente. 
Para contra atacar esta direção, podem ser usadas 
uma ou mais das seguintes configurações. Todos os 
exemplossão baseados na rotação anti-horária do 
sistema rotor principal. 
•	 A transmissão principal é montada em um 
ângulo levemente direcionado para a esquerda 
(quando visto de trás) para que o mastro do 
rotor tenha uma inclinação que se opõe ao 
empuxo do rotor de cauda. 
•	 Os controles de voo podem ser rigged de 
maneira que o disco rotor seja inclinado 
levemente para a direita quando o ciclo está 
centralizado. Independente do método usado, 
o tip-path plane é levemente inclinado para a 
esquerda no voo pairado.
•	 Se a transmissão estiver montada de maneira 
com que o eixo rotor esteja na vertical em 
relação a fuselagem, o helicóptero “suspende” 
o skid esquerdo para baixo no voo pairado. O 
contrário também ocorre em sistemas rotores 
que giram em sentido horário quando vistos 
de cima.
No voo para frente, o rotor de cauda continua a 
empurrar para a direita e o helicóptero faz um 
pequeno ângulo com o vento quando os rotores 
estão nivelados e a slip ball está no meio. Isto é 
chamado de inherent sideslip. 
Figura 2-31. Para manter um voo pairado em uma 
altitude constante é necessário gerar sustentação 
e empuxo iguais ao peso do helicóptero e o arrasto 
gerado pelas pás do rotor. 
Drag 
Weight WeWW ight
 Lift
 Thrust
 B
lade rotation
 Blade rotation
Drift
Tail rotor thrust
Tail rotor
downwash
Torque
Torque
2- 25
Efeito de Solo
Ao pairar próximo ao solo ocorre um fenômeno co-
nhecido como efeito de solo. Este efeito normalmente 
ocorre em alturas entre a superfície e um rotor de di-
âmetro acima. The friction of the ground causes the 
downwash from the rotor to move outwards from the 
helicopter. Isto altera o movimento relativo do do-
wnwash de puramente vertical para uma combinação 
de movimento vertical e horizontal. Conforme o fluxo 
de ar induzido através do disco rotor é reduzido pela 
fricção de superfície, o vetor de sustentação aumenta. 
Esta condição permite com que o ângulo da pá do ro-
tor seja menor para a mesma quantidade de sustenta-
ção, o que reduz o arrasto induzido. O efeito de solo 
também restringe a geração de vórtices na ponta da 
pá, pois o fluxo de ar para cima e para baixo faz com 
que uma parte maior da pá gere sustentação. Quando 
o helicóptero ganha altitude verticalmente sem velo-
cidade para frente, o fluxo induzido não á mais res-
trito e os vórtices da ponta da pá aumentam com a 
diminuição do fluxo de ar para fora. Como resultado o 
arrasto aumenta, o que significa um ângulo de direção 
maior, e necessita mais potência para mover o ar para 
baixo através do rotor. 
O efeito de solo está no seu máximo em condição sem 
vento sobre uma superfície firme e suave. Grama alta, 
terreno irregular e superfícies com água alteram o pa-
drão do fluxo de ar, gerando um aumento nos vórtices 
do rotor. [Figura 2-33]
Efeito Coriolis (Lei da Conservação de Mo-
mento Angular)
O efeito Coriolis também é referido como lei de con-
servação de momento angular. Ele diz que o valor do 
momento angular de um corpo em rotação não muda 
a menos que seja aplicada uma força. Em outras pa-
lavras, um corpo em rotação continua a girar com a 
mesma velocidade a menos que uma força externa seja 
aplicada para alterar a velocidade de rotação. O mo-
mento angular é o momento de inércia (massa vezes 
distância a partir do centro da rotação ao quadrado) 
multiplicado pela velocidade de rotação. A alteração 
na velocidade angular, conhecido como aceleração e 
desaceleração angular ocorre conforme do corpo em 
rotação se move para mais perto ou para mais longe 
do eixo de rotação. A velocidade da massa em rota-
ção aumenta ou diminui na proporção do quadrado do 
raio. Um bom exemplo deste princípio é um patinador 
de gelo girando. O patinador começa a rotação em um 
pé, com a outra perna e ambos os braços estendidos. A 
rotação do corpo do patinador é relativamente baixa. 
Quando o patinador recolhe ambos os braços e a perna 
estendida o momento de inércia (massa vezes raio ao 
quadrado) fica muito menor e o corpo gira quase mais 
rápido do que o olho humano é capaz de acompanhar. 
Para manter o momento angular constante (sem a apli-
cação de força externa), a velocidade angular precisa 
aumentar. A pá do rotor girando sobre o hub do rotor 
possui momento angular. As the rotor begins to cone 
due to G-loading maneuvers, the diameter or the disk 
shrinks. Devido a conservação do momento angular, 
as pás continuam a se mover na mesma velocidade 
mesmo que as pontas das pás tenham uma distancia 
Figura 2-33. O rotor de cauda é feito para gerar empuxo na direção oposta ao torque. O empuxo gerado pelo 
rotor de cauda é suficiente para mover o helicóptero lateralmente. 
No
wind
hover
Downwash pattern
equidistant 360°
Out of Ground Effect (OGE) In Ground Effect (IGE)
Blade tip vortex
Large blade tip vortex
2- 26
menor para percorrer devido ao diâmetro de disco re-
duzido. Esta ação resulta no aumento do rpm do ro-
tor. A maioria dos pilotos retém este aumento com um 
aumento no collective pitch. Conversely, as G-loading 
subsides and the rotor dist flattens out from the loss of 
G-load induced coning, as pontas das pás não tem dis-
tância para percorrer na mesma velocidade. Esta ação 
resulta na redução do rpm do rotor. No entanto, se essa 
queda no rpm no rotor continua até o pondo em que 
ele diminui abaixo do rpm operacional, o sistema do 
controle do motor adicionam mais combustível/potên-
cia para manter o rpm específico do motor. If the pilot 
does not reduce collective pitch as the disk unloads, the 
combination of engine compensation for the rpm slow 
down and the additional pitch as G-loading increases 
may result in exceeding the torque limitations or power 
the engines can produce. 
Voo Vertical
O voo pairado é um elemento do voo vertical. Aumentar 
o AOA das pás do rotor (pitch) enquanto a velocidade do 
rotor é mantida constante gera uma sustentação adicio-
nal e o helicóptero sobe. Diminuir o pitch faz com que o 
helicóptero desça. Em uma condição sem vendo, quando 
a sustentação e o empuxo são menores do que o peso e o 
arrasto, o helicóptero desce verticalmente. Se a sustenta-
ção e o empuxo são maiores do que o peso e o arrasto, o 
helicóptero sobe verticalmente. [Figura 2-34]
Voo para Frente
Em um voo estável para frente sem alteração de veloci-
dade do ar ou vertical, as quatro forças de sustentação, 
empuxo, arrasto e peso precisam estar em equilíbrio. 
Uma vez que o tip-path plane for inclinado para frente, 
a força total de sustentação-empuxo também é incli-
nada para frente. Esta força pode ser dividida em dois 
componentes – sustentação atuando verticalmente para 
cima e o empuxo atuando horizontalmente na direção 
do voo. Além da sustentação e do empuxo, tem o peso 
(força que atua para baixo) e o arrasto (força oposta ao 
movimento do aerofólio através do ar). [Figura 2-35]
Figura 2-35. A potência necessária para manter um 
voo em linha reta nivelado e com velocidade estabi-
lizada.
Em um voo em linha reta e nivelado para frente sem 
aceleração (direção e altitude constantes), a sustenta-
ção é igual ao peso e o empuxo é igual ao arrasto. Se a 
sustentação excede o peso o helicóptero acelera verti-
calmente até que as forças fiquem em equilíbrio. Se o 
empuxo é menor do que o arrasto o helicóptero dimi-
nui até que as forças estejam em equilíbrio. Conforme 
o helicóptero anda para frente ele começa a perder 
altitude por causa da perda de sustentação conforme 
o empuxo é desviado para frente. No entanto, confor-
me o helicóptero começa a acelerar, o sistema rotor 
fica mais eficiente devido ao aumento do fluxo de ar. 
Isto resulta em um excesso de potência do que o ne-
cessário para pairar. A aceleração continuada gera um 
fluxo de ar ainda maior através do disco rotor e mais 
excesso de potência. Para manter o voo não acelerado, 
o piloto não precisa alterar a potência ou o movimento 
cíclico. Qualquer alteração do gênero faz com que o 
helicóptero suba ou desça. Quando se atinge o voo em 
linha reta nivelado o piloto deve observara potência 
(ajuste do torque) necessária e não fazer mais ajustes 
nos controles de voo. [Figura 2-36]
Drag
WeightWeWW ight
 Lift
 Thrust
Vertical ascent
Figura 2-34. Para subir verticalmente, é necessário 
gerar mais sustentação e empuxo para superar as 
forças de peso e arrasto.
Helicopter movement
Thrust
Drag
W
eight
Lift
Resultant
Resultant
2- 27
Figura 2-36. A alteração nos vetores de força resulta 
no movimento da aeronave.
Sustentação Translacional
A melhora na eficiência do rotor resultante do voo di-
recional é chamada sustentação translacional. A efici-
ência do sistema rotor pairado é altamente otimizado 
com cada nó de vento obtido pelo movimento hori-
zontal da aeronave ou vento de superfície. Conforme 
o vento gerado pelo movimento da aeronave ou vento 
de superfície entra no sistema rotor, a turbulência e os 
vórtices são deixados para trás e o fluxo de ar se tor-
na mais horizontal. Além disso o rotor de cauda fica 
com sua aerodinâmica mais eficiente durante a tran-
sição de voo pairado para voo para frente. O empuxo 
translacional ocorre quando o rotor de cauda se torna 
mais aerodinamicamente eficiente durante a transi-
ção de situação de voo pairado para voo para frente. 
Conforme o rotor de cauda funciona progressivamen-
te com menos turbulência do que o ar, essa melhora 
de condição gera mais empuxo anti-torque, fazendo 
com que o nariz da aeronave dê uma guinada para a 
esquerda (com o rotor principal girando em sentido 
anti-horário) e fazendo com que o piloto aplique o pe-
dal da direita (diminuição do AOA nas pás do rotor de 
cauda) em resposta. Além disso, durante este período 
a aeronave afeta os componentes horizontais do esta-
bilizador encontrado na maioria dos helicópteros, o 
que tente a fazer com que o nariz do helicóptero fique 
mais nivelado. A Figura 2-37 e a Figura 2-38 mostram 
padrões de voo em diferentes velocidades e como o 
fluxo de ar afeta a eficiência do rotor de cauda.
 
Sustentação Translacional Efetiva (ETL)
While transitioning to forward flight at about 16–24 
knots, the helicopter experiences effective translation-
al lift (ETL). Conforme mencionado anteriormente, 
as pás do rotor se tornam mais eficientes a medida que 
a velocidade para frente aumenta. Entre 16-24 nós o 
sistema rotor excede completamente a circulação de 
velhos vórtices e começa a funcionar no ar relativa-
mente parado. O fluxo de ar através do sistema rotor é 
mais horizontal, portanto o fluxo e o arrasto induzidos 
são reduzidos. O AOA é consequentemente aumenta-
do, o que faz com que o sistema rotor opere com mais 
eficiência. Esta eficiência melhorada continua com a 
velocidade aumentada até que a melhor velocidade de 
ascensão seja alcançada, e o arrasto total atinja seu 
ponto mais baixo. 
P
ow
er
 r
eq
ui
re
d 
(h
or
se
po
w
er
)
Indicated airspeed (KIAS)
800
600
400
200
0
 0 40 60 80 100 120
C
Minimum power
for level flight(VY)
A B
Maximum
continuous
level 
(horizontal)
flight 
airspeed (VH)
Maximum continuous power available
Increasing power for
decreasing airspeed
Increasing power for
decreasing airspeed
 Power
 re
qu
ire
d 
to
 h
ov
er
 O
G
E
Figura 2-37. Padrão de voo de 1-5 nós de velocidade para frente. Observe como o vórtice de vento para baixo 
começa a dissipar e o fluxo induzido para baixo através do sistema de rotor de cauda é mais horizontal.
Downward velocity of air molecules used by aft section of rotor
1–
5 
kn
o
ts
2- 28
Conforme a velocidade aumenta, a sustentação transla-
cional se torna mais efetiva, o nariz sobe ou se inclina 
para cima e a aeronave rola para a direita. Os efeitos 
combinados da dissimetria da sustentação, gyroscopic 
precession e efeito do fluxo transverso geram essa ten-
dência. É importante entender esses efeitos e antecipar 
sua correção. Uma vez que o helicóptero é transicional 
através do ETL, o piloto precisa aplicar uma entrada 
cíclica para frente e para esquerda para manter a atitude 
constante do disco rotor. [Figura 2-39]
Dissimetria da Sustentação
A dissimetria da sustentação é o diferencial de sus-
tentação entre as metades de avanço e de retração do 
disco rotor gerados pela diferença da velocidade do 
fluxo de vento através de cada metade. Esta diferen-
ça na sustentação faz com que o helicóptero fique in-
controlável em qualquer situação diferente da de voo 
pairado em vento calmo. Devem haver meios de com-
pensar, corrigir ou eliminar esta sustentação desigual 
para manter a simetria da sustentação. 
Quando o helicóptero se move através do ar, o fluxo 
de ar através do disco do rotor principal é diferente on 
the advancing side than on the retreating side. O vento 
relativo encontrado pela pá advancing é aumentada 
pela velocidade para frente do helicóptero, enquan-
to que a velocidade do vento relativo que atua na pá 
retreating é reduzida pela velocidade. Desse modo, 
como resultado da velocidade do vento relativa a pá 
Figura 2-38. Padrão de fluxo de ar de 10-15 nós de velocidade. Nesta velocidade aumentada o fluxo de ar 
continua a ficar mais horizontal. O bordo de ataque do padrão downwash esta sendo superado e fica bem 
embaixo do nariz do helicóptero.
Figura 2-39. A sustentação translacional efetiva é 
facilmente reconhecida em um voo através de uma 
vibração aerodinâmica induzida passageira e o 
aumento na performance do helicóptero.
Figura 2-40. A velocidade da ponta da pá deste 
helicóptero é de aproximadamente 300 nós. Se o 
helicóptero estiver se movendo para frente a 100 
nós, a velocidade do vento relativo no lado que está 
avançando é de 400 nós. No lado oposto é de apenas 
200 nós. A diferença na velocidade gera a dissime-
tria da sustentação. 
10–15 knots
Airflow pattern just prior to effective translational lift
16–24 knots
No recirculation
of air
More horizontal
flow of air
Reduced induced flow
increases angle of attack
Tail rotor operates in
relatively clean air
 Blade rotatio
n
 
 B
lad
e rotation
R
el
at
iv
e 
w
in
d
Forward flight at 100 knots
R
el
at
iv
e 
w
in
d
Direction of Flight
Advancing SideRetreating Side
Blade tip
 speed
 plus
 helicopter
 speed
(400 knots)
Blade tip
speed 
minus
helicopter
speed
(200 knots)
2- 29
advancing do disco do rotor gera mais sustentação do 
que o lado retreating da pá. [Figura 2-40]
Se esta condição pudesse existir, um helicóptero com 
rotação de pá do rotor principal no sentido anti-horário 
rolaria para a esquerda devido a diferença na susten-
tação. Na verdade, as pás do rotor principal flap and 
feather automaticamente para equalizar a sustentação 
através do disco rotor. Os sistemas de rotor articula-
dos, normalmente com três ou mais pás, incorporam 
uma ligação horizontal (flapping hinge) para permitir 
com que as pás individuais do rotor se movam ou flap 
up and down conforme elas giram. Um sistema rotor 
semirrígido (duas pás) utiliza um teetering hing, que 
permite com que as pás flap juntas. Quando uma pá 
flap up, a outra flap down. 
Conforme as pás do rotor atingem o advancing side do 
disco do rotor, elas atingem sua velocidade máxima em 
velocidade upward flapping. [Figura 2-41] quando a pá 
flaps upward, o ângulo entre a linha da corda e o ven-
to relativo resultante diminui. Isto reduz o AOA, que 
reduz a quantidade de sustentação gerada pela pá. Na 
posição C, a pá do rotor está na sua velocidade máxima 
downward flapping. Devido ao downward flapping, o 
ângulo entre a linha da corda e o vento relativo resul-
tante aumenta. Isto aumenta o AOA e consequente-
mente a sustentação gerada pela pá. 
A combinação da blade flapping com o vento relativo 
lento atuando sobre a pá retreating normalmente li-
mita a velocidade máxima para frente do helicóptero. 
Em uma velocidade para frente alta, a pá retreating es-
Figura 2-42. Para compensar o blowback, move the cyclic para frente. O blowblock é mais acentuado em velo-
cidades mais altas.
Figura 2-41. The combined upward flapping (reduced 
lift) of the advancing blade and downward flapping 
(increasedlift) of the retreating blade equalizes lift 
across the main rotor disk counteracting dissymme-
try of lift.
Relative wind
Angle of attack
Angle of attack at 3 o’clock positionA
Upflap velocity
Resultant relative wind
Chord line
Angle of attack over noseB
Resultant relative wind
Chord line
Angle of attack at 9 o’clock positionC
Downflap velocity
Resultant relative wind
Chord line
Angle of attack over tailD
Resultant relative wind
Chord line
 
 
Bl
ad
e ro
tation
A
B
C
D
 
2- 30
tola devido ao alto AOA e baixa velocidade do vento 
relativo. Esta situação é chamada de “retreating blade 
stall” e é evidenciada pelo ângulo do nariz inclinado 
para cima, vibração, e tendência a rolagem, normal-
mente para a esquerda, em helicópteros com rotação 
de pá no sentido anti-horário.
Os pilotos podem evitar retreating blade stall não exce-
dendo a velocidade máxima. Esta velocidade é deter-
minada por VNE e é indicada em uma placa e marcada 
no indicador de velocidade por uma linha vermelha. 
Durante o flapping aerodinâmico das pás do rotor 
conforme elas compensam a dissimetria da sustenta-
ção, a advancing blade atinge seu deslocamento má-
ximo upward flapping sobre o nariz e deslocamento 
flapping downward sobre a cauda. Isto faz com que 
o tip-path plane incline para trás e seja chamado de 
blowback. A Figura 2-42 mostra como o disco rotor é 
originalmente orientado with the front down follow-
ing the initial cyclic input. As airspeed is gained and 
flapping eliminates dissymmetry of lift, the front of 
the disk comes up, and the back of the disk goes down. 
Esta reorientação do disco rotor altera a direção na 
qual o empuxo total do rotor atua, a velocidade para 
frente do helicóptero diminui, mas pode ser corrigida 
com o cyclic input. O piloto usa cyclic feathering para 
compensar a dissimetria da sustentação, permitindo 
com que ele controle a atitude do disco rotor. 
O cyclic feathering compensa a dissimetria da susten-
tação (alteração do AOA) da seguinte maneira. Em 
um voo pairado uma sustentação uniforme é gerada 
em volta do sistema rotor com inclinação e AOA igual 
em todas as pás em todos os pontos do sistema ro-
tor (desconsiderando a compensação pela tendência 
de tradução). O disco rotor é paralelo ao horizonte. 
Para desenvolver esta força de empuxo, o sistema 
rotor precisa ser inclinado na direção desejada para 
o movimento. O cyclic feathering altera o ângulo de 
incidência de maneira diferente ao redor do sistema 
rotor. O movimento cíclico para frente diminui o ân-
gulo de incidência em uma parte do sistema rotor en-
quanto aumenta o ângulo em outra parte. O bater de 
pás máximo para baixo sobre a cauda inclina tanto o 
disco rotor quanto o vetor de empuxo para frente. Para 
evitar a ocorrência de blowback o piloto precisa conti-
nuamente mover o cíclico para frente conforme a velo-
cidade do helicóptero aumenta. A Figura 2-42 ilustra as 
alterações de ângulos de inclinação conforme o cíclico 
é movido para frente a uma velocidade crescente. Em 
um voo pairado, o cíclico é centralizado e a inclina-
ção do ângulo nas pás que recuam e que avançam é a 
mesma. Em velocidades baixas para frente moving the 
cyclic para frente reduz o ângulo pitch na pá de avan-
ço e aumenta o ângulo pitch na pá de recuo. Isto gera 
uma leve inclinação no rotor. Em velocidades maiores 
para frente o piloto deve continuar a mover o cyclic 
para frente. Isto reduz o pitch angle na pá de avanço e 
aumenta o pitch angle na pá de recuo. Isto resulta em 
mais inclinação no rotor em velocidades mais baixas. 
O componente de sustentação horizontal (empuxo) 
gera velocidade maior no helicóptero. A velocidade 
do ar maior induz a batida das pás a manter a simetria 
da sustentação. A combinação de batida de pás com 
cyclic feathering mantém a simetria da sustentação e 
atitude desejada no sistema rotor e no helicóptero. 
Normal Powered Flight Autorotation
Dire
cti
on
 of
 fli
gh
t
Direction of flight
Figura 2-43. Durante a auto rotação o fluxo relativo do vento permite com que as pás do rotor a girarem em 
sua velocidade normal. Na verdade as pás “flutuam” no seu plano rotacional.
2- 31
Auto Rotação
A auto rotação é o estado de voo no qual o sistema 
rotor principal de um helicóptero é girado pela ação 
do ar se movendo através do rotor ao invés de ser mo-
vido pelo rotor. Em um voo normal o ar é puxado para 
dentro do sistema rotor principal pela parte de cima e 
expelido pela parte de baixo, mas durante a auto rota-
ção o ar se move para cima do sistema rotor de baixo 
para cima conforme o helicóptero desce. A auto rota-
ção é permitida mecanicamente através de uma unida-
de freewheeling, que é um special clutch mechanism 
que permite com que o rotor principal continue a girar 
mesmo que o motor não esteja em funcionamento. Se 
o motor falha, a unidade freewheeling automatica-
mente disengages o motor do rotor principal permi-
tindo que o rotor principal a girar livremente. Este é 
o meio pelo qual um helicóptero pode aterrissar com 
segurança em um evento de falha do motor. Conse-
quentemente todos os helicópteros precisam demons-
trar esta capacidade para ser certificado. [Figura 2-43]
Rotorcraft Controls
Conjunto do Prato Oscilante
A função do prato oscilante é transmitir os controles 
do collective and cyclic controls para as pás do ro-
tor principal. Ele consiste de duas partes principais: o 
prato oscilante estacionário e o prato oscilante rotati-
vo. [Figura 2-44]
O prato oscilante estacionário é montado ao redor do 
mastro do rotor principal e conectado nos controles 
cíclico e coletivo através de uma série de pushrods. 
Eles são travados por uma conexão antidrive mas é 
possível ser inclinado em todas as direções e se mover 
verticalmente. O prato oscilante rotativo é montado 
ao prato oscilante estacionário por uma uniball sleeve. 
It is connected to the mast by drive links e consegue 
girar com o maestro do rotor principal. Os dois pratos 
inclinam e deslizam para cima e para baixo como um 
conjunto. O prato oscilante rotativo é conectado ao 
pitch horns por pitch links.
Pitch link
Rotating swash plate
Control rod
Stationary swash plate
Figura 2-44. Prato oscilante rotativo e estacionário.
Figura 2-45. Raising the collective pitch control increases the pitch angle by the same amount on all blades.
2- 32
Increasing the throttle increases 
manifold pressure and rpm
Lowering the collective pitch 
decreases manifold pressure 
and increases rpm
Raising the collective pitch 
increases manifold pressure and 
decreases rpm
Reducing the throttle decreases 
manifold pressure and rpm
SolutionIf manifold
pressure is and rpm is
HIGH
LOW
LOW LOW
LOW
HIGH HIGH
HIGH
Existem três controles principais em um helicóptero 
que o piloto precisa usar durante o voo. Eles são o col-
lective pitch control, cyclic pitch control e pedais an-
ti-torque ou controles de rotor de cauda. Além desses, 
o piloto precisa também usar o controle de aceleração, 
que é montado diretamente ao controle de collective 
pitch para que o helicóptero voe. 
Collective Pitch Control
O controle collective pitch fica localizado no lado 
esquerdo do assento do piloto e é operado pela mão 
esquerda do piloto. O collective é usado para alterar 
o ângulo de pitch de todas as pás do rotor principal 
simultaneamente ou coletivamente conforme diz o 
nome. Conforme o controle collective pitch é aumen-
tado, há uma aumento igual no ângulo pitch de todas 
as pás do rotor, e conforme ele é diminuído, há uma 
diminuição simultânea do ângulo pitch. Isto é obti-
do através de uma série de conexões mecânicas e a 
quantidade de movimento na collective lever deter-
mina o quanto o pitch da pá altera. [Figura 2-45] An 
adjustable friction control helps prevent inadvertent 
collective pitch movement. 
Controle de Aceleração
A função do acelerador é regular o rpm do motor. Se 
o sistema correlator ou gerenciador não mantém o rpm 
desejado quando o collective é subido ou baixado, ou se 
esses sistemasnão estão instalados o acelerador precisa 
ser movido manualmente com o twist grip para manter o 
rpm. O controle de aceleração é muito parecido com o de 
uma motocicleta, e funciona quase da mesma maneira. 
Girar o acelerador para a esquerda aumenta o rpm e girá-
-lo para a direita diminui o rpm. [Figura 2-46]
Figura 2-46. A twist grip throttle é normalmente mon-
tado na ponta do collective lever. Em alguns helicóp-
teros de turbine os aceleradores são montados no 
painel suspenso ou no piso da cabine.
Gerenciador/Correlator
O gerenciador é um dispositivo sensor que detecta o 
rpm do rotor e do motor e faz os ajustes necessários 
para manter o rpm do rotor constante. Uma vez que 
o rpm do rotor está ajustado para operações normais 
o gerenciador mantém o rpm constante e não tem ne-
cessidade de fazer ajustes na aceleração. Os gerencia-
dores são comuns em todos os helicópteros de turbi-
na (já que é uma função do sistema do controle de 
combustível do motor da turbina), e usado em alguns 
helicópteros movidos a pistão. 
O correlator é uma conexão mecânica entre a alavanca 
do collective e o acelerador do motor. Quando a alavan-
ca collective está levantada, a potencia automaticamente 
aumenta e quando ela é abaixada ela diminui. Este siste-
ma mantém o rpm próximo ao valor desejado, mas ainda 
requer ajuste de aceleração para um controle preciso. 
Alguns helicópteros não tem correlators ou gerenciado-
res e requerem a coordenação de todos os movimentos 
de aceleração e collective. Quando o collective é aumen-
tado, a aceleração precisa ser diminuída. Quando o col-
lective é abaixado, a aceleração precisa ser diminuída. 
Como em qualquer controle de aeronave, grandes ajustes 
de collective pitch ou aceleração precisam ser evitados. 
Todas as correções devem ser feitas com leve pressão. 
Em helicópteros a pistão, o collective pitch é o con-
trole básico para a manifold pressure, e a aceleração é 
o controle básico para o rpm. No entanto o collective 
pitch control também influencia o rpm e o acelerador 
também influencia a pressão do manifold, portanto 
cada um é considerado ser um controle secundário of 
the other’s function. Tanto o tacômetro (indicador de 
rpm) e a válvula de manifold pressure precisam ser 
analisados para determinar qual controle para usar. A 
Figura 2-47 ilustra este relacionamento. 
Figura 2-47. Relação entre manifold pressure, rpm, 
collective e aceleração.
Twist grip throttle
2- 33
Cyclic Pitch Control
O cyclic pitch control é montado verticalmente a par-
tir do piso da cabine, entre as pernas do piloto, ou, 
em alguns modelos, entre os dois assentos dos pilotos. 
[Figura 2-48] Este controle básico de voo permite ao 
piloto a voar o helicóptero em qualquer direção hori-
zontal, para frente, para trás e para os lados. A força 
de sustentação total é sempre perpendicular ao tip-
-path plane do rotor principal. A função do controle 
cyclic pitch é inclinar o tip-path plane na direção ho-
rizontal desejada. O controle cíclico altera a direção 
desta força e controla a atitude e velocidade de voo 
do helicóptero. 
O disco rotor inclina na mesma direção na qual é mo-
vido o controle de cyclic pitch. Se o cyclic é movido 
para frente o disco rotor inclina para frente, e se o 
cyclic é movido para trás o disco inclina para trás e 
assim por diante. Como o disco rotor atua como um 
gyro, as conexões mecânicas for the cyclic control 
rods ar rigged de tal modo que eles diminuem o ângu-
lo pitch da pá do rotor aproximadamente 90º antes de 
alcançar a direção do deslocamento cíclico e aumenta 
o ângulo pitch da pá do rotor aproximadamente 90º 
aos passar pela direção do deslocamento. O aumento 
do ângulo pitch aumenta o AOA, e a diminuição do 
ângulo pitch diminui o AOA. Por exemplo, se o cyclic 
é movido para frente o AOA diminui conforme a pá 
do rotor passa pelo lado direito do helicóptero e au-
menta no lado esquerdo. Isto resulta em uma deflexão 
máxima para baixo da pá do rotor na frente do helicóp-
tero e uma deflexão máxima para cima na parte de trás 
dele, fazendo com que o disco rotor incline para frente.
Pedais Anti-torque
Os pedais anti-torque são localizados no piso da cabine 
nos pés do piloto. Eles controlam o pitch e, portanto, 
o empuxo das pás do rotor de cauda. [Figura 2-49] A 
Terceira Lei de Newton se aplica à fuselagem do heli-
cóptero e interfere no modo como ela gira na direção 
contrária das pás do rotor principal a não ser que seja 
contra atacada e controlada. Para possibilitar o voo e 
compensar esse torque a maioria dos modelos de heli-
cópteros possui um rotor de cauda anti-torque. Os pe-
dais anti-torque permitem com que o piloto controle o 
pitch angle das pás do rotor de cauda que, em voo para 
frente faz com que o helicóptero mantenha in longitu-
dinal trim e, enquanto estiver pairando, permite que o 
piloto execute um giro de 360º. Os pedais anti-torque 
são conectados ao pitch change mechanism no coman-
do do rotor de cauda e fazem com que o pitch angle nas 
pás do rotor de cauda aumentem ou diminuam.
Helicópteros que são feitos com rotores tandem não 
possuem rotor anti-torque. Estes helicópteros são 
projetados com os dois sistemas rotores girando em 
direções contrárias para contra-atacar o torque, ao in-
vés de usar um rotor de cauda. Os pedais anti-torque 
direcionais são usados para o controle de direção da 
Cyclic pitch control
Cyclic pitch control
Figura 2-48. O controle cyclic pitch é pode ser monta-
do verticalmente entre os joelhos do piloto ou em uma 
teetering bar a partir de um único cyclic localizado 
no centro do helicóptero. O cyclic pode pivot em todas 
as direções.
Figura 2-49. Os pedais anti-torque compensam as 
alterações no torque and control heading in a hover.
2- 34
aeronave durante o voo e para taxiar para frente. Com 
o pedal direito empurrado para frente o disco rotor 
dianteiro inclina para a direita, enquanto que o disco 
rotor traseiro inclina para a esquerda. O oposto ocor-
re quando o pedal esquerdo é empurrado para frente. 
Neste caso o disco rotor dianteiro inclina para a es-
querda e o traseiro para a direita. As diferentes com-
binações aplicadas aos pedais e ao cíclico permitem 
o helicóptero tandem girar andar para frente e para 
trás em um eixo vertical as well as pivoting about the 
Center of mass. 
Sistema Estabilizador
Bell Stabilizer Bar System
Arthur M. Young descobriu que a estabilidade poderia 
ser aumentada significantemente com a inclusão de 
uma barra estabilizadora perpendicular as duas pás. 
A barra estabilizadora tem pesos nas pontas que fa-
zem com que fiquem relativamente estáveis no plano 
de rotação. A barra estabilizadora está conectada ao 
swash plate de maneira a reduzir o pitch rate. As duas 
pás podem bater como uma unidade e assim não exi-
gem lag-lead hinges (o rotor inteiro reduz e acelera 
por volta). Os sistemas de duas pás exigem um único 
teetering hing and two coning hinges para permintir 
modest coning do disco rotor conforme o empuxo au-
menta. A configuração é conhecida por vários nomes, 
incluindo painéis de Hiller, sistema Hiller, Sistema 
Bell-Hiller, e sistema flybar. 
Offset Flapping Hinge
The offset flapping hinge is offset do centro do rotor hub 
e pode gerar momento de potência útil para controlar o 
helicóptero. A distância do hinge até o hub (the offset) 
multiplicado pela força gerada no hinge gera um mo-
mento no hub. Fica evidente que quanto maior o offset, 
maior o momento para a mesma força gerada pela pá.
O movimento do flapping é resultado da constante al-
ternação de equilíbrio entre as forças de sustentação, 
centrífuga e de inércia. O subir e descer das pás são 
característicos na maioria dos helicópteros e é fre-
quentemente comparado ao bater das asas de um pás-
saro. O flappping hinge, juntamente com a flexibilida-
de natural encontrada na maioria das pás faz com que 
elas droop consideravelmente quando o helicóptero 
está em repouso e o rotor não está girando. Durante o 
voo é a rigidez necessária é fornecida pela potência daforça centrífuga que resulta da rotação das pás. Esta 
força pulls outward a partir da ponta, enrijecendo a 
pá, e é o único fator que a impede de dobrar. 
.Sistema de Aumento de Estabilidade (SAS)
Alguns helicópteros possuem sistemas de aumento de 
estabilidade (SAS) para ajudar a estabilizar o helicóp-
tero durante o voo e quando estiver pairando. O mais 
simples destes sistemas é um sistema de force trim, 
que utiliza um magnetic clutch e molas para segurar o 
controle cíclico na posição na qual ela é liberada. Sis-
temas mais avançados utilizam acionadores elétricos 
que make inputs to the hydraulic servos. Estes servos 
recebem comandos de controle a partir de um computa-
dor que percebe o comportamento do helicóptero. Outros 
inputs como heading, speed, altitude e informação de na-
vegação podem ser fornecidas ao computador a partir de 
um sistema de piloto automático. O SAS pode ser over-
riden ou desconectado pelo piloto a qualquer momento. 
O SAS reduz a carga de trabalho do piloto, pois me-
lhora a harmonia dos controles básicos da aeronave e 
diminui disturbances. Estes sistemas são muito úteis 
quando se exige do piloto que execute outras tarefas 
como sling loading e operações de busca e resgate. 
Vibração do Helicóptero 
Os parágrafos seguintes descrevem os vários tipos de 
vibrações. A Figura 2-50 mostra os níveis gerais nos 
quais as frequências estão divididas.
Vibração de Frequencia Extremamente Baixa 
Extrema 
A vibração de frequência extremamente baixa está li-
mitada ao pylon rock. O rocking do pylon (de dois a 
três ciclos por segundo) é inerente ao rotor, mastro 
e sistema de transmissão. Para evitar que a vibração 
atinja níveis mais perceptíveis, é colocado um trans-
mission mount dampening para absorver o rocking. 
Figura 2-50. Diversos tipos de vibração em helicópteros.
Vibração de Baixa Frequência
As vibrações de baixa frequência (1/rev e 2/rev) são 
geradas pelo próprio rotor. As vibrações 1/rev são de 
dois tipos básicos: vertical ou lateral. Uma vibração 
de 1/rev é gerada simplesmente quando uma pá pro-
voca mais sustentação em um determinado ponto do 
que outra pá no mesmo ponto. 
 Helicopter Vibration Types 
 Frequency Level
Extreme low frequency
Low frequency
Medium frequency
High frequency
Less than 1/rev PYLON ROCK
1/rev or 2/rev type vibration
Generally 4, 5, or 6/rev
Tail rotor speed or faster
Vibration
2- 35
Vibração de Média Frequência
As vibrações de baixa frequência (1/rev e 2/rev) é ou-
tra vibração inerente à maioria dos rotores. O aumen-
to no nível destas vibrações é gerado por uma altera-
ção na capacidade da fuselagem de absorver vibração, 
ou a perda de algum componente como os skids, que 
vibram naquela frequência. 
Vibração de Alta Frequência
As vibrações de alta frequência podem ser geradas 
por qualquer coisa no helicóptero que gire ou vibre à 
velocidades extremamente altas. As causas mais ób-
vias e comuns são: loose elevator linkage at swashpla-
te horn, loose elevator, or tail rotor balance and track. 
Percurso de Rotação de Pás
O percurso de rotação é o processo que determina as 
posições das pontas das pás do rotor em relação uma 
à outra enquanto que a cabeça do rotor está girando, e 
determinar as correções necessárias para manter estas 
posições dentro da tolerância. As pás devem girar o 
mais próximo possível umas das outras. O objetivo do 
percurso de rotação das pás é trazer as pontas de todas 
as pás para o mesmo plano de rotação através do ciclo 
total de rotação. Os próximos parágrafos explicam os 
diversos métodos de percurso de rotação de pás. 
Bandeira e Poste
O método bandeira e poste, ilustrado na Figura 2-51, 
mostra as posições relativas das pás do rotor. As pon-
tas das pás são marcadas com um giz ou lápis, sendo 
cada ponta com uma cor diferente para que fique fácil 
determinar a relação entre as pás. Este método pode 
ser usado em todos os tipos de helicópteros que não 
tenham propulsão a jato nas pás. Para procedimentos 
específicos verifique o manual de manutenção. 
BLADE
 7
0°
 to 80°
Curtain
Pole
Line parallel to longitudinal axis of helicopter
Leading edge
Position of chalk mark (approximately 2 inches long)
Curtain
Blade
Pole
Handle
Pole
Curtain
1/2" max spread (typical)
Approximate position of chalk marks
Figura 2-51. Percurso de rotação de pás pelo método bandeira e poste.
Figura 2-52. Balancer/Phazor.
BALANCER
MODEL 177M-6A
DOUBLE
FUNCTION
A Channel B
TEST
PUSH FOR
SCALE 2
TRACK
A B
COMMON
MAGNETIC
PICKUP
X1
X10
X100
RPM RANGE
RPM TONE
PHAZOR
12
6
39
1
2
4
57
8
10
11
Meter
Band-pass filter
Phase meter
2- 36
Rastreador de Pás Eletrônico
O rastreador de pás eletrônico mais comum consis-
te de um Balancer/Phazor, Strobex Tracker, and Vi-
brex Tester. [Figuras 2-52 a 2-54] O rastreador de pás 
Strobex permite o rastreamento da pá de dentro ou de 
fora do helicóptero enquanto ele estiver em solo ou de 
dentro do helicóptero quando ele estiver em voo. O 
sistema utiliza um raio de luz altamente concentrada 
iluminando na sequencia com a rotação das pás prin-
cipais de maneira com que um ponto fixo nas pontas 
das pás pareça estar parado. Cada pá é identificada 
com um número elongated retroflexive colado ou ane-
xado a parte de baixo da pá em uma localização uni-
forme. Quando visto de dentro do helicóptero esses 
números aparecem normais. O rastreamento pode ser 
realizado with tracking tip cap reflectors e uma luz 
estrobo. Os tip caps são temporariamente anexados a 
ponta de cada pá. A alta intensidade da luz estrobo 
irradia no mesmo tempo das pás em movimento. A luz 
estrobo opera a partir do sistema elétrico do helicóp-
tero. Ao observar a reflected tip cap image é possível 
ver o plano em que a pá está girando. O rastreamento 
é realizado em uma sequencia de quatro passo: rastre-
amento a partir do solo, verificação em voo pairado, 
rastreamento em voo para frente e ajuste de rpm em 
auto rotação. 
Rastreamento do Rotor de Cauda
Os seguintes parágrafos explicam os métodos de mar-
cação e eletrônico para rastreamento de rotor de cauda. 
Método de Marcação
Os procedimentos para rastrear o rotor de cauda pelo 
método de marcação, conforme mostra a Figura 2-55, 
são os seguintes:
•	 Após a substituição ou instalação de um ro-
tor de cauda, pás ou sistema de pitch change, 
verifique o rigging do rotor de cauda e o per-
curso das pás do rotor. Tail rotor tip clearance 
RPM
STROBEX
MODEL 135M-11
Strobe flash tube RPM dial
Figura 2-53. Strobex tracker.
Figura 2-55. Rastreamento do rotor de cauda.
Figura 2-54. Vibrex tracker.
TESTER
Interrupter plate
Motor
2- 37
shall be set before tracking and checked again 
after tracking. 
•	 O rastreamento com a luz estrobo também 
pode ser usado. As instruções para uso são 
fornecidas com o dispositivo. Coloque a peça 
de mangueira de borracha macia de seis po-
legadas na ponta de um pine stick ou outro 
instrumento flexível de ½ X ½. Cubra a man-
gueira de borracha com azul da Prússia ou 
outro colorante similar dissolvível em óleo. 
OBSERVAÇÃO: Ground run-up pode ser executa-
do somente por pessoal autorizado. Acione o motor 
de acordo com o indicado no manual de manutenção. 
Mantenha o motor em funcionamento com os pedais 
da posição neutra. Coloque o dispositivo de marcação 
na parte de baixo do tail boom assembly. Coloque len-
tamente o dispositivo de marcação no disco do rotor 
de cauda aproximadamente uma polegada da ponta. 
Quando a pá próxima for marcada pare o motor e deixe 
o rotor parar. Repita este procedimento até que o tra-
cking mark atravesse para o outro lado da pá, então ex-
tend pitch control link of unmarked blade one half turn. 
Método Eletrônico
The electronic Vibrex balancing and tracking kit is 
housed in a carrying case and consists of a Model 
177M-6A Balancer, a Model 135M-11 Strobex, track 
and balance charts, an accelerometer, cables, and at-
taching brackets.
The Vibrex balancing kit is used to measure and indi-
cate the level of vibration induced bythe main rotor 
and tail rotor of a helicopter. The Vibrex analyzes the 
vibration induced by out-of-track or out-of-balance 
rotors, and then by plotting vibration amplitude and 
clock angle on a chart the amount and location of ro-
tor track or weight change is determined. In addition, 
the Vibrex is used in troubleshooting by measuring 
the vibration levels and frequencies or rpm of unkno-
wn disturbances.
Armazenagem e Conservação das Pás do 
Rotor
Para melhor armazenar e conservar as pás do rotor 
siga os seguintes requisitos:
•	 Condene, desmilitarize e descarte qualquer 
pá que tenha sofrido algum dano irreparável. 
•	 Restaure todos os orifícios da pá, como es-
tragos causados por árvores ou outro corpo 
estranho (FOD) para proteger o interior da pá 
contra a umidade e corrosão. 
•	 Remova completamente objetos estranhos da 
superfície total da pá com sabão neutro e água. 
•	 Proteja as superfícies erodidas externas das 
pás com um revestimento de anticorrosivo ou 
primer coating. 
•	 Proteja o blade main bolt hole bushing, drag 
brace retentiion bolt hole bushing e qualquer 
outra área de metal exposta (ex. grip and drag 
pads) com um revestimento anticorrosivo. 
•	 Secure blade to shock-mounted support and 
secure container lid. 
•	 Place copy of manufacturer’s blade records, 
containing information required by Title 14 
of the Code of Federal Regulations (14 CFR) 
section 91.417(a)(2)(ii), and any other blade 
records in a waterproof bag and insert into 
container record tube. 
•	 Obliterate old markings from the container 
that pertained to the original shipment or to 
the original item it contained. Stencil the bla-
de National Stock Number (NSN), model, 
and serial number, as applicable, on the outsi-
de of the container.
Sistemas Propulsores do Helicóptero
Conjunto propulsor
Os dos tipos de motor mais comuns usados em heli-
cópteros são o motor a pistão e a turbina. Os moto-
res a pistão são normalmente usados em helicópteros 
menores. A maioria dos helicópteros de treinamento 
possuem motores a pistão, pois sua operação é relati-
vamente simples e não onerosa. Os motores à turbina 
são mais potentes e são usados em uma grande va-
riedade de helicópteros. Eles geram uma quantidade 
grande de potência em relação ao seu tamanho mas 
são normalmente mais caros de serem operados. 
 
Motor a Pistão
O motor a pistão consiste de uma série de pistões co-
nectados a um eixo rotor. Os pistões se movem para 
cima e para baixo e o eixo gira. O nome motor a pistão 
deriva do movimento para frente e para trás das duas 
partes internas. O motor de quatro tempos é o tipo mais 
comum e corresponde aos quatro diferentes ciclos que 
o motor executa para gerar potência. [Figura 2-56]
2- 38
Quando o pistão se move para fora da cabeça do ci-
lindro no tempo de tomada, a válvula de tomada se 
abre e uma mistura de combustível e ar é sugada para 
a câmara de combustão. Conforme o cilindro se mo-
vimenta em direção a cabeça do cilindro, a válvula de 
tomada fecha e a mistura de combustível e ar é com-
primida. Quando a compressão está quase finalizada 
a vela é acionada e a mistura comprimida é acionada 
para iniciar o tempo da potência. A rápida expansão 
dos gases do queimador da mistura de combustível e 
ar afasta o pistão da cabeça do cilindro, fornecendo 
potência para girar o eixo. O pistão então se move 
em direção a cabeça do cilindro na exaustão onde os 
gases queimados são expelidos através de uma vál-
vula de exaustão. Quando o motor é operado em uma 
velocidade baixa, o ciclo de quatro tempos ocorre al-
gumas centenas de vezes por minuto. Em um motor 
de quatro cilindros cada cilindro opera em um tempo 
diferente. A rotação contínua do eixo é mantida pela 
alternância de tempo precisa das fases de expansão 
em cada cilindro. 
Turbina
A turbina a gás instalada na maioria dos helicópteros 
é feita de um compressor, uma câmara de combustão, 
uma turbina e um accessory gearbox assembly. O 
compressor envia ar filtrado para dentro da plenum 
chamber e o comprime. O ar comprimido é direcionado 
para o setor de combustão através de tubos de descarga 
onde o combustível atomizado é injetado. A mistura de 
1. Intake 2. Compression
3. Power 4. Exhaust
Intake valve
Spark plug
Exhaust valve
Piston
Crankshaft Connecting rod
Figura 2-56. As setas indicam a direção do movimento 
do eixo e do pistão durante o ciclo de quatro tempos.
Output Shaft
Air inlet
Compression Section Turbine Section Combustion SectionGearbox
Section
Inlet air
Compressor discharge air
Combustion gases
Exhaust gases
Combustion liner
Exhaust air outlet
Compressor rotor
Fuel nozzle
Igniter plug
N1 RotorN2 Rotor Stator
Gear
Figura 2-57. Muitos helicópteros usam um turboshaft engine para comandar os sistemas rotor e de transmissão 
principais. A principal diferença entre um motor turboshaft e turbojet é que a maior parte da energia produzida 
pela expansão dos gases é usada para comandar uma turbina ou invés de gerar empuxo através da emissão 
de gases.
2- 39
combustível e ar é acionada e expandida. Este gás da 
combustão é então forçado através de uma série de rodas 
de turbina, fazendo-as girar. Estas rodas de turbina enviam 
potência para o compressor do motor e para o accessory 
gearbox. A potência é fornecida ao rotor principal e para o 
rotor de cauda através de uma unidade independente que é 
conectada ao accessory gearbox power output gear shaft. 
O gás da combustão e finalmente expelido através de uma 
exhaust outlet. [Figura 2-57]
Sistema de Transmissão
O sistema de transmissão transfere potência do mo-
tor para o rotor principal, para o rotor de cauda e ou-
tros accessories durante condições normais de voo. 
Os principais componentes do sistema de transmis-
são são a transmissão do rotor principal, o sistema de 
comando do rotor de cauda, embreagem, e unidade 
independente. A unidade independente ou autorotati-
ve clutch faz com que a transmissão do rotor princi-
pal direcione o eixo de comando do rotor de cauda 
durante a autorrotação. As transmissões do helicóp-
tero são normalmente lubrificadas e resfriadas com 
sua própria reserva de óleo. Há um indicador visual 
para que o nível do óleo possa ser verificado. Algumas 
transmissões possuem chips detectores localizados no 
reservatório. Estes detectores são conectados a luzes de 
alerta localizadas no painel de instrumentos do piloto 
que se acendem quando há um problema interno. Os 
chips detectores em helicópteros modernos possuem a 
capacidade de “queimar” para tentar corrigir a situação 
sem que seja necessária a ação do piloto. Se o problema 
não puder ser corrigido por si o piloto precisa recorrer 
aos procedimentos de emergência do helicóptero. 
Transmissão do Rotor Principal
A função básica da transmissão do rotor principal é 
reduzir a saída de rpm do motor para um rpm ideal. 
Esta redução é diferente para os diversos modelos de 
helicópteros. Como um exemplo vamos supor que a 
rpm do motor de um helicóptero em particular é de 
2.700. a velocidade do rotor de 450 rpm requer uma 
redução de 6:1. Uma redução de 9:1 significaria que o 
rotor iria girar a 300 rpm. A maioria dos helicópteros 
usa um tacômetro de duas agulhas ou um instrumento 
de escala vertical para mostrar ambas as rpm do motor 
e do rotor ou uma porcentagem da rpm do rotor e do 
motor. O indicador de rpm do rotor normalmente é usa-
do somente durante o engate da embreagem ao monitor 
de aceleração do rotor, e em autorrotação a manter a 
rpm dentro dos limites indicados. [Figura 2-58]
Figura 2-58. Existem vários tipos de tacômetros de 
duas agulhas. Porém, quando as agulhas estão so-
brepostas ou casadas, a razão da rpm do motor é a 
mesma da redução da marcha.
Em helicópteros com motores montados horizontal-
mente, outra função da transmissão do rotor principal 
é alternar o eixo de rotação do eixo horizontal do mo-
tor ao eixo vertical do rotor. [Figura 2-59]
Figura 2-59. The main rotor transmission and gearbox 
reduce engine output rpm to optimum rotor rpmand 
change the axis of rotation of the engine output shaft 
to vertical axis for the rotor shaft.
110
100
90
80
70
60
50
110
100
90
80
70
60
50
E R
% RPM
% RPM
NR NP
120
110
105
100
95
90
80
70
60
40
0
RPM
X100
ROTOR
ENGINE
2
3
4
51
0
25
30
5
10
40
20
15
35R
X
0
X
R
ROTOR
PEEVER 
TURBINEA
PERCENT
RPM
0
70
30
10
40
110
60
50
20
80
90
100
120
C
P
0
R
EEE
R
T
Gearbox
Main transmission
to engine
Main rotor
Antitorque rotor
2- 40
Embreagem
Em um avião comum o motor e o propulsor estão 
permanentemente conectados. No entanto, em um 
helicóptero há uma relação diferente entre o motor e 
o rotor. Devido ao maior peso do rotor em relação à 
potência do motor, em comparação com o peso de um 
propulsor e potência de um avião, o rotor precisa ser 
desconectado do motor quando acionado. A embrea-
gem permite com que o motor seja acionado e gradu-
almente absorva a carga do rotor. 
Em motores de turbina livre não há embreagem, já 
que o gás gerado na turbina é desconectado da turbina 
de potência. Quando o motor é acionado, há pouca 
resistência da turbina de potência. Isto faz com que 
o gás gerado na turbina acelere a uma velocidade 
normal sem que a carga da transmissão e o sistema 
rotor o arrastem para baixo. Conforme a pressão do 
gás aumenta dentro da turbina de potência, as pás do 
rotor começam a girar, primeiro lentamente e então 
gradualmente aceleram até o rpm normal de operação. 
Em helicópteros reciprocating os dois tipos de embre-
agem principais são a centrífuga e a de correia.
Embreagem Centrífuga
Uma embreagem centrífuga é constituída de um con-
junto interno e um tambor externo. O conjunto inter-
no, que está conectado ao eixo de comando do motor, 
consiste de sapatas revestidas com o material pareci-
do aos dos freios automotivos. Em velocidades bai-
xas, as molas seguram as sapatas para que não façam 
contato com o tambor externo, que está conectado ao 
eixo de entrada da transmissão. Conforme a veloci-
dade do motor aumenta, a força centrífuga faz com 
que as sapatas da embreagem se movam para fora e 
comecem a deslizar contra o tambor externo. O eixo 
de entrada da transmissão começa a girar, fazendo o 
rotor girar, primeiro lentamente e gradualmente mais 
rápido conforme a fricção aumenta entre as sapatas da 
embreagem e o tambor da transmissão. Conforme a 
velocidade do rotor aumenta, a agulha do tacômetro 
do rotor mostra um aumento movendo-se em dire-
ção da agulha o tacômetro do motor. Quando as duas 
agulhas estão sobrepostas o motor e o rotor estão em 
sincronia, indicando que a embreagem foi totalmente 
engatada e não há deslizamento das sapatas. 
Embreagem de Correia
Alguns helicópteros usam comando por correia para 
transmitir a potência do motor para a transmissão. Um 
comando de correia consiste de uma polia mais baixa 
conectada ao motor e uma polia mais alta conectada 
ao eixo de entrada do transmissor, uma correia ou uma 
série de correias em V, e algum meio de aplicação de 
tensão as correias. As correias repousam livremente 
sobre as polias superior e inferior quando não há ten-
são. Isto faz com que o motor possa ser acionado sem 
qualquer carga da transmissão. Uma vez que o motor 
está em funcionamento, a tensão nas correias come-
çam a aumentar gradualmente. Quando as agulhas dos 
tacômetros do rotor e do motor estiverem sobrepostas, 
o rotor e o motor estão em sincronia, e a embreagem 
está totalmente engatada. As vantagens deste sistema 
incluem o isolamento da vibração, manutenção sim-
ples e a capacidade de ligar e esquentar o motor sem 
acionar a turbina. 
Unidade Independente
Uma vez que o levante em um helicóptero é gerado 
pela rotação de aerofólios, estes aerofólios precisam 
estar livres para girar se o motor falhar. A unidade in-
dependente desconecta automaticamente o motor do 
rotor principal quando a rpm do motor é inferior a rpm 
do rotor principal. Isto faz com que o rotor principal 
e o rotor de cauda continuem a girar em velocidades 
de voo normais. O conjunto de unidade independen-
te mais comum consiste de um one-way sprag clutch 
localizado entre a transmissão do motor e do rotor 
principal. Ela normalmente está localizada na polia 
superior em um helicóptero a pistão ou montada na 
accessory gearbox no helicóptero de turbina. Quando 
o motor está comandando o rotor, as superfícies in-
clinadas na sprag clutch força os rolamentos contra o 
tambor externo. Isto evita que o motor exceda a rpm 
de transmissão. Se o motor falhar, o rolamentos se 
movem para dentro, fazendo com que o tambor exter-
no exceda a velocidade na parte interna. A transmis-
são pode então exceder a velocidade do motor. Nesta 
condição, a velocidade do motor é menor do que a 
do sistema de comando, e o helicóptero fica em um 
estado de autorrotação. 
Montagem do Avião e Rigging
A montagem básica de uma aeronave certificada é 
normalmente realizada pelo fabricante na fábrica. Na 
montagem estão incluídas a união da maioria dos com-
ponentes, como a fuselagem, empenagem, setores da 
asa, naceles, trem de pouso, e instalação do conjunto 
propulsor. Preso a asa e a empenagem estão as superfí-
cies básicas de controle de voo, incluindo ailerons, ele-
vators e leme. Além desses, a instalação de superfícies 
auxiliares de controle de voo incluem os flaps, spoilers, 
speed brakes, slats e flaps do bordo de ataque. 
2- 41
A montagem de uma aeronave fora das instalações 
do fabricante é normalmente limitada a aeronaves de 
pequeno porte ou experimentais ou amadoras. Normal-
mente, após uma manutenção maior, conserto ou alte-
ração, a remontagem de uma aeronave pode incluir a 
recolocação das asas à fuselagem, balanceamento e ins-
talação de superfícies de controle de voo, instalação de 
trem de pouso e instalação de conjunto(s) propulsor(es).
Balanceamento das Superfícies de Controle
Esta seção é apresentada apenas para fins de familia-
rização. As instruções explícitas para balanceamento 
das superfícies de controle são dadas nos manuais de 
manutenção dos fabricantes para cada aeronave em 
particular e precisam ser rigorosamente seguidas.
Sempre que o conserto em uma superfície de controle 
adiciona peso na frente ou atrás da hinge center line, a 
superfície de controle precisa ser rebalanceada. Quan-
do uma aeronave é repintada, o balanceamento da su-
perfície precisa ser verificado. Qualquer superfície 
de controle que está fora de balanceamento torna-se 
instável e não consegue permanecer em posição stre-
amlined durante o voo normal. Por exemplo, um ai-
leron que está mais pesado no bordo de fuga se move 
para baixo quando a asa desvia para cima, e para cima 
quando a asa desvia para baixo. Essa condição pode 
causar manobras violentas e inesperadas da aeronave. 
Em casos extremos, fluttering and buffeting pode de-
senvolver até o nível em que cause a perda completa 
da aeronave. 
O rebalanceamento das superfícies de controle envol-
vem tanto o balanceamento estático quanto o dinâmi-
co. Uma superfície de controle que está estaticamente 
balanceada também está dinamicamente balanceada. 
Balanceamento Estático
O balanceamento estático é a tendência de um objeto 
a permanecer parado quando apoiado pelo seu próprio 
CG. Existem duas maneiras em que uma superfície 
de controle pode ficar fora de balanceamento estático. 
Elas são chamadas de underbalance e overbalance. 
Quando uma superfície de controle é montada sobre 
uma base balanceada, o curso no sentido para baixo 
do bordo de fuga na horizontal indica underbalance. 
Alguns fabricantes indicam esta condição com um si-
nal de mais (+). Um movimento para cima do bordo 
de fuga acima da posição horizontal indica overba-
lance, e é designado por um sinal de menos (-). Estes 
sinais mostram a necessidade de mais ou menos peso 
na área correta para alcançar o balanceamento da su-
perfície de controle, conforme mostra a Figura 2-60.
A condição de cauda pesada (static underbalance) 
causa uma performance de voo indesejada e não per-
mitida normalmente.Melhores operações de voo são 
obtidas nose-heavy static overbalance. A maioria dos 
fabricantes defendem a existência de superfícies de 
controle de nose-heavy.
Balanceamento Dinâmico
O balanceamento dinâmico é a condição de um corpo 
em rotação onde todas as forças rotativas estão equi-
libradas em si de maneira com que não há vibração 
enquanto o corpo estiver em movimento. O balancea-
mento dinâmico em relação as superfícies de controle 
é um esforço para manter o balanceamento quando as 
superfícies de controle são submetidas ao movimento 
na aeronave em voo. Isso envolve a colocação de pe-
sos em locais precisos ao longo da extensão da super-
fície. A localização dos pesos é, na maioria dos casos, 
para frente o hinge center line. 
Procedimentos de Rebalanceamento
Reparos à superfície de controle ou seus tabs nor-
malmente aumenta o peso para frente da hinge center 
line, exigindo o rebalanceamento estático do sistema 
de superfície de controle e dos tabs. As superfícies de 
Plus ( + ) condition 
Minus ( − ) condition 
Balance condition 
Plus ( + ) condition
Chord line
Tail-down underbalance
Chord line
Nose-down overbalance
Chord line
Level-horizontal position
Figura 2-60. Balanceamento estático de superfície de 
controle.
2- 42
controle a serem rebalanceadas precisam ser removi-
das da aeronave e apoiadas, a partir dos seus dois pon-
tos, em um suporte, macaco ou apoios [Figure 2-61]
Os trim tabs na superfície devem estar em uma posi-
ção neutra quando as superfícies de controle são mon-
tadas no suporte. O suporte precisa estar nivelado e 
estar posicionado em uma área livre de correntes de 
ar. A condição de balanceamento é determinada pelo 
comportamento do bordo de fuga quando a superfície 
é suspendida a partir dos seus hinge points. Qualquer 
fricção excessiva resulta em uma falsa reação de over-
balance ou underbalance da superfície. 
Ao instalar superfícies de controle em um suporte ou 
macaco, a posição neutra deve ser estabelecida com 
a linha da corda da superfície na posição horizontal. 
Utilize um bubble protractor para determinar a posi-
ção neutra antes seguir com os procedimentos de ba-
lanceamento. [Figura 2-62]
Algumas vezes uma verificação visual é o suficiente 
para determinar se a superfície está balanceada ou não. 
Qualquer trim tabs ou outros conjuntos que permane-
cem na superfície durante os procedimentos de balan-
ceamento devem estar bem posicionados. Se qualquer 
conjunto ou peças precisam ser removidos durante o 
balanceamento, eles precisam ser removidos. 
Métodos de Rebalanceamento 
Diversos métodos de balanceamento (rebalanceamen-
to) de superfícies de controle são usados por diversos 
fabricantes de aeronaves. Os mais comuns são o mé-
todo de cálculo, o método de escala e o método de 
balance beam. 
O método de cálculo para o balanceamento de uma 
superfície de controle possui uma vantagem sobre os 
outros métodos, pois ele pode ser executado sem a 
remoção da superfície da aeronave. Com o método 
de cálculo o peso do material da área consertada e 
o peso dos materiais usados para realizar o conserto 
precisam ser conhecidos. Subtraia o peso removido 
do peso adicionado para obter o ganho líquido de peso 
na superfície. A distância da hinge center line até o 
centro das áreas consertadas é então medida em pole-
gadas. Esta distância precisa ser determinada o mais 
próximo de um centésimo de polegada. [Figura 2-63]
O próximo passo é multiplicar a distância vezes o 
peso líquido do conserto, o que dá um resultado em 
polegadas-libras (in-lb). Se o resultado in-lb do cál-
culo fica dentro da tolerância especificada, a superfí-
cie de controle é considerada balanceada. Se não está 
dentro deste limite consulte o manual de manutenção 
do fabricante para verificar os pesos necessários, ma-
terial a ser usado para os pesos, desenho para confec-
Outboard hinge fitting
Inboard hinge fitting
Support stand
Hinge center line Bubble protractor
Chord line
Figura 2-61. Apoios para balanceamento fabricados localmente.
Figura 2-62. Estabelecer uma posição neutra da 
superfície de controle.
2- 43
ção e locais de instalação dos pesos adicionais. 
O método de balanceamento por escala de uma superfí-
cie de controle requer o uso de uma escala graduada em 
centésimos de libra. Também são necessários suportes 
ou macacos para a superfície. A Figura 2-64 ilustra uma 
superfície de controle montada para fins de balancea-
mento. A utilização do método de escala exige a remo-
ção das superfícies de controle da aeronave.
O método de balance beam é usado pelas empresas 
Cessna e Piper. Este método requer que uma ferra-
menta especializada seja fabricada localmente. O ma-
nual de manutenção do fabricante fornece instruções 
específicas e dimensões para fabricar a ferramenta. 
Estando a superfície de controle colocada nos supor-
tes de nível, o peso necessário para balancear a super-
fície é estabelecido através do deslizamento do peso 
no beam. O manual de manutenção indica onde deve 
ser o ponto de equilíbrio. Se a superfície estiver fora 
da tolerância, o manual explica onde colocar o peso 
para trazê-lo para dentro dos limites toleráveis. 
Fabricantes de aeronaves utilizam materiais diferentes 
para balancear superfícies de controle, sendo os mais 
comuns o chumbo e o aço. Fabricantes de aeronaves 
maiores podem usar urânio empobrecido por ter uma 
massa maior do que a do chumbo. Isto permite aos 
contrapesos serem menores, mantendo o mesmo peso. 
O manuseio do urânio deve ser feito observando cui-
dados específicos em relação à segurança, pois o ma-
terial é radioativo. É preciso verificar e seguir todas as 
instruções e tomar todas as precauções ao manusear 
os pesos. 
Aircraft Rigging
Aircraft Rigging é o ajuste e curso dos controles de 
voo móveis que são presos às superfícies maiores da 
aeronave, como asas e estabilizador vertical e hori-
zontal. Ailerons são colocados nas asas, elevators 
são colocados no estabilizador horizontal e o leme é 
colocado no estabilizador vertical. Rigging também 
envolve o ajuste dos cabos de tensão, limites de movi-
mento dos controles de voo e travas de curso. 
Além dos controles de voo, o rigging também é exe-
cutado em diversos componentes incluindo os contro-
les do motor, cabine de voo e peças componentes do 
trem de pouso retrátil. Rigging também inclui a se-
gurança of the attaching hardware utilizando diversos 
tipos de cotter pins, locknuts ou safety wire. 
Especificações do Rigging 
Certificado de Tipo (TCDS)
O Certificado de Tipo (TCDS - Type Certificate Data 
Sheet) é a descrição formal de uma aeronave, motor 
ou propulsor. Ele é emitido pela Federação da Aviação 
(FAA - Federal Aviation Administration) que determi-
na se um produto atende às exigências para receber 
a certificação, de acordo com a CFR 14. Ela lista as 
limitações e informações necessárias por tipo de cer-
tificação, incluindo limites de velocidade de voo, li-
mites de peso, movimentos de superfície de controle, 
constituição e modelo do motor, tripulação mínima, 
tipo de combustível, limites de empuxo, limites de 
rpm, etc., e os diversos componentes possíveis para a 
instalação no produto. 
Figura 2-63. Medição pelo método de cálculo.
Figura 2-64. Balanceamento.
Hinge center line
Center of repair area
Measurement in inches
Chord line
Rudder
Adjustable support
Trim tab
Bubble protractor
Hinge center line
Mounting bracket
Support stand
Weight scale
2- 44
Manual de Manutenção
O manual de manutenção é desenvolvido pelo fabri-
cante do produto e fornece os procedimentos aceitá-
veis e recomendáveis a serem seguidos na manuten-
ção e reparo do produto. Devido a regulamentações é 
necessário que as instruções do manual do fabricante 
sejam seguidas por pessoal de manutenção. A seção 
de Limitações do manual lista a “vida útil” do produto 
ou de seus componentes que precisam ser verificadas 
durante as inspeções e manutenção. 
Manual de Reparo Estrutural (SRM)
O manual de reparo estrutura é desenvolvido pelode-
partamento de engenharia do fabricante para ser usa-
do como um guia para auxiliar no conserto de danos 
comuns a determinadas estruturas da aeronave. Ele 
traz informações quanto a reparos aceitáveis de deter-
minadas seções da aeronave. 
Informações de Serviço do Fabricante
As informações fornecidas pelo fabricante podem ser 
emitidas na forma de boletins, instruções de serviço, 
boletins de serviço, cartas de serviço, etc., que o fabri-
cante publica para dar instruções relativas a melhorias 
do produto. As instruções de serviço podem incluir a 
recomendação de uma modificação ou reparo que an-
tecede a emissão de um Airworthiness Directive (AD). 
As cartas de serviço podem oferecer procedimentos 
mais detalhados ou revisão de seções dos manuais de 
manutenção. Eles também podem incluir instruções 
para a instalação ou conserto de equipamentos opcio-
nais, não listados no TCDS. 
Montagem do Avião
Instalação do Aileron
O livro de manutenção e peças ilustradas do fabrican-
te precisa ser seguido para assegurar que os procedi-
mentos e ferramentas corretos são usados para a insta-
lação de superfícies de controle. Todas as superfícies 
de controle exigem que sejam instalados hardware, 
spacers and bearings para assegurar que as superfícies 
não jam ou não danifiquem durante sua movimenta-
ção. Depois que o aileron foi conectado ao flight deck 
controls é necessário inspecionar para garantir que os 
cables/push-pull rods estão devidamente direciona-
dos. Quando for instalado um balance cable, verifi-
que se sua fixação e operação estão adequadas para 
determinar se os ailerons estão se movimentando na 
direção correta.
Instalação do Flap
O desenho, instalação e sistemas que operam os flaps 
são tão diversos quanto os modelos de aviões em que 
são instalados. Como em qualquer sistema de uma 
aeronave em particular, o manual de manutenção do 
fabricante e livro ilustrado das peças precisa ser se-
guido para assegurar que estão sendo utilizados os 
procedimentos e peças corretos. Os sistemas de flap 
simples são normalmente operados manualmente por 
cabos e/ou tubos de torque. Muitos dos projetos de 
aviões menores possuem flaps acionados por tubos de 
torque e correntes através da gear box driven através 
de um motor elétrico. 
Instalação da Empenagem
A empenagem é o estabilizador horizontal e vertical 
que não é instalado ou removido a menos que a aero-
nave esteja danificada. Os elevators, lemes e stabila-
tors são rigged da mesma maneira como as outras su-
perfícies de controle, usando as instruções fornecidas 
nos manuais de manutenção do fabricante. 
Sistemas de Controle Operacional
Sistemas de Cabo
Existem diversos tipos de cabo:
•	 Material – os cabos de controle de aeronave 
são feitos de aço carbono ou inoxidável (re-
sistente à corrosão). Além disso, alguns fabri-
cantes utilizam um cabo de nylon revestindo 
um cabo de aço resistente à corrosão (CRES). 
Acrescentar o revestimento de nylon ao cabo 
aumenta o tempo de serviço, pois protege o 
cabo contra o desgaste por fricção, manten-
do-o livre de sujeira e outros detritos, absor-
vendo a vibração que pode workhardend os 
cabos durante long runs of cable. 
•	 Constituição do Cabo – o componente básico 
do cabo é o fio. O diâmetro do fio determina o 
diâmetro total do cabo. Uma quantidade de fios 
dispostos de forma espiral ou helicoidal forma 
uma perna. Estas pernas são dispostas ao redor 
de uma perna central para formar um cabo. 
•	 Denominação do Cabo – é baseada no núme-
ro de pernas e fios em cada perna. O cabo 7 X 
19 é feito de sete pernas e 19 fios. Seis dessas 
pernas são dispostas em torno de uma perna 
central. Este cabo é muito flexível e é usado 
em sistemas de controle primário e em ou-
tros locais operados por polias. O cabo 7 X 7 
2- 45
consiste de sete pernas e sete fios. Seis dessas 
pernas são dispostas ao redor de uma perna 
central. Este cabo é de média flexibilidade e é 
usado para trim tab controls, controles do mo-
tor e controles de indicadores. [Figura 2-65] 
Os tipos de terminações de cabos de controle são:
•	 Woven Splice – a hand-woven 5-tuck splice 
usado em cabos para aeronaves. O processo é 
muito desgastante e gera apenas 75 por cento 
da força original do cabo. O splice é raramen-
te usado, a não ser em aeronaves antigas onde 
se deseja preservar a configuração original. 
•	 Processo Nicopress® - processo patenteado 
que utiliza luvas de cobre e pode ser usado até 
a força mais alta do cabo quando ele é alçado 
ao redor de um dedal. [Figura 2-66] Este pro-
cesso também pode ser usado em substituição 
ao 5-tuck splice em cabos de até (e inclusi-
ve) 3/8 polegadas de diâmetro. Sempre que 
for usado esse processo para cable splicing 
é estritamente necessário que as ferramentas 
e instruções fornecidas pela Nicopress® se-
jam precisamente seguidas para garantir que 
a função e força desejadas para o cabo sejam 
obtidas. O uso de luvas que são fabricadas de 
outro material que não cobre exige aprovação 
para sua aplicação pela engenharia do FAA. 
•	 Terminais embutidos – fabricados de acordo com 
padrões da Marinha (AN) e do Exército (MS), 
eles são adequados para uso em aeronaves civis 
incluindo os de carga máxima. [Figura 2-67]
Quando forem usadas swaging tools é imprescindível 
que sejam seguidas todas as instruções do fabricante, 
incluindo as dimensões ‘go’ e ‘no-go’, para evitar que 
o swaging seja defeituoso ou inferior. Compliance 
with all of the instructions should result in the termi-
nal developing the full-rated strength of the cable. Os 
seguintes procedimentos básicos são usados ao swa-
ging terminals onto cable ends:
•	 Corte o cabo no comprimento, deixando um 
folga para que aumente durante o swaging. 
Aplique um componente para a preservação 
da ponta do cabo antes de inseri-lo no termi-
nal barrel. Meça o comprimento interno do 
terminal end/barrel do encaixe para determi-
nar o comprimento adequado do cabo a ser 
1/8 — 3/8 diameter 7 x 19
7 strands, 19 wires to each strand
1/16 — 3/32 diameter 7 x 7
7 strands, 7 wires to each strand
Diameter
Diameter
Figura 2-65. Construção do cabo e corte transversal.
Figura 2-66. Typical Nicopress® thimble-eye splice.
Figura 2-66. Swage-type terminal fittings.
3 1 2
AN663 Double shank ball end terminal
AN664 Single shake ball end terminal
AN665 Rod end terminal
AN666 Threaded cable terminal
AN667 Fork end cable terminal
AN667 Eye end cable terminal
2- 46
inserido. Transfira essa medida para a ponta 
do cabo e marque-o enrolando um pedaço de 
fita crepe ao redor do cabo. This provides a 
positive mark para garantir que o cabo não 
deslize durante o processo de swagging. 
NOTA: Nunca solde as pontas dos cabos para evitar o 
desfilamento por que a solda aumenta a tendência do 
cabo de sair do terminal.
 
•	 Coloque o cabo dentro do terminal aproxima-
damente uma polegada e dobre-o em direção 
do terminal. Então empurre a ponta do cabo 
para que ele tenha entrado por completo den-
tro do terminal. Ao dobrar o cabo forma-se 
um pequeno nó na ponta do cabo e gera fric-
ção suficiente para manter o terminal no lugar 
até que a operação de swagging seja executa-
da. [Figura 2-68]
•	 Realize a operação de swagging de acordo 
com as instruções fornecidas pelo fabricante 
do equipamento. 
•	 Inspecione o terminal após o swaging para 
verificar se está livre de marcas e cortes, e que 
não tenha perdido a forma arredondada. Che-
ck the cable for slippage na fita crepe e cortes 
ou quebras dos fios das pernas. 
•	 Com o auxílio de um go/no-go gauge for-
necido pelo fabricante da swaging tool or a 
micrometer and swaging chart, verifique se 
a dimensão do terminal shank diameter está 
correta. [Figures 2-69 and 2-70] 
•	 Teste o cabo by proof-loading locally fabri-
cated splices and newly installed swage ter-
minal cable fittings for proper strength antes 
da instalação. This is conducted by slowly 
applying a test load equal to 60 percent of the 
rated breaking strength do cabo mostrado na 
Figura 2-71.
Esta cargadeve ser mantida por pelo menos 3 minu-
tos. Esse tipo de teste pode ser perigoso, portanto re-
quer a colocação de protetores no cabo durante o teste 
para evitar danos às pessoas no caso de falha do cabo. 
Se não há uma maneira adequada de teste disponível, 
Figura 2-68. Inserção do cabo dentro do terminal.
Figura 2-69. Gauging terminal shank dimension after 
swaging.
Figura 2-70. Straight shank terminal dimensions.
Bend cable, then push into swaging position
11 
2 
Before Swaging After Swaging 
Cable size 
(inches) 
1/16
3/32
1/8
5/32
3/16
7/32
1/4
9/32
5/16
3/8
7 x 7
7 x 7
7 x 19
7 x 19
7 x 19
7 x 19
7 x 19
7 x 19
7 x 19
7 x 19
0.160
0.218
0.250
0.297
0.359
0.427
0.494
0.563
0.635
0.703
0.078
0.109
0.141
0.172
0.203
0.234
0.265
0.297
0.328
0.390
1.042
1.261
1.511
1.761
2.011
2.261
2.511
2.761
3.011
3.510
0.969
1.188
1.438
1.688
1.938
2.188
2.438
2.688
2.938
3.438
480
920
2,000
2,800
4,200
5,600
7,000
8,000
9,800
14,400
0.138
0.190
0.219
0.250
0.313
0.375
0.438
0.500
0.563
0.625
Wire
strands
Outside 
diameter
Bore
diameter
Bore
length
Swaging
length
Minimum breaking
strength (pounds) Shank diameter *
*Use gauges in kit for checking diameters.
2- 47
o teste de carga deve ser enviado para uma empresa 
que realize o teste com equipamento adequado. 
Inspeção do Cabo
Os sistemas de cabo de aeronave estão sujeitos a uma 
série de condições ambientais e de deterioração. As 
quebras de fios ou pernas são facilmente identifica-
das visualmente. Outros tipos de deterioração como 
desgaste, corrosão e distorção não são tão visíveis. 
Deve-se ter atenção especial com as partes do cabo 
que passam por compartimentos de bateria, lavatórios 
e whell wells pois essas são normalmente áreas de ris-
co de corrosão. Também se deve dar atenção especial 
a áreas críticas de fadiga, que são as áreas por onde os 
cabos correm, sobre, sob ou ao redor de polias, luvas, 
ou através de fairlead, e também em qualquer parte 
em que o cabo é flexionado, friccionado, e na parte 
até um pé de distância do swaged-on fitting. Uma ma-
neira de inspecionar as áreas críticas de fadiga pode 
ser feita esfregando um trapo ao longo do cabo. Se 
houverem pernas quebradas o trapo enrosca no cabo. 
Uma inspeção mais detalhada pode ser feita nas áre-
as que podem estar corroídas ou que indiquem uma 
falha por fadiga soltando o cabo ou removendo-o e 
dobrando-o. Esta técnica revela se há pernas internas 
quebradas que não são visíveis de fora. [Figura 2-72]
Instalação do Sistema de Cabos
Guias de Cabos
Para guiar os cabos e também alterar sua direção são 
usadas polias. As pulley bearings são fechadas e não 
precisam de lubrificação além da que é feita na fá-
brica. As polias são sustentadas por brackets presos 
a estrutura da aeronave. Os cabos que passam por 
polias são mantidos em posição com guias que são 
ajustadas para evitar que atolem ou que o cabo saia 
do curso quando eles slacken devido a variação de 
temperatura. As polias também precisam ser exami-
nadas para ver se estão lubrificadas. Smooth rotation 
and freedom from abnormal cable wear patterns que 
Figura 2-71. Constituição do cabo flexível.
Minimum Breaking Strength (Pounds) 
Nominal diameter
of wire rope cable
110 
270 
480 
480 
920 
920 
1,760 
2,400 
3,700 
5,000 
6,400 
7,800 
9,000 
 
12,000 
16,300 
22,800 
28,500 
35,000 
49,600 
66,500 
85,400 
106,400 
129,400 
153,600 
180,500 
 
 
360 
 
700 
 
1,300 
2,000 
2,900 
3,800 
4,900 
6,100 
7,600 
 
11,000 
14,900 
19,300 
24,300 
30,100 
42,900 
58,000 
75,200 
Construction
Tolerance
on diameter 
(plus only)
Allowable
increase of
diameter 
at cut end
MIL-W-83420 
COMP B (CRES)
POUNDS
MIL-W-83420 
COMP A
POUNDS
MIL-C-18375 
(CRES)
POUNDS
110 
270 
480 
480 
920 
1,000 
2,000 
2,800 
4,200 
5,000 
6,400 
7,800 
9,800 
12,500 
14,400 
17,600 
22,800 
28,500 
35,000 
49,600 
66,500 
85,400 
106,400 
129,400 
153,600 
180,500 
0.006 
0.008 
0.009 
0.009 
0.010 
0.010 
0.011 
0.017 
0.019 
0.020 
0.021 
0.023 
0.024 
0.025 
0.027 
0.030 
0.033 
0.036 
0.039 
0.045 
0.048 
0.050 
0.054 
0.057 
0.060 
0.062 
0.006 
0.008 
0.010 
0.010 
0.012 
0.012 
0.014 
0.016 
0.018 
0.018 
0.018 
0.020 
0.022 
0.024 
0.026 
0.030 
0.033 
0.036 
0.039 
0.045 
0.048 
0.050 
0.054 
0.057 
0.060 
0.062 
3 x 7 
7 x 7 
7 x 7 
7 x 19 
7 x 7 
7 x 19 
7 x 19 
7 x 19 
7 x 19 
7 x 19 
7 x 19 
7 x 19 
7 x 19 
7 x 19 
7 x 19 
6 x 19 IWRC 
6 x 19 IWRC 
6 x 19 IWRC 
6 x 19 IWRC 
6 x 19 IWRC 
6 x 19 IWRC 
6 x 19 IWRC 
6 x 19 IWRC 
6 x 19 IWRC 
6 x 19 IWRC 
6 x 19 IWRC 
 1/32 
 3/64 
 1/16 
 1/16 
 3/32 
 3/32 
 1/8 
 5/32 
 3/16 
 7/32 
 1/4 
 9/32 
 5/16 
 11/32 
 3/8 
 7/16 
 1/2 
 9/16 
 5/8 
 3/4 
 7/8 
1 
1 - 1/8 
1 - 1/4 
1 - 3/8 
1 - 1/2 
INCHES INCHES INCHES 
2- 48
podem ser uma indicação de que há outros problemas 
no sistema de cabos. [Figura 2-73]
As alças guias podem ser feitas de algum material não 
metálico ou de fenol, ou de um material metálico como 
o alumínio. A alça guia circunda completamente o cabo 
em buracos de bulkheads ou outras partes de metal. As 
alças guia são usadas para guiar os cabos em linha reta 
através ou entre os membros estruturais da aeronave. 
As alças guia nunca podem distorcer o alinhamento de 
um cabo mais do que um terço a partir da linha reta. 
Pressure seals são instalados onde os cabos (or rods) 
move through pressure bulkheads. The seal prende 
bem ajustado para evitar excesso de perda de pressão 
do ar mas solto o suficiente para evitar que o movi-
mento do cabo seja interrompido. Pressure seals pre-
cisam ser inspecionados regularmente para determi-
nar que os retaining rings estão em seus lugares. Se 
um retaining ring cai, ele pode deslizar ao longo do 
cabo e fazer com que a polia atole. [Figura 2-74]
Ajuste de Curso
As superfícies de controle precisam se mover a uma 
certa distância em ambas as direções a partir da posi-
ção neutra. Estes movimentos precisam estar sincro-
nizados com o movimento dos controles da cabine. O 
sistema de controle de voo precisa ser ajustado (rig-
ged) para atingir este padrão. As ferramentas para me-
dição do curso da superfície primária inclui protrac-
tors, rigging fixtures, gabaritos de contorno e réguas. 
Estas ferramentas são usadas para rigging os sistemas 
de controle de voo para garantir que o curso deseja-
do seja obtido. Em linhas gerais o rigging consiste do 
seguinte:
1. Posicionar o sistema de controle de voo no 
neutro e travá-lo temporariamente nesta posi-
ção com rig pins ou blocks;
2. Ajustar a tensão do cabo do sistema e manter 
leme, elevator e ailerons na posição neutra; e
3. Ajustar as paradas de controle conforme as 
especificações do fabricante da aeronave.
Tensão do Cabo
Para a aeronave operar conforme ela foi projetada 
a tensão do cabo dos controles de voo precisa estar 
correta. Para determinar a quantidade de tensão em 
um cabo utiliza-se um tensiômetro, que se for correta-
mente utilizado pode ser 98 por cento preciso. A ten-
são do cabo é determinada pela medida da quantidade 
de força necessária para fazer um offset no cabo entre 
dois blocos de aço maciço chamado anvils. O offset é 
formado pela pressão de um riser ou plunger no cabo. 
Diversos fabricantes produzem uma variedade de ten-
siometros, cada um projetado para diferentes tipos, 
tamanho e tensão de cabo. [Figuras 2-75]
Rigging Fixtures
Os rigging fixtures e templates são ferramentas es-
peciais (gauges) feitos pelo fabricante para medir o 
curso das superfícies de controle. As marcações no 
fixture ou template indicam o curso desejado para a 
superfície de controle. 
Reguladores de Tensão
Os reguladores de tensão do cabo em alguns sistemas 
de controle de voo porque há uma diferença conside-
rável na temperatura de expansão de uma estrutura de 
aeronave de alumínio e cabos de controle de aço. Al-
gumas aeronaves grandes incorporam reguladores de 
tensão nos sistemas de cabo de controle para manter a 
Figura 2-72. Técnica de inspeçãode cabo.
Figura 2-73. Padrões de desgaste de polia.
Excessive cable tension Pully wear from misalignment
Pully too large for cable Cable misalignment
Frozen bearing Normal condition
2- 49
tensão no cabo automaticamente. A unidade consiste 
na compressão da mola e na trava do mecanismo que 
permite a mola fazer a correção no sistema somente 
quando o sistema do cabo está no neutro. 
Tensores
Um conjunto tensor é um instrumento de aparafusa-
mento mecânico que consiste de terminais threaded 
barrel. [Figura 2-76] Os tensores são encaixados no 
conjunto de cabos com o objetivo de fazer pequenos 
ajustes na sua extensão e na tensão. Um dos termimals 
possui threads direitos, e o outro, threads esquerdos. 
The barrel possui threads internos de encaixe direito 
e esquerdo. A ponta do barrel com o thread esquerdo 
pode ser identificado por um groove ou knurl ao redor 
desta ponta. 
Ao instalar um tensor em um sistema de controle é ne-
cessário aparafusar os dois terminals com um número 
igual de voltas no barrel. É fundamental que todos os 
turnbuckles terminals estejam aparafusados no barrel 
de maneira com que não mais de três threads fiquem 
expostos em cada um dos lados do turnbuckle barrel. 
Depois que o tensor estiver devidamente ajustado é 
preciso verificar sua segurança. Existem diversos mé-
todos para tornar um tensor e/ou outros tipos de swa-
ged cable ends seguros, mas dentre eles é preferível 
usar o double –wrap safety wire method.
Alguns tensores são feitos para acomodar travas espe-
ciais, como mostra a unidade da Figura 2-77.
Conectores de Cabo
Além dos tensores alguns sistemas também utilizam 
conectores de cabo. Estes conectores permitem com 
que o cabo seja facilmente conectado e desconectado 
do sistema. A Figura 2-78 ilustra um tipo de conector 
de cabo sendo usado. 
Spring-Back
With a control cable properly rigged, the flight control 
Figura 2-74. Guias de cabo.
Figura 2-75. Tensiômetro.
Guard pin
Pulley
Bracket
Solid fairlead
Rubstrip
Split fairlead
Fairlead
Control cable
Bulkhead groove
BulkheadAir seal
Retaining rings
Pressurized 
Unpressurized 
0
20
40 60
80
100
120
0
20
404 6060
80
100
120
Trigger
Pointer Lock
Anvil
AnvilRiser
2- 50
should hit its stops at both extremes prior to the flight 
deck control. The spring-back is the small extra push 
that is needed for the flight deck control to hit its me-
chanical stop.
Push Rods (Control Rods)
Push rods são usados como conexões sistemas de con-
trole de voo para give push-pull motion. Eles podem 
ser ajustados em uma das pontas ou nas duas. A Figu-
ra 2-79 mostra as peças de um push rod. Observe que 
ele consiste de um tubo com threaded rod ends. An 
adjustable antifriction rod end, or rod end clevis at-
taches at each end of the tube. The rod end, or clevis, 
permite a fixação do tubo às peças do sistema de con-
trole de voo. O checknut, quando apertado, evita que 
o rod end ou clevis se solte. Eles podem ter ajustes um 
uma das pontas ou em ambas. 
Os rods precisam ser bem retos, a não ser que o projeto 
Length (threads flush with ends of barrel)
Pin eyeBarrelSwaged terminal
Figura 2-76. Typical turnbuckle assembly.
Figura 2-78. Typical turnbuckle assembly
Figura 2-77. Clip-type locking device and assembling in turnbuckle.
Locking-clip Turnbuckle body 
Spring connector
determine outro formato. Ao serem instalados no siste-
ma de controle deve ser verificado se seu alinhamento 
está correto para verificar que correm livremente. 
É possível que os rods fitted with bearigs se de-
sconectem devido a falhas do peening that retains the 
2- 51
Ball recas in the rod end. Isto pode ser evitado com a 
instalação de control rods de maneira que a flange do 
rod end seja interposta entre o ball race e o anchored end 
do attaching pin ou bolt conforme mostra a figura 2-80. 
Outra alternativa é colocar uma arruela que tenha um diâ-
metro maior que o buraco no flange, sob a porca de reten-
ção na ponta do pino ou parafuso de fixação. Isto mantém o 
rod no parafuso no caso de uma eventual falha no bearing. 
Tubos de Torque
O tubo de torque é instalado em um sistema de contro-
le que necessita um movimento giratório ou angular. A 
Figura 2-81 mostra com o tubo de torque é usado para 
transmitir movimento em direções opostas. [Figura 2-81]
Cable Drums
Cable drums são usados basicamente para trim tab 
systems. As the trim tab control wheel é movida no 
sentido horário ou anti-horário, o cable drum enrola 
ou desenrola para acionar os cabos do trim tab. 
Rigging Checks
Toda a montagem e rigging de uma aeronave preci-
sam ser executadas de acordo com as exigências de-
terminadas pelo fabricante de determinado compo-
nente ou aeronave. Seguir corretamente as instruções 
assegura a operação adequada dos componentes em 
relação a sua função mecânica e aerodinâmica, o que 
garante a integridade estrutural da aeronave. Os pro-
cedimentos de rigging são detalhados nos manuais 
de manutenção ou reparo do fabricante e manuais de 
reparos estruturais pertinentes. Além disso, as espe-
cificações contidas nos certificados de tipo (TCDS) 
também fornecem informações em relação ao movi-
mento das superfícies de controle e limites de peso e 
balanceamento. 
O objetivo desta seção é explicar os métodos de ve-
rificação do alinhamento e ajuste dos principais com-
ponentes de uma aeronave, e não detalhar os proce-
dimentos para a execução do alinhamento em uma 
determinada aeronave. Ao rigging uma aeronave é 
sempre necessário seguir os procedimentos e métodos 
especificados pelo fabricante da aeronave. 
Alinhamento Estrutural
A posição ou ângulo dos componentes estruturais está 
Figura 2-79 Push rod.
Figura 2-80 Fixação do rod end.
Figura 2-81 Tubo de torque.
Adjustable rod end clevis
Tube
Adjustable antifriction rod end Rivets
Checknut Threaded rod end
Anchored end
Peening
Flange
Flange ends
Torque tube
Horn
Push-pull rod
Quadrant
2- 52
relacionada a linha datum longitudinal paralela a linha 
central da aeronave e a linha datum lateral paralela a 
linha que une as pontas das asas. Antes de verificar a 
posição ou ângulos dos principais componentes, a ae-
ronave precisa ser colocada em cavaletes e nivelada. 
Aeronaves de pequeno porte normalmente possuem 
cavilhas ou roldanas presas à fuselagem em parale-
lo ou coincide às linhas datum. Um spirit level e um 
straight edge são colocados através das cavilhas ou 
roldanas para verificar o nível da aeronave. Este mé-
todo de verificação do nível da aeronave também se 
aplica a muitos dos modelos de aeronaves de maior 
porte. No entanto, para aeronaves de grande porte o 
método de grade é mais usado. A grid plate é uma 
peça instalada permanentemente no piso da aeronave 
ou estrutura de apoio. [Figura 2-83]
Quando a aeronave deve ser nivelada, um plumb bob 
é suspenso a partir de uma posição pré-determinada 
no teto da aeronave sobre o grid plate. Os ajustes ne-
cessários a serem feitos nos cavaletes são indicados na 
grid scale. A aeronave está nivelada quando o plumb 
bob fica suspenso em cima do ponto central da grade. 
Ao colocar uma aeronave sobre os cavales é sempre 
preciso tomar certas precauções. Normalmente as veri-
ficações de alinhamento e rigging devem ser realizadas 
em um hangar fechado. Se isso não for possível, a aero-
nave precisa ser posicionada com o nariz para o vento.
O peso e o carregamento da aeronave precisam corres-
ponder exatamente ao descrito no manual do fabricante. 
A aeronave nunca deve ser posta sobre cavaletes sem 
que se determine que a capacidade de peso máxima do 
cavalete, determinada pelo fabricante, não foi excedida. 
Com algumas poucas exceções, os ângulos diedral e 
de incidência de aeronaves modernas convencionais 
não pode ser ajustado. Alguns fabricantes permitem 
o ajuste no ângulo de incidência da asa para corrigir 
condições de excesso de peso na asa. Os ângulos de 
incidência e diedral devem ser verificados após ater-
rissagens duras ou após o voo em condições anormais 
de cargapara assegurar que os componentes não fo-
ram distorcidos e que os ângulos estão dentro dos li-
mites especificados. 
Existem diversos métodos de verificação de alinha-
mento estrutural e ângulos rigging. Special rigging 
boards que incorporam ou nas quais pode ser colo-
cado um instrumento especial (spirit level ou inclinô-
metro) para determinar o ângulo são usados em algu-
mas aeronaves. Em diversas aeronaves o alinhamento 
é verificado com a utilização de um transit e plumb 
bobs ou um teodolito e sighting rods. O equipamento 
DrumShaft
Control wheel
Bearing
Figura 2-82. Trim tab cable drum.
2- 53
apropriado a ser utilizado é normalmente indicado no 
manual de manutenção do fabricante. 
Ao verificar o alinhamento, é necessário seguir uma se-
quencia de passos para garantir que a verificação seja 
feita em todos os pontos determinados. As verificações 
de alinhamento especificadas normalmente incluem:
•	 Ângulo diedral da asa
•	 Ângulo de incidência da asa
•	 Verticalidade do leme
•	 Alinhamento do motor
•	 Uma verificação de simetria
•	 Incidência do estabilizador horizontal
•	 Diedral do estabilizador horizontal
Verificação Diedral
O ângulo diedral deve ser verificado nas posições de-
terminadas com a utilização de placas especiais for-
necidas pelo fabricante da aeronave. Se essas não são 
disponíveis, pode ser usado um inclinômetro e um 
straight edge. Os métodos para a verificação diedral 
são mostrados na Figura 2-84.
É importante que o diedral seja verificado em posi-
ções especificadas pelo fabricante. Certas partes das 
asas ou estabilizador horizontal as vezes pode ou não 
estar horizontal ou, em raros casos, pode haver a ocor-
rência de ângulos anedrais. 
Verificação de Incidência
A incidência é normalmente verificada em pelo me-
nos duas posições específicas na superfície da asa 
Figura 2-83 Placa com grade instalada.
0
1
2
3
1
2
3
1
2
3
1
2
3
Nose up
Nose down
Pitch(deg)
R
ig
ht
 w
in
g 
do
w
n
Le
ft 
w
in
g 
do
w
n
R
ol
l (
de
g)
AFT
INBD
AFT
Plumb bob
Plumb bob attachment 
Plumb bob stowage clip 
Right main wheel wall AFT bulkhead
Grid plate
2- 54
para garantir que a asa não gire. Uma variedade de 
placas de incidência são usadas para verificar o ângu-
lo de incidência. Algumas possuem travas na borda da 
frente que precisam ser colocadas em contato com o 
bordo de ataque da asa. Outras são equipadas com ca-
vilhas que se encaixam em alguma parte da estrutura. 
Em ambos os casos o objetivo é garantir que as placas 
estejam posicionadas corretamente onde deveriam estar. 
Na maioria dos casos as placas são deixadas livres no con-
torno da asa por algumas extensões colocadas nas placas. 
A Figura 2-85 mostra uma típica placa de incidência. 
Quando utilizada, a placa é posicionada nas localiza-
ções específicas na superfície que está sendo verifica-
da. Se ângulo de incidência estiver correto a leitura 
no inclinômetro será zero, ou dentro dos limites de 
tolerância. Alterações nas áreas onde as placas de in-
cidência são colocadas afetam a leitura. Por exemplo, 
Special dihedral board with 
spirit level incorporated
Straight edge and 
adjustable level
Figura 2-84 Verificação diedral.
Figura 2-85 Uma típica placa de incidência.
Figura 2-86 Verificação da verticalidade do leme.
Bubble level
Incidence board
Straight edge and adjustable level
Stop
Chord line
Bubble level
Incidence board
Straight edge and adjustable level
Stop
Chord line
String or tape measure
lateral datum
2- 55
se forem instaladas proteções anticongelantes no bor-
do de ataque a posição da placa com trava é afetada. 
Verificação da Verticalidade do Leme
Depois que o rigging do estabilizador horizontal te-
nha sido verificado, a verticalidade do estabilizador 
vertical relativo ao datum lateral também precisa ser 
verificado. As medidas são tomadas a partir de um 
dado ponto em ambos os lados do topo do leme até um 
dado ponto dos estabilizadores horizontais esquerdo e 
direito. [Figura 2-86] As medições precisam ser iguais 
aos limites prescritos. Quando for necessário verificar 
o alinhamento das juntas do rudder, retire o rudder e 
passe a linha do plumb bob pelos orifícios de engate 
das juntas do rudder. A linha deve passar de maneira 
centralizada por todos os orifícios. É preciso observar 
que algumas aeronaves possuem bordo de ataque de 
lemes verticais deslocados em relação a linha central 
longitudinal para contra atacar o torque do motor. 
Verificação do Alinhamento do Motor
Os motores são normalmente montados com a linha 
de empuxo paralela ao plano de simetria longitudinal 
horizontal. No entanto, isso nem sempre ocorre quan-
do os motores são montados nas asas. A verificação 
para garantir que a posição dos motores está correta 
depende muito do tipo de montagem. Normalmente a 
verificação requer a medição a partir da linha central 
da montagem até a linha central longitudinal da fuse-
lagem no ponto especificado no manual. [Figura 2-87]
Verificação de Simetria
O princípio de uma verificação de simetria está ilus-
trado na figura 2-87. Os números e tolerâncias preci-
sos e os pontos de checagem para cada aeronave estão 
descritos nos seus respectivos manuais de serviço e 
manutenção. 
Em aeronaves de pequeno porte as medidas entre 
pontos são normalmente tomadas com a utilização de 
uma fita de aço. Para medir longas distâncias sugere-
-se que seja usada uma trena retrátil para obter uma 
tensão uniforme. 
Em aeronaves de grande porte as posições nas quais 
as dimensões são tomadas são normalmente marcadas 
com giz no chão. Isto é feito com a suspensão de um 
plumb bob a partir dos pontos de checagem e marca-
ção no chão nos pontos indicados pelo plumb bob. As 
medidas então são tomadas entre os centros de cada 
marcação. 
Tensão do Cabo
Após determinar que a simetria e alinhamento da ae-
ronave estejam de acordo com as especificações a ten-
são do cabo e curso das superfícies de controle pode 
ser verificado. 
Figura 2-87 Medições básicas usadas na verificação da simetria da aeronave.
2- 56
Para determinar a quantidade de tensão em um cabo 
usa-se um tensiômetro, que, quando devidamente 
cuidado, oferece 98 por cento de precisão. A tensão 
do cabo é determinada pela medida da quantidade de 
força necessária para gerar um deslocamento do cabo 
entre dois blocos de aço maciço, chamados bigornas. 
Para gerar este deslocamento é pressionado um riser 
ou plunger no cabo. Diversos fabricantes produzem 
diversos tipos de tensiômetros, cada um designado 
para um tipo, tamanho e tensão de cabo diferente. Um 
exemplo de tensiômetro está ilustrado na Figura 2-88.
De acordo com as instruções do fabricante, deve-se 
primeiro abaixar a trava, colocar o cabo a ser testado 
embaixo das duas bigornas e então fechar a trava (co-
locando-a para cima). Ao mover a trava ela empurra o 
riser para cima, que força o cabo a formar um ângulo 
reto em relação aos dois clamping points embaixo da 
bigorna. A força necessária para realizar esta tarefa é 
indicada por um ponteiro em um visor. A ilustração 
abaixo traz uma tabela com os diferentes risers nu-
merados que são usados para os diferentes tipos de 
cabos. Cada riser possui um número de identificação 
e são de fácil colocação no tensiômetro. 
Junto com cada tensiômetro vem uma tabela de con-
versão que é usada para converter a leitura do visor 
em libras. A leitura do visor é convertida em libras de 
tensão conforme segue. “Usando um riser Nº2 para 
medir a tensão de um cabo de 5/32” de diâmetro ob-
tém-se uma leitura de 30. A tensão real do cabo é 70 
libras (conforme a tabela). Ao consultar a tabela veja 
também que o riser Nº 1 é usado com cabos de 1/16”, 
3/32” e 1/8”. Considerando que o tensiômetro não é 
feito para medir cabos de 7/32” ou ¼” não existem 
valores na coluna do riser Nº 3 na tabela.
Ao realizar a medição da tensão em um cabo em uma 
aeronave pode ser difícil ver a leitura do visor. Nes-
te caso é colocado um pointer lock no tensiômetro. 
Empurre-o para travar o ponteiroe retire o tensiôme-
tro do cabo e observe a leitura. Após essa observação 
puxe a trava para fora para o ponteiro voltar a zero. 
Outra situação que deve ser levada em consideração 
é o ajuste da tensão do cabo em um cabo de uma ae-
ronave em temperatura ambiente. Para compensar as 
variações de temperatura são usadas tabelas de cable 
rigging para determinar as tensões dos cabos nos con-
troles de voo, trem de pouso e outros sistemas opera-
dos por cabos. [Figura 2-89]
Para usar a tabela determine o tamanho do cabo que 
deve ser ajustado e a temperatura ambiente. Por 
exemplo, vamos considerar um cabo de 1/8” de diâ-
metro, ou seja, um cabo 7-19 e temperatura ambiente 
de 85°F. Siga a linha dos 85°F para cima até o ponto 
onde ela encontra a curva para o cabo 1/8”. Estenda 
uma linha horizontal a partir do ponto de interseção 
até o canto direito da tabela. O valor neste ponto indi-
ca a tensão (carga rigging em libras) a ser estabelecida 
para o cabo. A tensão para este exemplo é de 70 libras. 
Funcionamento da Superfície de Controle
Para que um sistema de controle funcione adequada-
mente é preciso que ele esteja corretamente regulado. 
Superfícies de controle corretamente rigged se movi-
mentam em um determinado arco (surface-throw) e es-
tão sintonizadas com o movimento dos controles de voo 
da cabine. Rigging qualquer sistema de controle exige 
que as instruções do fabricante da aeronave sejam segui-
das conforme descrito no manual de manutenção.
Portanto, as explicações deste capítulo se limitam aos 
0
20
40 60
80
100
120
0
20
404 6060
80
100
120
 No. 1 Riser No. 2 No. 3 
 Diameter
1/16 3/32 1/8
12 
19 
25 
31 
36 
41 
46 
51 
16 
23 
30 
36 
42 
48 
54 
60 
21 
29 
36 
43 
50 
57 
63 
69 
30 
40 
50 
60 
70 
80 
90 
100 
110 
120 
12 
17 
22 
26 
30 
34 
38 
42 
46 
50 
20 
26 
32 
37 
42 
47 
52 
56 
60 
64 
5/32 3/16 7/32 1/4 
Tension
(lb)
Trigger
Pointer lock
Anvil
AnvilRiser
Example 
Figura 2-88 Tensiômetro de cabo e modelo de tabela 
de conversão.
2- 57
três passos, abaixo listados:
1. Trave os controles da cabine de voo, bellcranks 
e superfícies de controle na posição neutra. 
2. Ajuste a tensão do cabo, mantendo o leme, 
elevators ou ailerons na posição neutra. 
3. Ajuste as travas de controle para limitar o 
movimento das superfícies de controle para 
que fique dentro das dimensões dadas para 
que a aeronave seja rigged. 
A extensão do movimento dos controles e das superfí-
cies de controle deve ser verificada em ambas as dire-
ções a partir da posição neutra. Existem diversas fer-
ramentas que são usadas para medir o movimento das 
superfícies, incluindo transferidores, rigging fixtures, 
gabaritos de contorno, e réguas. Essas ferramentas 
são usadas no rigging dos sistemas de controle de voo 
para garantir que a aeronave esteja devidamente rig-
ged e que as especificações do fabricante tenham sido 
seguidas. 
Rigging fixtures e gabaritos de controle são ferramen-
tas especiais (indicadores) feitos pelo fabricante para 
medir o movimento das superfícies de controle. As 
marcações no instrumento ou gabarito indicam o mo-
vimento desejado para a superfície, o que em muitos 
casos é dado em graus ou polegadas. Quando o movi-
mento é dado em polegadas é possível usar uma régua 
para medir o movimento das superfícies. 
Transferidores são ferramentas para medir ângulos em 
graus. Existem diversos tipos de transferidores para de-
terminar o movimento das superfícies de controle de 
voo. O transferidor usado para medir o movimento do 
aileron, elevator, flap da asa é o transferidor universal, 
mostrado na Figura 2-90.
Este transferidor é feito de um bastidor, disco, anel 
e dois spirit levels. O disco e o anel giram indepen-
dentes um do outro no bastidor. (O center spirit le-
vel é usado para posicionar o bastidor verticalmente 
ao medir o ângulo de uma pá do propulsor.) O center 
spirit level é usado para posicionar o disco ao medir 
o movimento da superfície de controle. Existe uma 
Figura 2-89 Tabela de cable rigging.
Temperature (°F)
R
ig
gi
ng
 lo
ad
 (l
b)
−70 −60 −50 −40 −30 −20 −10 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 110 120 130 140 150 160 
340
320
300
280
260
240
220
200
180
160
140
120
100
80
60
40
20
0
1/4 7 x 
19
3/16 7 x 19
5/32 7 x 19
1/8 7 x 19
3/32 7 x 7
1/16 7 x 7
Cable size
Design limit rig load
2- 58
trava entre o disco e o anel para firmar o disco e o 
anel juntos quando estão alinhados em zero. A trava 
do anel evita que ele se mova quando o disco está sen-
do movimentado. Observe que eles iniciam no mesmo 
ponto e avançam em direções opostas. O anel possui 
um duplo vernier de 10 partes. 
O rigging do sitema de trim tab é feito de maneira 
similar. O controle de trim tab é colocado no neutro 
(sem trim), e a surface tab é normalmente colocada 
em alinhamento com a superfície de controle. No en-
tanto, em algumas aeronaves as especificações podem 
exigir que os trim tabs estejam alinhadas um ou dois 
graus fora da linha central quando na posição neutra. 
Depois que o tab e o controle de tab estão no neutro, 
ajuste a tensão do cabo de controle. 
As vezes são usados pequenos pinos,metálicos, cha-
mados de rig pins, para manter as polias, alavancas, 
bellcranks, etc., no neutro. Quando esses pinos não 
são fornecidos, as posições neutras podem ser indi-
cadas por marcações de alinhamento, gabaritos espe-
ciais ou medidas lineares. 
Se o alinhamento e ajuste finais do sistema estão cor-
retos os pinos podem ser removidos com facilidade. 
Qualquer pressão nos pinos indica tensionamento ou 
alinhamento incorretos do sistema. 
Depois que o sistema foi ajustado, é necessário verificar 
o movimento sincronizado dos controles. A verificação 
da amplitude do movimento das superfícies de controle 
deve ser feito a partir da cabine, e não pelo movimento 
manual da peça. Durante essa verificação assegure-se 
de que correntes, cabos, etc. não estão no seu limite de 
operação quando os controles são parados.
Travas ajustáveis e não ajustáveis (conforme o caso) 
são usadas para limitar a amplitude de lançamento ou 
de movimento dos ailerons, elevators e leme. Existem 
dois tipos de conjunto de travas para cada uma das três 
superfícies de controle. O conjunto fica localizado na 
superfície de controle no cilindro snubber ou nas travas 
de estrutura, e o outro na cabine de controle voo. Am-
bas são usadas como travas de limitação. No entanto são 
as que ficam localizadas nas superfícies de controle que 
executam a função. As outras travas normalmente não se 
encontram uma com a outra, mas são reguladas a uma 
determinada extensão que indica quando a superfície de 
controle está no seu limite de movimento. Ela funcio-
na como uma trava de controle para evitar que os cabos 
sejam levados além do seu limite e que os sistemas de 
controle danifiquem no caso de manobras violentas. Ao 
rigging os sistemas de controle, siga os passos contidos 
no manual de manutenção para regular essas travas em 
relação aos limites das superfícies de controle. 
Onde existem controles duplos, eles precisam estar 
sincronizados e funcionando satisfatoriamente quan-
do operados em qualquer uma das posições. 
Os trim tabs e outros tabs precisam ser verificados da 
mesma forma nas principais superfícies de controle. O 
indicador de posição de tab precisa ser verificado para 
ver se está funcionando corretamente. Se forem usados 
jackscrews para actuate o trim tab, verifique para ver se 
eles não estão estendidos além dos limites especifica-
dos quando o tab está na sua posição máxima. 
Depois de verificar que o sistema de controle está fun-
cionando devidamente e está corretamente rigged, ele 
deve ser inspecionado minuciosamente para determinar 
que o sistema esteja montado corretamente e opera li-
vremente dentro dos limites de movimento específicos. 
Verificação e Segurança do Sistema 
Sempre que é feito um rigging em qualquer aeronave 
é bom fazer uma segunda inspeção visual no sistema 
de controle para garantirque todos os turnbuckles, 
30 20 10 0 10 20 30 
 10 0 10 
0
20
30
Disk degree scale
Ring vernier scale
Disk-to-ring lock on ring engages only 
when zeros on scales are aligned.
Ring adjuster
Center spirit level
Disk adjuster Ring
Ring-to-frame lockCorner spirit level 
on frame folded in
Disk
Figura 2-90 Transferidor universal.
2- 59
rod ends e attaching nuts e bolts estão devidamente 
seguros. 
Como regra geral todos os dispositivos de fechamento 
ou trava em uma aeronave deve estar seguros de algu-
ma maneira. A segurança é definida de maneira com 
que as porcas, parafusos, etc. de uma aeronave não se 
soltem com a vibração causada durante sua operação.
A maioria dos fabricantes de aeronave possui uma se-
ção de Práticas Padrão nos seus manuais de manuten-
ção. Esses são os métodos que devem ser usados ao 
operar em um sistema em particular de uma aeronave 
específica. No entanto a maioria das ferramentas para 
aeronave possui um método padrão de satisfação. A 
seguir são descritos alguns dos métodos mais comuns 
utilizados para garantir a segurança da aeronave. 
O método de cabo de segurança mais comum é o du-
plo torcido, que utiliza aço inoxidável ou Monel na 
faixa de 0,032 a 0,40 polegadas de diâmetro. Este mé-
todo é usado em studs, cable turnbuckles, controles 
de voo e parafusos de fixação de acessórios ao motor. 
O método de fio simples é usado em parafusos meno-
res, bolts, e/ou porcas quando elas estão localizadas 
em um espaço fechado ou em u padrão geométrico 
fechado. O método de fio simples é também usado 
em componentes eletrônicos e em lugares difíceis de 
serem alcançados. [Figura 2-91]
Equipamentos de emergência para a segurança do voo 
como extintores de incêndio, reguladores de oxigênio, 
válvulas de emergência, paredes corta fogo e seals ou 
kits de primeiros socorros são protegidos com um fio 
de cobre de (0,020 polegadas de diâmetro) ou de alu-
Figura 2-91 Double wrap and single safety wire me-
thosd for nuts, bols and snap rings. 
Figura 2-92 Uso de alicate de fio de segurança ou 
wire twisters.
Screwheads • Double-twist method
External snapring • Single-wire method
Small screw in closely spaced closed 
geometrical pattern • Single-twist method
Single-fastener application • Double-twist method
Bolt heads
Castle nuts
To lock jaws
Pull knob to twist wire
Plier handles will spin
when knob is pulled
Outer sleeve
2- 60
Examples apply to all types of bolts, fillister-head 
screws, square-head plugs, and other similar parts 
which are wired so that the loosening tendency of 
either part is counteracted by tightening of the other 
part. The direction of twist from the second to the 
third unit is counterclockwise in examples to keep the 
loop in position against the head of the bolt. The wire 
entering the hole in the third unit is the lower 
wire, and by making a counterclockwise twist after it 
leaves the hole, the loop is secured in place 
around the head of that bolt.
Example shows methods for wiring various standard items.
NOTE: Wire may be wrapped over the unit rather than around it when wiring 
castellated nuts or on other items when there is clearance problem.
Coupling nuts on a tee shall be wired, as shown 
above, so that tension is always in the tightening 
direction. 
Coupling nuts attached to straight connectors shall be wired as shown when hex
is an integral part of the connector.
Correct application of 
single wire to closely 
spaced multiple group. 
Fittings incorporating wire lugs shall be wired as shown in 7 and 8. Where no lock-wire lug is 
provided, wire should be applied as shown in 9 and 10 with caution being exerted to ensure that 
wire is wrapped tightly around the fitting.
amples apply to all ty
rews square head p
bolts, fillister-head 
d other similar parts
Correct application of 
i l i t l l
Fittings incorporating wir
provided wire should be appl
n 7 and 8. Where no lock-wi
d 10 ith ti b i t d t
gs shall be wired as sh
li d h i 9 d
e lug
l
own i
d 10
lug is 
h
re l
i d h ht tt h d t t Coupling nuts on a tee shall be wired, as shown 
above, so that tension is always in the tightening 
Example 3Example 1 Example 2
Example 8
Example 4
Example 9
Example 5
Example 10
Example 10
Example 6
Example 6
Example 7
Figura 2-93 Exemplo de diversos fasteners e métodos de safetying.
2- 61
mínio (0,031 polegadas de diâmetro). O fio é instala-
do no equipamento de emergência para indicar que o 
componente está lacrado e não foi ativado. Esse fio é 
possível de ser partido com as mãos sem a utilização 
de qualquer ferramenta.
A utilização de pliers ou wire twisters torna o trabalho 
de segurança mais fácil para o mecânico e proporcio-
na melhores resultados. [Figura 2-92]
O fio deve ser de seis a oito voltas por podelada de fio 
e deve ser puxado taut enquanto estiver sendo instala-
do. Onde for conveniente, instale um fio de segurança 
ao redor da cabeça do fastener e gire-a de maneira 
com que a volta do fio seja puxada rente ao contorno 
da unidade que está sendo protegida com o fio na di-
reção que tenha a tendência de apertar. [Figura 2-93]
Para firmar itens como bolts, screws, pins and shafts 
são usados contrapinos. Eles são usados em qualquer 
lugar onde há movimento de giro ou acionamento. O 
diâmetro do contrapino selecionado para cada apli-
cação deve ser the largest size that will fit consistent 
with the diameter of the cotter pin hole and/or the slots 
in the castellated nut. Cotter pins, like safety wire, 
should never be re-used on aircraft. [Figura 2-94]
Porcas auto travantes são usadas em aplicações onde não 
precisam ser removidas com frequência. Existem dois ti-
pos de porcas auto travantes, sendo que uma é totalmente 
metálica e a outra possui uma parte feita de fibra ou nylon. 
É de suma importância que se consulte o Guia de Pe-
ças Ilustrado (Illustrated Parts Book - IPB) para saber 
o tipo e grau certo de porca e para os diversos locais 
da aeronave. A cor do acabamento da porca identifica 
o tipo de aplicação e ambiente no qual pode ser usa-
da. Por exemplo, uma porca cadmium-plated é dou-
rada e oferece extrema proteção contra corrosão, mas 
não pode ser usado em aplicações onde a temperatura 
pode exceder 450ºF. 
Ações repetidas de instalação e remoção faz com 
que a porca self-locking perca sua condição de trava. 
Quando a porca perde sua capacidade de manter um 
mínimo torque ela deve ser substituída. [Figura 2-95]
Lock washers podem ser usados com bolts e machine 
screws sempre que um self-locking nut ou castellated nut 
não for usado. Eles podem ser do tipo split washer spring, 
ou um multi-serrated internal or external star washer. 
Pal nuts may be a second nut tightened against the 
first and used to force the primary nut thread against 
the bolt or screw thread. They may also be of the type 
that are made of stamped spring steel and are to be used 
only once and replaced with new ones when removed.
Montagem e Aparelhagem do Biplano
Os biplanos são os primeiros modelos de aeronaves. A 
maior aeronave motorizada mais pesada do que o ar o 
Wright Flyer dos irmãos Wright que fez seu primeiro 
Figura 2-94 Securing hardware com cotter pins.
Figura 2-95 Valores mínimos de torque para reutiliza-
ção de self-locking nuts.
 Fine Thread Series
 Thread Size 
7/16 - 20 
1/2 - 20 
9/16 - 18 
5/8 - 18 
3/4 - 16 
7/8 - 14 
1 - 14 
1-1/8 - 12 
1-1/4 - 12 
8 inch-pounds 
10 inch-pounds 
13 inch-pounds 
18 inch-pounds 
27 inch-pounds 
40 inch-pounds 
55 inch-pounds 
73 inch-pounds 
94 inch-pounds 
Minimum Prevailing Torque 
Coarse Thread Series 
 Thread Size 
7/16 - 14 
1/2 - 13 
9/16 - 12 
5/8 - 11 
3/4 - 10 
7/8 - 9 
1 - 8 
1-1/8 - 8 
1-1/4 - 8 
8 inch-pounds 
10 inch-pounds 
14 inch-pounds 
20 inch-pounds 
27 inch-pounds 
40 inch-pounds 
51 inch-pounds 
68 inch-pounds 
68 inch-pounds 
Minimum Prevailing Torque 
2- 62
bem sucedido voo em 17 de dezembro de 1903 era 
um biplano. 
Os primeiros biplanos foram projetados com asas 
muitopequenas e, consequentemente a estrutura da 
asa precisou ser reforçada com cabos de sustentação 
externos. A configuração do biplano permitia com que 
as duas asas fossem mantidas firmes uma contra a ou-
tra, aumentando sua força estrutural. O resultado de 
uma montagem e aparelhagem de biplano realizada 
de acordo com as instruções aprovadas é uma aerona-
ve aeronavegável estável. 
Tanto na montagem de um modelo antigo que foi des-
montado para conserto ou restauração ou na constru-
ção e montagem de uma aeronave nova os seguintes 
procedimentos de alinhamento precisam ser seguidos.
Para começar, a fuselagem deve estar nivelada no 
sentido de frente para trás e lateralmente. A aeronave 
normalmente possui pontos de nivelamento pré-de-
terminados pelo fabricante ou indicado nas plantas. 
A fuselagem deve estar com o trem de pouso travado 
para que fique estável. Deve-se desenhar uma linha no 
piso no comprimento da fuselagem e outra linha per-
pendicular a ela na parede corta fogo para que sirva de 
referencia adicional de alinhamento. 
Com as superfícies de cauda horizontal e vertical ins-
talada o ângulo incidente do estabilizador horizontal 
deve ser ajustado. Os cabos de sustentação da cauda 
precisam ser conectados e firmados até que a folga 
seja eliminada. As medidas de alinhamento devem ser 
verificadas conforme mostra a Figura 2-96.
Instale o elevator e o rudder e prenda os em uma po-
sição neutra. Verifique se a posição se o manche e os 
90° 900° 
90° 
B1 C1 C2 B2 D1 D2 
A2 A1 
Firewall centerline
Select easy-to-identify 
points from which to 
cross-measure.
Reference point
Vertical tail post (reference)
Note 
• Make cross-
 measurements with a 50' 
 steel tape.
• Ideally, distances on 
 both sides should match.
 (A1-A2 / B1-B2, etc.)
Top view 
Rear view 
90° 
90° 
90° 
CENTER SECTION 
 9 8 7 6 5 4 3 2 1 1 2 3 4 5 6 7 8 9 
Distance “Y” 
same both sides
Straight edge - 
clamp to firewall
Fuselage centerline
Level
Top view
Front view
Z Z 
X X 
Plumb bob
Ruler
Distance 
“X” same
both sides
Both tie rods “Z” 
same length
Figura 2-96 Verificação da simetria da aeronave. Figura 2-97 Alinhamento da seção central.
2- 63
pedais de cauda estão na posição neutra na cabine de 
comando e prenda-o para simplificar a conexão e ten-
sionamento final dos cabos de controle. 
Se o biplano tiver uma parte central na parte superior 
da asa ela deve estar alinhada com a maior precisão 
possível, pois até mesmo o menor erro é compensa-
do na ponta da asa. Os cabos e tensores necessários 
devem estar conectados e a tensão devidamente veri-
ficada. [Figura 2-97] o stagger measurement pode ser 
verificado conforme mostra a Figura 2-98. 
As seções inferiores da asa devem ser colocadas indi-
vidualmente na fuselagem e travadas para sustentação 
enquanto os cabos de aterrissagem são conectados e 
ajustados para obterem o diedral requerido nas espe-
cificações ou plantas. [Figura 2-99]
Depois, conecte o outer “N” struts nas seções esquer-
da e direita da parte de baixo da asa. Agora, a parte 
de cima da asa pode ser colocada e os cabos de voo 
instalados. Podem ser instalados os slave struts e os 
ailerons podem ser conectados usando os mesmos 
procedimentos de alinhamento e ajuste usados para 
o elevator e rudder. O ângulo de incidência pode ser 
verificado conforme mostra a Figura 2-100. 
Figura 2-98 Medição do stagger.
Figura 2-99 Medição do diedral.
Figura 2-100 Verificação da incidência.
Plumb bob 
Stagger measured in inches 
Level aircraft 
Plumb line 
Ruler 
Plumb bob 
Stagger Lower wing hinge fittings 
Spar
Note:
A 1" rise in 57" equals one degree of dihedral
Depicted angle 4° 
Measure upper wing dihedal 
Dihedal 
board 
Spirit 
level 
Lower wing 
dihedal in inches 
Measuring dihedral (in inches) 
Measuring dihedral (angles) 
To increase 
dihedral shorten 
landing wires 
Plumb bobs 
or weights 
Wood blocks 
(2" x 4") 
X1 X2 
X1 X2 
Upper wing with 0° dihedal - 
string must touch blocks 
Landing 
wires 
4° 4° 
can also use 
dihedal board 
with a level 
Plumb bobs 
or weights 
Use straight edge
and bevel protractor
4° 
57"
Wing
Incidence angle 
Measurement for 
angle of incidence 
Use straight edge for flat 
bottom airfoils (clark Y 
series, etc.) 
1 
Bevel protractor 
Plywood
Chord line 
Make bottom 
parallel with 
chord line 
Make rib template to measure 
incidence of acrobatic type wings 
Aircraft must be level when checking incidence 
Straight edge 
Level 
aircraft 
Chock wheels 
Spirit 
level 
2 
2- 64
Uma vez que este ponto é alcançado, basta medir, ve-
rificar os ângulos e ajustar os diversos componentes 
para a obtenção da simetria geral da aeronave e ali-
nhamento desejado conforme mostra a Figura 2-96. 
Lembre-se também de ter cuidado ao ajustar os cabos 
da asa, pois se eles forem forçados podem inadverti-
damente afetar as asas. Sempre solte o cabo antes de 
ajustar o cabo oposto. Os cabos de voo e aterrissagem 
são normalmente ajustados a 600 libras e os cabos de 
sustentação da cauda em 300 libras de tensão. 
Quando estiver seguro de que a aeronave foi devida-
mente rigged, afaste-se e dê uma boa olhada geral no 
produto acabado e pergunte-se: As asas estão simétri-
cas? O diedral parece nivelado? A cauda está nivelada 
com a fuselagem? Os fixadores da asa, cabos de voo 
e cabos de controle estão seguros? E como tarefa fi-
nal, antes do primeiro voo, complete os registros da 
manutenção. 
Assim como em qualquer manutenção ou conserto, 
as instruções e especificações do fabricante ou ou-
tros procedimentos e recomendações encontrados nas 
plantas, precisam ser o método básico para a monta-
gem e rigging da aeronave. 
Inspeção da Aeronave
Objetivo dos Programas de Inspeção
O objetivo do programa de inspeção de uma aeronave 
é garantir sua aeronavegabilidade. O termo aeronave-
gabilidade não está definido no CFR 14, no entanto, 
a jurisprudência em relação ao termo e regulamenta-
ções para a emissão de um certificado de aeronavega-
bilidade revelam duas condições que precisam estar 
presentes para que a aeronave seja considerada aero-
navegável:
1. A aeronave precisa estar em conformidade 
ao certificado de tipo (TC). A conformidade 
com o tipo projetado é considerado alcançada 
quando a configuração da aeronave e seus 
componentes instalados estão consistentes 
ao desenho, especificações e outros dados 
contidos no TC, incluindo qualquer 
certificado de tipo adicional (STC) e campos 
com alterações aprovadas e incorporadas à 
aeronave. 
2. A aeronave deve estar em condições para 
operação segura. Isto se refere à condição da 
aeronave em relação a desgaste e deterioração 
(por exemplo, corrosão de acabamento, 
escamação da janela, vazamento de fluídos, e 
desgaste de pneu além dos limites específicos). 
Quando as horas de voo e o tempo transcorrido estão 
acumulados na vida de uma aeronave alguns compo-
nentes acabam desgastados e outros deteriorados. As 
inspeções servem para identificar esses itens e con-
sertá-los ou substituí-los antes que eles interfiram na 
aeronavegabilidade da aeronave. 
Inspeção de Aeronavegabilidade e Conformi-
dade da Estrutura do Avião
Para estabelecer a conformidade de uma aeronave 
inicia-se pelo Certificado de Tipo (TCDS). Este do-
cumento é uma descrição formal da aeronave, do mo-
tor ou do seu propulsor. Ele é emitido pelo Federal 
Aviation Administration (FAA) para os produtos que 
correspondem às exigências do certificado CFR 14.
O TCDS lista as limitações e informações necessá-
rias para o certificado de tipo da aeronave, incluindo a 
base da certificação e os números de série do produto. 
Inclui também os limites de velocidade, peso, movi-
mentos de superfície de controle, modelo e constitui-
ção do motor, tripulação mínima, tipo de combustível, 
etc., os limites de hp e rpm, de empuxo, tamanho e 
peso dos motores, diâmetro da pá, pitch, etc., para 
os propulsores. Além disso, ele fornece os diversos 
componentes necessários para a construção de deter-minado modelo, e instalação aprovada para aplicação 
no produto. 
As informações de manutenção do fabricante podem 
ser apresentadas em forma de instruções de serviço, 
boletins de serviço ou comunicações de serviço que o 
fabricante publica para fornecer instruções para me-
lhorias do produto ou revisar e atualizar manuais de 
manutenção. Os boletins de serviço não são normati-
vos a não ser que:
1. Todo ou parte do boletim de serviço seja in-
corporado como parte de uma diretriz de ae-
ronavegabilidade.
2. Os boletins de serviço sejam parte de uma 
seção das limitações de aeronavegabilidade 
2- 65
aprovadas pelo FAA de um manual do fabri-
cante ou de um certificado de tipo. 
3. Os boletins de serviço são incorporados di-
retamente ou como referências ao programa 
de inspeção aprovado pelo FAA como os 
programas de inspeção de aeronave aprovada 
(AAIP) ou programa contínuo de manuten-
ção de aeronave (CAMP).
4. Os boletins de serviço são listados como re-
quisitos adicionais de manutenção nas espe-
cificações de operações do certificado do pro-
prietário (Op Specs).
As diretrizes de aeronavegabilidade (ADs) são publi-
cadas pelo FAA como emendas ao CFR 14 capítulo 
39, seção 39.13. Elas se aplicam aos seguintes produ-
tos: aeronaves, motores de aeronaves, propulsores e 
aparelhos ou instrumentos. O FAA emite essas diretri-
zes quando ocorrem condições de falta de segurança 
em um produto sendo que essa condição tende a ocor-
rer em outros produtos do mesmo tipo.
Para verificar a conformidade da aeronave e sua aero-
navegabilidade ela precisa ser inspecionada e seus re-
gistros checados. A placa de identificação na estrutura 
da aeronave é checada para verificar sua constituição, 
modelo, número de série, certificado de tipo dou cer-
tificado de produção. Verifique o registro e certificado 
de aeronavegabilidade para ver se estão corretos e re-
fletem o número “N” na aeronave. 
Ao inspecionar os registros da aeronave verifique a 
condição da inspeção atual da aeronave através da ve-
rificação de:
•	 Data da última inspeção e tempo total de ser-
viço da aeronave.
•	 Tipo de inspeção e boletins do fabricante se 
for o caso.
•	 Assinatura, número do certificado e tipo do 
certificado da pessoa que liberou a aeronave 
após o serviço.
Identifique se os principais consertos ou alterações 
foram realizados e registrados no Formulário 337 do 
FAA, Principais Consertos e Alterações. Caso tenha 
sido acrescentado um STC, verifique os suplementos 
do manual de voo (FMS) no Manual de Operação do 
Piloto (POH).
Verifique o peso atual e relatório de balanceamento, 
lista de equipamento e condição atual das diretrizes 
de aeronavegabilidade para a estrutura, motor, propul-
sores e aparelhos. Também verifique a seção de limi-
tações no manual do fabricante para checar as condi-
ções dos componentes com tempo de vida útil.
A revisão mais recente do TCDS da estrutura deve ser 
usada como o documento de verificação para inspe-
cionar e garantir que a instalação de motores, propul-
sores e componentes esteja correta.
Inspeções Necessárias
Pré-Voo
O Pré-voo está descrito no POH para a aeronave em 
questão e deve ser seguido com a mesma atenção dis-
pensada nos checklists de decolagem, durante o voo e 
de aterrissagem. 
Inspeções de Manutenção Periódica:
Inspeção Anual
Salvo algumas poucas exceções nenhuma pessoa 
pode operar uma aeronave a menos que dentro de um 
período de 12 meses ela tenha tido uma inspeção anu-
al de acordo com o CFR 14 capítulo 43 e que tenha 
sido aprovada para retornar ao serviço pela pessoa 
autorizada sob a seção 43.7. (A certificated mechanic 
with an Airframe and Powerplant (A&P) rating must 
hold an inspection authorization (IA) to perform an 
annual inspection.) Deve ser usado um checklist que 
inclua, no mínimo, o escopo e detalhamento dos itens 
do CFR 14 capítulo 43, Anexo D.
Inspeção de 100 Horas
Esta inspeção é exigida quando uma aeronave é ope-
rada sob a CFR 14 capítulo 91 e usada para aluguel 
para treinamento de voo. Exige-se que seja realizada 
a cada 100 horas de serviço, além da inspeção anual. 
(A inspeção pode ser realizada por um mecânico com 
graduação A&P). A inspeção deve ter um checklist 
que inclua no mínimo o escopo e detalhes dos itens 
(conforme aplicável para cada aeronave) do CFR 14, 
capítulo 43 Anexo D.
Inspeção Progressiva
Este programa de inspeção pode ser realizado sob o 
CFR 14 capítulo 91 seção 91.409(d), como alternativa 
a inspeção anual. No entanto este programa exige que 
o proprietário registrado ou operador envie ao FAA 
Flight Standards District Office (FSDO) local uma 
solicitação por escrito quanto à utilização de uma ins-
2- 66
peção progressiva. Esta solicitação deve conter:
1. The name of a certificated mechanic holding 
an inspection authorization, a certificated 
airframe repair station, or the manufacturer 
of the aircraft to supervise or conduct the 
inspection. 
2. Manuais de procedimentos de inspeção 
atualizados, disponíveis e de pronto 
entendimento do piloto e do pessoal da 
manutenção, contentam em detalhe:
•	 An explanation of the progressive inspection, 
including the continuity of inspection 
responsibility, the making of reports, and the 
keeping of records and technical reference 
material.
•	 An inspection schedule, specifying the 
intervals in hours or days when routine and 
detailed inspections will be performed, and 
including instructions for exceeding an 
inspection interval by not more than 10 hours 
while en route, and for changing an inspection 
interval because of service experience.
•	 Sample routine and detailed inspection forms 
and instructions for their use.
•	 Amostra de relatorios e registros e instruções 
para sua utilização.
3. Espaço suficiente e equipamentos para a 
desmontagem necessária para a inspeção da 
aeronave. 
4. Informação técnica atual sobre a aeronave. 
A frequência e detalhamento do programa de inspeção 
progressiva devem equivaler por uma inspeção 
completa na aeronave dentro de 12 meses em 
concordância às recomendações do fabricante e tipo 
de operação para a qual a aeronave está designada. O 
cronograma de inspeção progressiva deve garantir que 
a aeronave seja aeronavegável a qualquer momento. 
Um mecânico certificado deve realizar a inspeção 
progressiva desde que tenha sido supervisionado por 
um mecânico que tenha Autorização para Inspeção. 
Caso a inspeção progressiva seja interrompida, o 
proprietário ou o operador devem imediatamente 
notificar o FAA FSDO local por escrito. Após a 
interrupção, a primeira inspeção anual deve ser 
realizada em até 12 meses a partir da última inspeção 
completa da aeronave sob a inspeção progressiva. 
Aviões de Grande Porte (acima de 12.500 lb)
Os requisitos de inspeção do CFR 14, capítulo 91 
seção 91.409, incluindo os parágrafos (e) e (f).
O parágrafo (e) se aplica a aviões de grande porte 
(para os quais a CFR14 capítulo 125 não se aplica), 
turbojet multiengine airplanes, turbo propeller 
powered multiengine airplanes, and turbinepowered 
rotorcraft. Paragraph (f) lists the inspection programs 
that can be selected under paragraph (e).
É necessário que o operador tenha os requisitos 
necessários para a realização da inspeção adicional, 
pois as aeronaves maiores tipicamente são mais 
complexas e requerem um programa de inspeção mais 
detalhado do que o previsto pela CFR 14 capítulo 43, 
Anexo D.
O proprietário ou operador da aeronave deve 
selecionar um programa de inspeção a partir das 
seguintes opções: 
1. Programa de inspeção de aeronavegabilidade 
que seja parte do programa de manutenção 
contínua da aeronavegabilidade atualmente 
em uso pela pessoa que detenha um 
certificado de operação de atividade aérea ou 
um certificado emitido sob a CFR 14 capítulo 
121 ou 135. 
2. Programa de inspeção de aeronave aprovado 
som o CFR 14 capítulo 135 seção 135.419 
e atualmente em uso pela pessoa detenha 
um certificado de operação sob o CFR 14 
capítulo 135. 
3. Programa de inspeção atual recomendado 
pelofabricante. 
4. Qualquer outro programa de inspeção 
determinado pelo proprietário registrado ou 
operador da aeronave ou turbinepowered 
rotorcraft e que seja aprovado pelo FAA. 
Este programa deve ser submetido ao FAA 
FSDO local com jurisdição da área na qual 
a aeronave está baseada. O programa precisa 
2- 67
ser descrito e incluir pelo menos as seguintes 
informações:
1. Instruções e procedimentos para a condução 
das inspeções para um modelo específico 
de avião ou turbine-powered rotorcraft, 
incluindo os testes e checagens necessários. 
As instruções e procedimentos precisam 
detalhar as peças e áreas da estrutura, motores, 
propulsores, rotores e equipamentos, incluindo 
equipamentos de emergência e sobrevivência 
que precisam ser inspecionados.
2. Cronograma para a realização das inspeções 
sob o programa determinado em termos de 
tempo em serviço, datas, número de operações 
no sistema (ciclos), ou a combinação deles. 
Este programa do proprietário/operador 
aprovado pelo FAA pode ser revisado 
no futuro pelo FAA se for considerado 
necessário para que mantenha sua 
adequação ao programa. O proprietário/
operador pode solicitar ao FAA dentro de 
30 dias da notificação para reconsiderar a 
necessidade de fazer alterações. 
Programa de Inspeção do Fabricante
É o programa desenvolvido pelo fabricante para seu 
produto e está inserido no manual “Instruções para 
Aeronavegabilidade Contínua” exigido pelo CFR 
14 capítulo 23, seção 23.1529 e capítulo 25, seção 
25.1529. Ele deve ser feito na forma de um manual 
ou manuais, conforme o caso, para a quantidade de 
informações a serem fornecidas e incluindo, mas não 
limitado, o seguinte conteúdo:
•	 Descrição do avião e seus sistemas e 
instalações incluindo motores, propulsores e 
equipamentos.
•	 Informações básicas descrevendo como 
os componentes e sistemas do avião são 
controlados e operados, incluindo quaisquer 
procedimentos especiais e limitações que se 
apliquem.
•	 Informação de serviço que cobra os 
pontos de serviço, capacidade dos tanques, 
reservatórios, tipos de fluídos a serem usados, 
pressões aplicáveis aos diversos sistemas, 
pontos de lubrificação, lubrificantes a serem 
usados, equipamentos necessários para o 
serviço, instruções de içamento, mooring, 
elevação com o macaco e informações de 
nivelamento.
•	 Instruções de manutenção com informações do 
cronograma para o avião e cada componente 
que tenha recomendação de peridiocidade 
com que devam ser limpos, inspecionados, 
ajustados, testados e lubrificados, e o grau 
de inspeção e serviço recomendado nestes 
pontos. 
•	 Os periodos recomendados de 
inspeção(vistoria ou revisão?) e as referências 
necessárias para a seção de limitações 
de aeronavegabilidade do manual. (The 
recommended overhaul periods and necessary 
cross references to the airworthiness 
limitations section of the manual.)
•	 O programa de inspeção que detalha a 
frequencia e a extenção das inspeções 
necessarias para assegurar a manutenção de 
aeronavegabilidade do avião. (The inspection 
program that details the frequency and extent 
of the inspections necessary to provide for the 
continued airworthiness of the airplane.)
•	 Diagrama das places de acesso estrutural e 
as informações necessarias para se ter acesso 
durante a inspeção quando não se tiver as 
places de acesso.(Diagrams of structural 
access plates and information needed to gain 
access for inspections when access plates are 
not provided.)
•	 Detalhes para a aplicação de técnicas de 
inspeção especial, incluindo testes de 
radiografia e ultrasonografia quando esses 
processos forem especificados.(Details for the 
application of special inspection techniques, 
including radiographic and ultrasonic testing 
where such processes are specified.)
•	 Uma lista de ferramentas especiais necessarias 
(A list of special tools needed.)
•	 Uma seção de Limitações de 
Aeronavegabilidade que é segregada 
e claramente distinguivel do resto do 
2- 68
documento. Esta seção deve estabelecer - 
(An Airworthiness Limitations section that is 
segregated and clearly distinguishable from 
the rest of the document. This section must 
set forth—)
1. Cada tempo de substituição mandatório, 
intervalos de inspeção estrutural, e 
procedimentos necessarios para o tipo de 
certificação ou aprovado sob CFR 14 part 25, 
seção 25.571 (Each mandatory replacement 
time, structural inspection interval, and 
related structural inspection procedures 
required for type certification or approved 
under 14 CFR part 25, section 25.571.)
2. Cada tempo de substituição mandatório, 
interval de inspeção, procedimento 
de inspeção relacionado, e todas as 
limitações criticas do projeto de controle 
de configuração aprovados sob o CFR 14 
part 25, seção 25.981, para o sistema de 
tanque de combustivel.(Each mandatory 
replacement time, inspection interval, related 
inspection procedure, and all critical design 
configuration control limitations approved 
under 14 CFR part 25, section 25.981, for the 
fuel tank system.)
A seção de Limitações de Aeronavegabilidade deve 
conter a seguinte afirmação de forma legível e em 
um local proeminente: “ A seção de Limitações 
de Aeronavegabilidade foi aprovado pelo FAA e 
especifica a manutenção necessaria sob o CFR 14 
part 43, seção 43.16 e parte 91, seção 91.403, a não 
ser que um programa alternative tenha sido aprovado 
pelo FAA.” (The Airworthiness Limitations section 
must contain a legible statement in a prominent 
location that reads: “The Airworthiness Limitations 
section is FAA approved and specifies maintenance 
required under 14 CFR part 43, sections 43.16 and 
part 91, section 91.403, unless an alternative program 
has been FAA-approved.”)
Qualquer operador que deseje adotar o programa 
de inspeção do fabricante deve primeiro contatar 
o Escritorio de Padrões do Distrito do FAA mais 
proximo, para futures orientações. (Any operator who 
wishes to adopt a manufacturers’ inspection program 
should first contact their local FAA Flight Standards 
District Office, for further guidance.)
Inspeções de Altimertro e Sistema Estatico 
(Altimeter and Static System Inspections)
Qualquer pessoa operand um avião ou um helicopter 
em um espaço aéreo controlado e sobre regras de voo 
por instrumentos (IFR) deve ter tido, dentro dos 24 
meses precedents, cada sistema estatico de pressão, 
cada altimetro e cada sistema de reporte automatic de 
altitude pressão testado e inspecionado e de acordo 
com o CFR 14 parte 43, apendice E. Estes testes e ins-
peções devem ter sido conduzidos por pessoas “clas-
sificadas” apropriadamente sob o CFR 14. (Any per-
son operating an airplane or helicopter in controlled 
airspace under instrument flight rules (IFR) must have 
had, within the preceding 24 calendar months, each 
static pressure system, each altimeter instrument, and 
each automatic pressure altitude reporting system 
tested and inspected and found to comply with 14 
CFR part 43, Appendix E. Those test and inspections 
must be conducted by appropriately rated persons un-
der 14 CFR.)
Inspeções de Transponder de Controle 
de Trafego Aéreo(Air Traffic Control (ATC) 
Transponder Inspections) 
Qualquer pessoa usando um transponder de contro-
le de trafego aéreo deve ter tido, dentro dos 24 meses 
precedentes, o seu transponder testado e inspecionado 
de acordo com o CFR14 parte 43, Apendice F. Adicio-
nalmente, seguindo qualquer instalação ou manuten-
ção devido a um erro de correspondencia de dados no 
transponder ATC, o sistema integrado deve ser testado 
e inspecionado para estar em conformidade com o CFR 
14 parte 43, Apendice E, por uma pessoa apropriada 
segundo o CFR 14. (Any person using an air traffic 
control (ATC) transponder must have had, within the 
preceding 24 calendar months, that transponder tested 
and inspected and found to comply with 14 CFR part 
43, Appendix F. Additionally, following any installa-
tion or maintenance on an ATC transponder where data 
correspondence error could be introduced, the integrat-ed system must be tested and inspected and found to 
comply with 14 CFR part 43, Appendix E, by an appro-
priately person under 14 CFR.)
Operação e Praticas de Manutenção do 
Transmissor Localizador de Emergência 
(ELT) segundo a Circular de Consultivo (AC) 
91-44 (Emergency Locator Transmitter (ELT) 
Operational and Maintenance Practices in Ac-
cordance With Advisory Circular (AC) 91-44)
2- 69
Esta AC agrega e atualiza diversas outras ACs que tra-
tam do assunto ELT e de outros receptors de services 
aéreos. Sobre as regras de operação do CFR 14 parte 
91, a maioria das aeronaves civis de pequeno porte 
registradas para carregar mais de uma pessoa deve ter 
um ELT instalado no avião. O CFR 14 parte 91, seção 
91.207 define os requisites de qual tipo de aeronave 
e quando o ELT deve estar instalado. Tambem indica 
que um ELT que esta de acordo com os requerimen-
tos da Ordem Técnica Padrão (TSO)-C91 pode não 
ser usado para novas instalações. *(Esse é o ELT que 
a aviação geral e de pequeno porte tem instalado e 
eles transmitem na frequencia 121.5 MHz). (This AC 
combined and updated several ACs on the subject of 
ELTs and receivers for airborne service. Under the 
operating rules of 14 CFR part 91, most small U.S. 
registered civil airplanes equipped to carry more than 
one person must have an ELT attached to the airplane. 
14 CFR part 91, section 91.207 defines the require-
ments of what type aircraft and when the ELT must 
be installed. It also states that an ELT that meets the 
requirements of Technical Standard Order (TSO)-C91 
may not be used for new installations.*(This is the 
ELT that smaller general aviation aircraft have in-
stalled and they transmit on 121.5 MHz.))
O piloto em commando de uma aeronave equipada 
com ELT é responsavel por sua operação e, antes de 
desligar o motor no fim de cada voo, deve sintonizar 
o receptor VHF em 121.5 MHz e escutar se algum 
dispositivo ELT esta ativado. Pessoal de manutenção 
é responsavel por acionamentos acidentais durante o 
seu periodo atual de trabalho. (The pilot in command 
of an aircraft equipped with an ELT is responsible for 
its operation and, prior to engine shutdown at the end 
of each flight, should tune the VHF receiver to 121.5 
MHz and listen for ELT activations. Maintenance per-
sonnel are responsible for accidental activation during 
the actual period of their work.)
Manutençao do ELT é o assunto do CFR 14 parte 43 
e deve ser incluido nos requerimentos de inspeção. É 
essencial que a operação do interruptor de impacto e 
a saída do transmissor sejam checadas usando as ins-
truções do fabricante. Testando um ELT antes da ins-
talação ou por razões de manutenção, deve ser condu-
zido dentro de um invólucro de metal de maneira que 
evite a radiação do transmissor saia. Se isso não for 
possivel, o teste deve ser conduzido apenas nos pri-
meiros 5 minutos de uma hora. (Maintenance of ELTs 
is subject to 14 CFR part 43 and should be includ-
ed in the required inspections. It is essential that the 
impact switch operation and the transmitter output be 
checked using the manufacturer’s instructions. Test-
ing of an ELT prior to installation or for maintenance 
reasons, should be conducted in a metal enclosure in 
order to avoid outside radiation by the transmitter. If 
this is not possible, the test should be conducted only 
within the first 5 minutes after any hour.)
Os fabricantes do ELT são obrigados a marcarem a 
data de validade da bacteria, baseado em 50 por cento 
da vida útil, no lado de fora do transmissor. As bate-
rias devem ser trocadas nessa data ou quando o trans-
missor for usado por mais de uma hora cumulative. 
Baterias ativadas por agua, tem um tempo util(shelf?) 
virtualmente ilimitado. Elas geralmente não são mar-
cadas com uma data de validade. Elas devem ser 
substituidas após a ativação dependendo de quanto 
tempo passaram em service. (Manufacturers of ELTs 
are required to mark the expiration date of the battery, 
based on 50 percent of the useful life, on the outside 
of the transmitter. The batteries are required to be re-
placed on that date or when the transmitter has been 
in use for more than 1 cumulative hour. Water activat-
ed batteries, have virtually unlimited shelf life. They 
are not usually marked with an expiration date. They 
must be replaced after activation regardless of how 
long they were in service.)
A substituição de bateria pode ser feito por um piloto 
em um ELT portatil que é prontamente acessivel e que 
pode ser removido e reinstalado na aeronave através de 
uma operação simples. Essa operaçao seria considera-
da manutenção preventive pelo CFR 14 parte 43, seção 
43.3 (g). Substituição de baterias devera ser aprovado 
para o modelo especifico do ELT e a instalação deve ser 
de acordo com a seção 43.13. (The battery replacement 
can be accomplished by a pilot on a portable type ELT 
that is readily accessible and can be removed and rein-
stalled in the aircraft by a simple operation.
That would be considered preventive maintenance 
under 14 CFR part 43, section 43.3(g). Replacement 
batteries should be approved for the specific model 
of ELT and the installation performed in accordance 
with section 43.13.)
A AC 91-44 tambem contem informação adicional sobre: 
(AC 91-44 also contains additional information on: )
•	 Equipamento de guia e alerta instalados na 
aeronave e que operam com o ELT.(Airbor-
ne homing and alerting equipment for use 
with ELTs.) 
2- 70
•	 Responsabilidade de busca e salvamento. 
(Search and rescue responsibility.)
•	 Procedimentos de alerta e busca incluindo 
diversos procedimentos de voo para localizer 
um ELT. (Alert and search procedures includ-
ing various flight procedures for locating an 
ELT.)
•	 O Escritório de Gerenciamento de Frequen-
cia da FAA é o responsavel para o contato dos 
construtores para a demonstração e teste dos 
ELTs. (The FAA Frequency Management Of-
fices, for contacting by manufacturers when 
they are demonstrating and testing ELTs.)
*A razão; como em 31 de janeiro de 2009, a frequen-
cia 121.5/243 MHz parou de ser monitorada pelos sa-
tellites de busca e salvamento do COSPASSARSAT 
(Busca e Salvamento com Rastreamento via Satélite). 
(*The reason; as of January 31, 2009, the 121.5/243 
MHz frequency will no longer be monitored by the 
COSPASSARSAT (Search and Rescue Satellite-Aid-
ed Tracking) search and rescue satellites.)
NOTA: Todas as novas instalações devem ser ELT di-
gitais de 406 MHz. Eles devem seguir os padroes do 
TSO C126. Quando instalado o novo ELT de 406 MHz 
deve ser registrado para caso de acidente da aeronave 
o time de busca e salvamento possa tirar todas as van-
tagens dos benefícios que o sistema oferece. Os cir-
cuitos digitais do ELT 406 podem ser codificados com 
as informações como o tipo de aeronave, localização 
da base, proprietario, etc. essa codificação permite ao 
centro de coordenação de busca e salvamento(SAR) 
contatar o proprietario ou dono registrado, se um sinal 
for detectado para determinar se a aeronave estava em 
voo ou estacionada. Esse tipo de identificação permite 
uma resposta rapida por parte do SAR, no caso de um 
acidente e salvara recursos valiosos no caso de um 
alarme falso. (NOTE: All new installations must be 
a 406 MHz digital ELT. It must meet the standards of 
TSO C126. When installed, the new 406 MHz ELT 
should be registered so that if the aircraft were to go 
down, search and rescue could take full advantage of 
the benefits the system offers. The digital circuitry of 
the 406 ELT can be coded with information about the 
aircraft type, base location, ownership, etc. This cod-
ing allows the search and rescue (SAR) coordinating 
centers to contact the registered owner or operator if a 
signal is detected to determine if the aircraft is flying 
or parked. This type of identification permits a rapid 
SAR response in the event of an accident, and will 
save valuable resources from a false alarm search.)
Inspeções Annual e de 100 horas (Annual 
and 100-Hour Inspections)Preparação (Preparation)
Um proprietario/explorador conduzindo uma aero-
nave para uma oficina com o objetivo de fazer uma 
inspeção anual ou de 100 horas pode não saber o que 
esta envolvido no processo. Esses é o ponto aonde a 
pessoa que realize a inspeção se reune com o cliente 
para revisar os registros e discutir qualquer questão 
relacionada a manutenção, reparos necessarios, ou 
qualquer outro trabalho que o cliente deseje efetuar. 
Além disso, o tempo gasto na revisão desses itens 
antes de iniciar as inspeções geralmente economiza 
tempo e dinheiro antes de o trabalho estar complete. 
(An owner/operator bringing an aircraft into a main-
tenance facility for an annual or 100-hour inspection 
may not know what is involved in the process. This 
is the point at which the person who performs the in-
spection sits down with the customer to review the 
records and discuss any maintenance issues, repairs 
needed, or additional work the customer may want 
done. Moreover, the time spent on these items before 
starting the inspection usually saves time and money 
before the work is completed.)
A encomenda do services descreve o trabalho que sera 
feito e a taxa que o proprietario pagará pelo service. 
É um contrato que inclui as partes, materiais e traba-
lho necessário para completer a inspeção. Ele podera 
incluir manutenções e reparos adicionais solicitados 
pelo proprietario ou encontrados durante a inspeção. 
(The work order describes the work that will be per-
formed and the fee that the owner pays for the service. 
It is a contract that includes the parts, materials, and 
labor to complete the inspection. It may also include 
additional maintenance and repairs requested by the 
owner or found during the inspection.) 
Materiais adicionais como Ads, boletins de service e 
cartas do constructor, e serviços de informações de 
venda devem ser pesquisados para a inclusão de avio-
nicos e equipamentos de emergencia nas aeronaves. 
O TCDS fornece todos os componentes elegíveis para 
a instalação na aeronave.(Additional materials such 
as ADs, manufacturer’s service bulletins and letters, 
and vendor service information must be researched to 
2- 71
include the avionics and emergency equipment on the 
aircraft. The TCDS provides all the components eligi-
ble for installation on the aircraft.)
A revisão dos registros da aeronave é uma das mais 
importantes partes da inspeção. Esses registros con-
cedem a historia da aeronave. Os registros que devem 
ser guardados e como eles devem ser mantido estão 
listados no CFR 14 parte 91 seção 91.417. Entre os 
registros que devem ser pesquisados estão os registros 
de manutenção, manutenção preventiva, e alterações, 
registros das ultimas inpeções de 100 horas, anuais, 
ou qualquer outra inpeção requerida ou aprovada para 
a fuselage, hélice do motor, rotor, e aparelhos da aero-
nave. Os registros devem incluir: (The review of the 
aircraft records is one of the most important parts of 
any inspection. Those records provide the historyof 
the aircraft. The records to be kept and how they are 
to be maintained are listed in 14 CFR part 91, section 
91.417. Among those records that must be tracked are 
records of maintenance, preventive maintenance, and 
alteration, records of the last 100-hour, annual, or oth-
er required or approved inspections for the airframe, 
engine propeller, rotor, and appliances of an aircraft. 
The records must include:)
•	 Uma descrição (ou referencia para dados 
aceitaveis para o FAA) do trabalho feito. (A 
description (or reference to data acceptable to 
the FAA) of the work performed.)
•	 A data de finalização do trabalho feito e a 
assinatura e numero de certificado da pessoa 
que aprovou a aeronave para voltar ao servi-
ce. (The date of completion of the work per-
formed and the signature and certificate num-
ber of the person approving the aircraft for 
return to service.)
•	 O total de tempo em serviço e a atual condi-
ção de peças da fuselagem com tempo de vida 
util, em cada motor, cada helice e cada rotor. 
(The total time in service and the current sta-
tus of life-limited parts of the airframe, each 
engine, each propeller, and each rotor.)
•	 O tempo desde a ultima revisão de todos os 
itens instalados na aeronave e que requerem 
uma revisão com base em um tempo especifi-
co. (The time since last overhaul of all items 
installed on the aircraft which are required to 
be overhauled on a specified time basis.)
•	 O atual estado da inspeção da aeronave, in-
cluindo tempo desde a ultima inspeção reque-
rida pelo programa sobre o qual a aeronave 
e seus aparelhos são mantidos. (The current 
inspection status of the aircraft, including the 
time since last inspection required by the pro-
gram under which the aircraft and its appli-
ances are maintained.)
•	 O atual estado das Ads aplicaveis incluindo 
para cada, o metodo de condescendencia, o 
número da AD e a data de revisão. Se a AD 
envolve alguma ação recorrente, o tempo e 
data quando é necessaria a proxima interven-
ção. (The current status of applicable ADs in-
cluding for each, the method of compliance, 
the AD number, and revision date. If the AD 
involves recurring action, the time and date 
when the next action is required.)
•	 Cópias dos formularios prescritos pelo CFR 
14 parte 43, seção 43.9, para cada alteração 
maior na fuselagem e nos componentes atu-
almente instalados. (Copies of the forms pre-
scribed by 14 CFR part 43, section 43.9, for 
each major alteration to the airframe and cur-
rently installed components.)
É necessario que o proprietário/operador mantenha os 
registrosde inspeção até que o serviço seja repetido, ou 
por 1 ano após o trabalho tenha sido feito. A maioria 
dos outros registros que inclui o tempo total e o atual 
estado de partes com tempo limitado de vida, tempos 
de vistoria, e o estado da AD devem ser retida e trans-
ferida com a aeronave quando a mesma for vendida. 
(The owner/operator is required to retain the records 
of inspection until the work is repeated, or for 1 year 
after the work is performed. Most of the other records 
that include total times and current status of life-limited 
parts, overhaul times, and AD status must be retained 
and transferred with the aircraft when it is sold.)
O CFR 14 parte 43, seção 43.15, requer que cada pes-
soa executando uma inpeção de 100 horas ou annual, 
deve usar uma lista de verificação durante as inpeções. 
A lista de verificações deve ser uma desenvolvida pela 
pessoa, uma desenvolvida pelo fabricante do equipa-
mento sendo inspecionado, ou uma obtida de outra 
fonte. A lista de verificação deve incluir o âmbito e os 
detalhes dos intens contidos na parte 43, Apendice D. 
(14 CFR part 43, part 43.15, requires that each per-
son performing a 100-hour or annual inspection shall 
2- 72
use a checklist while performing the inspection. The 
checklist may be one developed by the person, one 
provided by the manufacturer of the equipment be-
ing inspected, or one obtained from another source. 
The checklist must include the scope and detail of the 
items contained in part 43, Appendix D.)
A lista de verificação fornecida pelo fabricante é a de 
uso preferencial. O fabricante separa as areas para ins-
peção como, motor, cabine, asa, empenagem e trem 
de pouso. Eles tipicamente listam os Boletins e Cartas 
de Serviço para áereas especificas da aeronave e dos 
equipamentos instalados. (The inspection checklist 
provided by the manufacturer is the preferred one to 
use. The manufacturer separates the areas to inspect 
such as engine, cabin, wing, empennage and landing 
gear. They typically list Service Bulletins and Service 
Letters for specific areas of the aircraft and the appli-
ances that are installed.)
O acionamento inicial do motor, fornece uma avalia-
ção da condição do motor antes de se iniciar a inspe-
ção. Esse acionamento deve incluir a operação em po-
tencia total e lenta, operação dos magnetos, incluindo 
o interruptor de reconhecimento de solo, checar a 
misturado ar-combustível, pressão de óleo e combus-
tível, e a temperatura da cabeça do cilindro e do óleo. 
Após o acionamento do motor, procurar por sinais de 
vazamento de óleo combustível ou hidraulico. (Initial 
run-up provides an assessment to the condition of the 
engine prior to performing the inspection. The run-
up should include full power and idle rpm, magneto 
operation, including positive switch grounding, fuel 
mixture check, oil and fuel pressure, and cylinder 
head and oil temperatures. After the engine run, check 
it for fuel, oil, and hydraulic leaks.) 
Seguindo a lista de verificações, toda a aeronave deve 
ser aberta retirando-se todas as placas de inspeção ne-
cessarias, portas de acesso, carenagens e capotas. Toda 
a aeronave deve ser limpa ppara revelar rachaduras ou 
defeitos escondidos que podem passar despercebidos 
por causa da sujeira. (Following the checklist, the en-
tire aircraft shall be opened by removing all necessary 
inspection plates, access doors, fairings, and cowling. 
The entire aircraft must then be cleaned to uncover 
hidden cracks or defects that may have been missed 
because of the dirt.) 
Seguindo a ordem e usando a lista de verificação ins-
pecionar cada item visualmente, ou realizar as verifi-
cações ou testes necessarios para verificar a condição 
do componente ou do sistema. Registrar as discrepan-
cias quando encontradas. Toda a aeronave deve ser 
inspecionada e uma lista de discrepâncias deve ser 
apresentada ao proprietario. (Following in order and 
using the checklist visually inspect each item, or per-
form the checks or tests necessary to verify the con-
dition of the component or system. Record discrepan-
cies when they are found. The entire aircraft should 
be inspected and a list of discrepancies be presented 
to the owner.)
Uma inspeção tipica, seguindo uma lista de verifica-
ção, em uma aeronave monomotora de pequeno porte 
pode incluir em parte, como aplicavel: (A typical ins-
pection following a checklist, on a small single engine 
airplane may include in part, as applicable:) 
•	 A fuselagem por danos, corrosão, e a fixa-
ção de acessórios, antenas e luzes; por “re-
bites soltos”, especialmente na área do trem 
de pouso indicando a possibilidade de movi-
mento estrutural ou escondendo uma falha. 
(The fuselage for damage, corrosion, and 
attachment of fittings, antennas, and lights; 
for “smoking rivets” especially in the landing 
gear area indicating the possibility of struc-
tural movement or hidden failure.)
•	 O cockpit e a área da cabine por equipamen-
tos soltos que poderiam degradar os contro-
les; assentos e sintos por defeitos; janelas e 
parabrisas procurando por degradação; veri-
ficar as condições dos instrumentos, marcas 
e operação; controles de voo e de motores 
para operarem em condições adequadas. (The 
flight deck and cabin area for loose equipment 
that could foul the controls; seats and seat 
belts for defects; windows and windshields 
for deterioration; instruments for condition, 
markings, and operation; flight and engine 
controls for proper operation.)
•	 O motor e componentes ligados para alguma 
evidencia visual de vazamentos; parafusos 
e porcas por torque inapropriado e defeitos 
óbvios; berço do motor e dispersores de vi-
bração por rachaduras, deterioração e folgas; 
controles dos motores por defeitos, operação 
e segurança; a parte interna do motor por com-
pressão do cilindro; velas por suas operações; 
telas de óleo e filtros por particulas de metal 
ou matéria estranha; canos de escapamentos 
2- 73
e silenciadores por vazamentos, rachaduras, 
e partes perdidas; defletores de refrigeração 
por deterioração danos e selantes faltantes; 
refrigeração do motor por rachaduras e defei-
tos. (The engine and attached components for 
visual evidence of leaks; studs and nuts for 
improper torque and obvious defects; engine 
mount and vibration dampeners for cracks, 
deterioration, and looseness; engine controls 
for defects, operation, and safetying; the in-
ternal engine for cylinder compression; spark 
plugs for operation; oil screens and filters 
for metal particles or foreign matter; exhaust 
stacks and mufflers for leaks, cracks, and 
missing hardware; cooling baffles for deterio-
ration, damage, and missing seals; and engine 
cowling for cracks and defects.)
•	 O grupo do trem de pouso, para checar sua 
condição e conexão; amortecedores por va-
zamentos e níveis dos fluidos; mecanismo 
de retração e tranca por defeitos, danos, e 
operação; linhas hidraulicas por vazamen-
tos; sistema eletrico por contatos não deseja-
dos e interruptors para a sua operação; rodas 
e rolamentos para as condições; pneus para 
desgaste e cortes; e freios para condições e 
ajustes. (The landing gear group for condition 
and attachment; shock absorbing devices for 
leaks and fluid levels; retracting and locking 
mechanism for defects, damage, and opera-
tion; hydraulic lines for leakage; electrical 
system for chafing and switches for opera-
tion; wheels and bearings for condition; tires 
for wear and cuts; and brakes for condition 
and adjustment.)
•	 A condição das asas e da seção central, de-
terioração do revestimento, deformações, 
falhas estruturais e fixações. (The wing and 
center section assembly for condition, skin 
deterioration, distortion, structural failure, 
and attachment.)
•	 A montagem da empenagem para condições, 
deformações, deterioração do revestimento, 
evidencias de falhas (rebites sujos), fixações 
seguras, e operação e instalação de compo-
nentes. (The empennage assembly for condi-
tion, distortion, skin deterioration, evidence 
of failure (smoking rivets), secure attachment, 
and component operation and installation.)
•	 O grupo moto-propulsor e os componentes de 
seu sistema para o torque e segurança apro-
priada; a hélice para entalhes, rachaduras e 
vazamento de óleo; os dispositivos anti-gelo 
por defeitos e opeação, e o mecanismo de 
controle para operação, montagem e movi-
mentação restrita. (The propeller group and 
system components for torque and proper 
safetying; the propeller for nicks, cracks, and 
oil leaks; the anti-icing devices for defects and 
operation; and the control mechanism for op-
eration, mounting, and restricted movement.)
•	 Os equipamentos eletronicos e radios para ins-
talações impróprias e montagem; fiação e con-
dutores por roteamento impróprio,montagem 
insegura e defeitos óbvios; ligações e isola-
mentos por instalação e condicionamente; e 
todas as antenas por condicionamento, mon-
tagem e operação. Adicionalmente, se a bate-
ria principal ainda não foi inspecionada e pas-
sou por manutenção, a sua condição deve ser 
inspecionada, assim como montagem, corro-
são e carga elétrica. (The radios and electron-
ic equipment for improper installation and 
mounting; wiring and conduits for improper 
routing, insecure mounting, and obvious de-
fects; bonding and shielding for installation 
and condition; and all antennas for condition, 
mounting, and operation. Additionally, if not 
already inspected and serviced, the main bat-
tery inspected for condition, mounting, corro-
sion, and electrical charge.)
•	 Todo e qualquer outro item e componente 
que não foram anteriormente cobertos por 
esta lista por condição e operação. (Any and 
all installed miscellaneous items and compo-
nents that are not otherwise covered by this 
listing for condition and operation.) 
Com a lista de verificações da aeronave completa, a 
lista de discrepancias deve ser transferida para a or-
dem de serviço. Como parte da inspeção annual ou 
de 100 horas, o óleo do motor é drenado e substituido 
porque novos filtros e/ou novas telas foram instaladas 
no motor. Os reparos então são concluidos e todos os 
sistemas de fluídos passam por manutenção. (With the 
aircraft inspection checklist completed, the list of dis-
crepancies should be transferred to the work order. As 
part of the annual and 100-hour inspections, the engine 
oil is drained and replaced because new filters and/or 
2- 74clean screens have been installed in the engine. The re-
pairs are then completed and all fluid systems serviced.) 
Antes da aprovação da aeronave para o retorno ao ser-
viço depois da inspeção anual ou de 100 horas, o CFR 
14 salienta que o motor deve ser acionado para de-
terminar uma performance satisfatoria de acordo com 
as recomendações do fabricante. Esse acionamento 
deve incluir: (Before approving the aircraft for return 
to service after the annual or 100-hour inspection, 14 
CFR states that the engine must be run to determine 
satisfactory performance in accordance with the man-
ufacturers recommendations. The run must include:)
•	 Potência gerada (estático e rotação minima)
(Power output (static and idle rpm))
•	 Magnetos (para queda e interruptor de solo) 
(for drop and switch ground)
•	 Pressão de óleo e combustível (Fuel and oil 
pressure)
•	 Temperatura do óleo e do cilindro (Cylinder 
and oil temperature)
após o acionamento, o motor é inspecionado para va-
zamento de fluídos e o nível do óleo é checado uma 
última vez antes de se fechar a capota. (After the run, 
the engine is inspected for fluid leaks and the oil level 
is checked a final time before close up of the cowling.) 
Com a inspeção da aeronave completa, todas as pla-
cas de inspeção, portas de acesso, carenagens e capo-
tas que foram removidas, devem ser reinstaladas. É 
boa prtatica checar visualmente dentro das áreas ins-
pecionadas procurando por ferramentas, trapos, etc., 
antes de fechar. Usar a lista de verificação e a de dis-
crepancias para revisar as áreas que foram reparadas, 
ajudara a assegurar o retorno seguro da aeronave para 
o serviço. (With the aircraft inspection completed, all 
inspections plates, access doors, fairing and cowling 
that were removed, must be reinstalled. It is a good 
practice to visually check inside the inspection areas 
for tools, shop rags, etc., prior to close up. Using the 
checklist and discrepancy list to review areas that 
were repaired will help ensure the aircraft is properly 
returned to service.)
Após a conclusão da inspeção os registros de cada 
fuselagem, motor, hélices, e aparelhos deve ser assi-
nado. (Upon completion of the inspection, the records 
for each airframe, engine, propeller, and appliance 
must be signed off.)
Os registros de acordo com o CFR 14 parte 43, seção 
43.11, devem incluir as seguintes informações: (The 
record entry in accordance with 14 CFR part 43, sec-
tion 43.11, must include the following information:) 
•	 O tipo de inspeção a uma breve discrição da 
extenção da inspeção. (The type inspection 
and a brief description of the extent of the in-
spection.)
•	 A datada inspeção e o tempo total de serviço 
da aeronave. (The date of the inspection and 
aircraft total time in service.)
•	 A assinatura, numero do certificado, e o tipo de 
certificado obtido pela pessoa aprovando, ou 
desaprovando, para retorno da aeronave, fusela-
gem, motor da aeronave, hélices, demais apare-
lhos, membros de componentes ou suas partes. 
(The signature, the certificate number, and kind 
of certificate held by the person approving or 
disapproving for return to service the aircraft, 
airframe, aircraft engine, propeller, appliance, 
component part, or portions thereof.)
•	 Para a inspeção annual e de 100 horas, se a aero-
nave se encontra capaz de voar e aprovada para 
o retorno, cabe a seguinte afirmação : ”Eu certi-
fico que essa aeronave foi inspecionada de acor-
do com a inspeção (inserir o tipo) e foi conside-
rada em condições de voo.” (For the annual and 
100-hour inspection, if the aircraft is found to 
be airworthy and approved for return to service, 
enter the following statement: “I certify that this 
aircraft has been inspected in accordance with a 
(insert type) inspection and was determined to 
be in airworthy condition.”)
•	 Se a aeronave for desaprovada para o retorno 
para o serviço devido a manutenção necessa-
ria, descumprimento com as especificações 
aplicaveis, diretrizes de aeronavegabilidade 
ou por outros dados aprovados, cabe a seguin-
te afirmação: “ Eu certifico que essa aeronave 
foi inspecionada de acordo com a inspeção 
(colocar tipo) e a lista de discrepancias e os 
itens não aprovados com aeronavegabilidade 
foram notificados ao proprietário ou operador 
da aeronave.” (If the aircraft is not approved 
2- 75
for return to service because of necessary 
maintenance, noncompliance with applica-
ble specifications, airworthiness directives, 
or other approved data, enter the following 
statement: “I certify that this aircraft has been 
inspected in accordance with a (insert type) 
inspection and a list of discrepancies and un-
airworthy items has been provided to the air-
craft owner or operator.”)
Se o proprietario ou operador não deseja que os itens 
da lista de discrepancias ou itens não aeronavegaveis 
sejam reparados no local onde a inspeção foi realiza-
da, eles tem a opção de voar a aeronave para outro lo-
cal com uma Permissão Especial de Voo (Autorização 
de Transporte (translado?)). Um requerimento para 
a Permissão Especial de Voo pode ser feita no FAA 
FSDO local. (If the owner or operator did not want the 
discrepancies and/ or unairworthy items repaired at 
the location where the inspection was accomplished, 
they may have the option of flying the aircraft to an-
other location with a Special Flight Permit (Ferry Per-
mit). An application for a Special Flight Permit can be 
made at the local FAA FSDO.)
Outras Inspeções e Manutenções de aeronave 
(Other Aircraft Inspection and Maintenance)
Programas (Programs)
Aeronaves operando sobre o CFR 14 parte 135, Com-
plementares ou por Demanda, possui regras adicio-
nais de manutenção que devem ser seguidas além do 
disposto no CFR 14 partes 43 e 91. (Aircraft operat-
ing under 14 CFR part 135, Commuter and On De-
mand, have additional rules for maintenance that must 
be followed beyond those in 14 CFR parts 43 and 91.) 
CFR 14 parte 135, seção 135.411(a)(1) aplica-se a ae-
ronaves com certificação de tipo para configuração de 
assentos de passageiros, excluindo qualquer assento de 
pilotos, de nove assentos ou menos. As regras adicio-
nais incluem: ( 14 CFR part 135, section 135.411(a)(1) 
applies to aircraft that are type certificated for a passen-
ger seating configuration, excluding any pilot seat, of 
nine seats or less. The additional rules include:)
•	 Seção 135.415-requer cada detentor de certi-
ficado que submeta-se a um Relatório de Difi-
culdade de Serviço, toda vez que eles tenham 
uma ocorrencia, falha, mal funcionamento, 
ou defeito na aeronave relativo a lista deteha-
da nessa seção do regulamentoo. (Section 
135.415—requires each certificate holder to 
submit a Service Difficulty Report, whenever 
they have an occurrence, failure, malfunc-
tion, or defect in an aircraft concerning the 
list detailed in this section of the regulation.)
•	 Seção 135.417-requer que cada detentor de 
certificado que envie um Relatório de Inter-
rupção Mecanica, para ocorrencias em aerona-
ves multi-motoras, relativas a interrupções de 
voo não programadas, e o número de hélices 
embandeiradas em voo, como detalhado nessa 
seção do regulamento. (Section 135.417—re-
quires each certificate holder to mail or deliver 
a Mechanical Interruption Report, for occur-
rences in multi-engine aircraft, concerning un-
scheduled flight interruptions, and the number 
of propeller featherings in flight, as detailed in 
this section of the regulation.)
•	 Seção 135.421-requer que cada detentor de 
certificado obedeça as recomendações do fa-
bricante quanto aos programas de manuten-
ção, ou o programa aprovado pelo FAA para 
cada aeronave, motor, hélice, rotor e cada item 
de emergência necessáro segundo o CFR 14 
parte 135. Essa seção também detalha os re-
querimentos para operações em monomoto-
res carregando passageiros em IFR. (Section 
135.421—requires each certificate holder to 
comply with the manufacturer’s recommend-
ed maintenance programs, or a program ap-
proved bythe FAA for each aircraft, engine, 
propeller, rotor, and each item of emergency 
required by 14 CFR part 135. This section 
also details requirements for single engine 
IFR passenger-carrying operations.)
•	 Seção 135.422-essa seção se aplica a aerona-
ves multi motoras e detalha os requerimentos 
para Inspeções de Aviões Antigos e revisão 
de Registros. Estão excluídos os aviões que 
operam regulaemente em qualquer ponto do 
Estado do Alaska. (Section 135.422—this 
section applies to multi-engine airplanes 
and details requirements for Aging Airplane 
Inspections and Records review. It excludes 
airplanes in schedule operations between any 
point within the State of Alaska.)
2- 76
•	 Seções 135.423 até 135.443-os regulamentos 
listados são muitos e complexos, e sua ob-
servação é necessária; porém, eles não estão 
resumidos neste manual. (Sections 135.423 
through 135.443—the listed regulations are 
numerous and complex, and compliance is 
required; however, they are not summarized 
in this handbook.)
Qualquer operador usando uma aeronave com dez ou 
mais assentos para passageiros deve ter a organização 
necessaria e os programas de manutenção, junto com 
pessoas competentes e com o conhecimento necessa-
rio para assegurar uma operação segura. É responsa-
bilidade dessas pessoas o saber e cumprir com este 
e todos os outros Regulamentos de Aviação Federal 
aplicáveis, e devem contatar o seu FAA FSDO local 
para mais informações. (Any certificated operator 
using aircraft with ten or more passenger seats must 
have the required organization and maintenance pro-
grams, along with competent and knowledgeable peo-
ple to ensure a safe operation. It is their responsibility 
to know and comply with these and all other applica-
ble Federal Aviation Regulations, and should contact 
their local FAA FSDO for further guidance.)
O AAIP é um programa de inspeção aprovado pelo 
FAA, aprovado para aeronaves de nove ou menos 
assentos de passageiros operando sob o CFR 14 part 
135. O AAIP é um programa desenvolvido sob me-
dida para as necessidades particulares desses opera-
dores para satisfazerem as necessidades da inspeção 
da aeronave. Esse programa permite o operador de-
senvolver procedimentos e intervalos de tempo para 
a realização das tarefas da inspeção de acordo com as 
necessidades da aeronave, em vez de repetir todas as 
tarefas a cada intervalo de 100 horas. (The AAIP is 
an FAA-approved inspection program for aircraft of 
nine or less passenger seats operated under 14 CFR 
part 135. The AAIP is an operator developed program 
tailored to their particular needs to satisfy aircraft in-
spection
requirements. This program allows operators to de-
velop procedures and time intervals for the accom-
plishment of inspection tasks in accordance with the 
needs of the aircraft, rather than repeat all the tasks at 
each 100-hour interval.)
O operador é responsável pelo AAIP. O programa deve 
envolver totalmente a aeronave; incluindo todos os 
avionicos, equipamentos de emergencia, disposições 
de cargas, etc. FAA Circular Consultivo 135-10A for-
nece orientação detalhada para desenvolver um progra-
ma aprovavel de inspeção de aeronave. A seguir um 
resumo, em parte, dos elementos que o programa deve 
incluir: (The operator is responsible for the AAIP. The 
program must encompass the total aircraft; including 
all avionics equipment, emergency equipment, cargo 
provisions, etc. FAA Advisory Circular 135-10A pro-
vides detailed guidance to develop an approved aircraft 
inspection program. The following is a summary, in 
part, of elements that the program should include:)
•	 Uma escala de tarefas (inspeções) individuais 
ou grupos de tarefas, bem como a frequencia 
para realização dessas tarefas. (A schedule 
of individual tasks (inspections) or groups of 
tasks, as well as the frequency for performing 
those tasks.)
•	 Formas de trabalho designando aquelas ta-
refas com a necessidade de assinatura para 
cada. As formas devem ser desenvolvidas 
pelo operador e obtidas de outra fonte. (Work 
forms designating those tasks with a sign off 
provision for each. The forms may be devel-
oped by the operator or obtained from anoth-
er source.)
•	 Instruções para completar cada tarefa. Essas 
tarefas devem satisfazer o CFR 14 parte 43, 
seção 43.13(a) , em relação a métodos, técni-
cas, práticas, ferramentas e equipamentos. As 
instruções devem incluir informações ade-
quadas em uma forma adequada para o uso da 
pessoa fazendo o trabalho. (Instructions for 
accomplishing each task. These tasks must 
satisfy 14 CFR part 43, section 43.13(a), re-
garding methods, techniques, practices, tools, 
and equipment. The instructions should in-
clude adequate information in a form suitable 
for use by the person performing the work.)
•	 Disposições para revisões desenvolvidas pelo 
operador para referidas instruções devem ser 
incorporadas ao seu (operador) manual. (Pro-
visions for operator-developed revisions to 
referenced instructions should be incorporat-
ed in the operator’s manual.)
•	 Um sistema de registro de discrepancias e 
suas correções. (A system for recording dis-
crepancies and their correction.)
•	 Meios para a contabilização dos formularios 
2- 77
de trabalho após a conclusão da inspeção. 
Esses formularios são usados para satisfazer 
os requerimentos doCFR 14 parte 91, seção 
91.417, por isoo deve estar completo, legivel 
e identificavel para qual aeronave e especfica-
do para qual inspeção o mesmo se refere. (A 
means for accounting for work forms upon 
completion of the inspection. These forms are 
used to satisfy the requirements of 14 CFR part 
91, section 91.417, so they must be complete, 
legible, and identifiable as to the aircraft and 
specific inspection to which they relate.)
•	 Adaptações para as variações de equipamen-
tos e configurações entre as aeronaves da fro-
ta. (Accommodation for variations in equip-
ment and configurations between aircraft in 
the fleet.)
•	 Preparação para a transferencia uma aeronave 
de outro programa para o AAIP. (Provisions 
for transferring an aircraft from another pro-
gram to the AAIP.) 
O desenvolvimento do AAIP pode vir de uma das se-
guintes fontes: (The development of the AAIP may 
come from one of the following sources:)
•	 Adotar inteiramente a inspeção de aerona-
ve desenvolvida pelo fabricante. Entretanto, 
muitos programas de construtores não envol-
vem avionicos, equipamento de emergencia, 
utensílios, e instalações relacionadas que de-
vem ser incorporadas no AAIP. A inspeção 
desses itens e sistemas vai requerer adicionais 
ao programa, com o objetivo de garantir que 
estejam de acordo com as especificações da 
companhia aérea e conforme o aplicado no 
CFR 14. (An adoption of an aircraft manu-
facturer’s inspection in its entirety. However, 
many aircraft manufacturers’ programs do not 
encompass avionics, emergency equipment, 
appliances, and related installations that must 
be incorporated into the AAIP. The inspection 
of these items and systems will require addi-
tions to the program to ensure they comply 
with the air carrier’s operation specifications 
and as applicable to 14 CFR.)
•	 Uma versão modificada do programa do fabri-
cante. O operador pode modificar o programa 
de inspeção do fabricante para adaptar a suas 
necessidades. As modificações devem estar 
claramente identificadas e fornecer um nivel 
equivalente de segurança aos que o aprova-
do pelo programa do fabricante. (A modified 
manufacturer’s program. The operator may 
modify a manufacturer’s inspection program 
to suit its needs. Modifications should be 
clearly identified and provide an equivalent 
level of safety to those in the manufacturer’s 
approved program.) 
•	 Programa desenvolvido pelo operador. Esse 
tipo de programa é desenvolvido inteiramen-
te pelo operador. Ele deve incluir métodos, 
tecnicas e praticas e padrões necessarios para 
a realização adequada do programa. (An op-
erator-developed program. This type of pro-
gram is developed in its entiretyby the oper-
ator. It should include methods, techniques, 
practices, and standards necessary for proper 
accomplishment of the program.)
•	 Um programa contínuo de inspeção ja exis-
tente (CFR 14 parte 91.409(d)) pode ser utili-
zado como uma base para o desenvolvimento 
do AAIP. (An existing progressive inspection 
program (14 CFR part 91.409(d)) may be used 
as a basis for the development of an AAIP.) 
Como parte desse programa de inspeção, o FAA re-
comenda fortemente que um Programa de Proteção e 
Controle de Corrosão e um programa do tipo inspeção 
estrutural suplementar seja incluído. (As part of this 
inspection program, the FAA strongly recommends 
that a Corrosion Protection Control Program and a 
supplemental structural inspection type program be 
included.)
Um procedimento de revisão do programa deve ser 
incluído para que uma avaliação de qualquer revisão 
possa ser feita pelo operador antes de submetê-los a 
aprovação do FAA. (A program revision procedure 
should be included so that an evaluation of any revi-
sion can be made by the operator prior to submitting 
them to the FAA for approval.)
Devem ser estabelecidos procedimentos para a adminis-
tração do programa. Isso deve incluir: a definição das 
obrigações e responsabilidades para todo o pessoal en-
volvido no programa, agendando inspeções, registrando 
os suas realizações, e mantendo um arquivo completo de 
todos os formulários de trabalho. (Procedures for admin-
istering the program should be established. These should 
2- 78
include: defining the duties and responsibilities for all 
personnel involved in the program, scheduling inspec-
tions, recording their accomplishment, and maintaining 
a file of completed work forms.)
O manual do operador deve incluír uma seção que 
descreve claramente todo o programa, incluindo pro-
cedimentos para o agendamento do programa regis-
tros e responsabilidade para realização continua do 
programa. Essa seção serve para facilitar a adminis-
tração do programa pelo detentor do certificado e para 
direcionar suas realizações através da mecanica ou 
das estações de reparos. O manual do operador deve 
incluir instruções para o cumprimento das tarefas de 
manutenção ou inspeção. E uma lista das ferramentas 
e equipamentos necessarios para realizar a inspeção 
e o serviço de manutenção. (The operator’s manual 
should include a section that clearly describes the 
complete program, including procedures for program 
scheduling, recording, and accountability for con-
tinuing accomplishment of the program. This section 
serves to facilitate administration of the program by 
the certificate holder and to direct its accomplish-
ment by mechanics or repair stations. The operator’s 
manual should include instructions to accomplish the 
maintenance/ inspections tasks. It should also contain 
a list of the necessary tools and equipment needed to 
perform the maintenance and inspections.)
O FSDO da FAA providenciara a cada operador, 
quando ele for aprovado, The FAA FSDO will pro-
vide each operator with computer generated Opera-
tions Specifications when they approve the program.
Programa de Manutenção Continua de Aero-
navegabilidade (Continuous Airworthiness 
Maintenance Program (CAMP))
A definição de manutenção no CFR 14 parte 1 incluí 
inspeção. O programa de inspeção exigido para o 
CFR 14 parte 121 e 135 para as transportadoras aé-
reas é parte do Programa de Manutenção Continua de 
Aeronavegabilidade (CAMP). É um programa com-
plexo e que exige uma organização de pessoal expe-
riente e bem informado em aviação para implementa-
-lo. (The definition of maintenance in 14 CFR part 1 
includes inspection. The inspection program required 
for 14 CFR part 121 and part 135 air carriers is part of 
the Continuous Airworthiness Maintenance Program 
(CAMP). It is a complex program that requires an 
organization of experienced and knowledgeable avi-
ation personnel to implement it.) 
O FAA desenvolveu uma Circular Consultiva, AC 
120-16D Programa de Manutenção de Aeronave para 
Empresas Aéreas, que explica histórico e também os 
requisistos regulatórios do FAA para esses progra-
mas. A AC se aplica as empresas aéreas submetidas 
ao CFR 14 partes 119,121 e 135, e se aplica apenas a 
aeronaves com certificação de tipo com dez ou mais 
assentos de passageiros. (The FAA has developed an 
Advisory Circular, AC 120-16D Air Carrier Aircraft 
Maintenance Programs, which explains the back-
ground as well as the FAA regulatory requirements 
for these programs. The AC applies to air carriers sub-
ject to 14 CFR parts 119, 121, and 135. For part 135, 
it applies only to aircraft type certificated with ten or 
more passenger seats.) 
Qualquer pessoa esperando para colocar a sua aero-
nave nesse tipo de programa deve contatar o FSDO 
do FAA local para orientações. (Any person wanting 
to place their aircraft on this type of program should 
contact their local FAA FSDO for guidance.) 
Título 14 do CFR parte 125, seção 125.247, 
Inspeção (Title 14 CFR part 125, section 
125.247, Inspection)
Programas e Manutenção (Programs and 
Maintenance)
Essa regulamentação se aplica a aviões que tem ca-
pacidade de assento de vinte ou mais passageiros, ou 
uma capacidade de carga paga de seis mil libras ou 
mais. Programas de inspeção que podem ser aprova-
dos para uso, sobre essa parte do CFR 14 incluem, 
mas não são limitados a: (This regulation applies to 
airplanes having a seating capacity of 20 or more 
passengers or a maximum payload capacity of 6,000 
pounds or more. Inspection programs which may be 
approved for use under this 14 CFR part include, but 
are not limited to:)
1. Um programa de inspeção continua que é 
parte do programa continuo de aeronavega-
bilidade aprovado para uso pelo detentor de 
certificado sobre o CFR 14 parte 121 ou 135; 
(A continuous inspection program which is 
part of a current continuous airworthiness 
program approved for use by a certificate hol-
der under 14 CFR part 121 or part 135;)
2- 79
2. Programas de inspeção atualmente recomen-
dados pelo fabricante da aeronave e de seus 
motores, hélices, utensílios ou equipamentos 
de sobrevivencia e emergencia; ou (Inspec-
tion programs currently recommended by the 
manufacturer of the airplane, airplane engi-
nes, propellers, appliances, or survival and 
emergency equipment; or) 
3. Um programa de inspeção desenvolvido por 
um detentor de certificado sob o CFR 14 parte 
125. O avião operado sob esta parte não po-
dera operar a menos que: (An inspection pro-
gram developed by a certificate holder under 
14 CFR part 125. The airplane subject to this 
part may not be operated unless:)
•	 Os tempos para substituição para partes com 
tempo de vida útil especificado nas folhas de 
dados do certificado de tipo da aeronave, ou 
outro documento aprovado pelo FAA que es-
tejam de acordo; (The replacement times for 
life-limited parts specified in the aircraft type 
certificate data sheets, or other documents ap-
proved by the FAA are complied with;)
•	 Defeitos descobertos entre as inspeções, ou 
como resultado da inspeção, tenham sido cor-
rigidos de acordo com o CFR 14 parte 43; e 
(Defects disclosed between inspections, or as 
a result of inspection, have been corrected in 
accordance with 14 CFR part 43; and)
•	 O avião, incluindo fuselagem, motores da 
aeronave, hélices, utensilios, e equipamento 
de sobrevivencia e emergencia, e seus com-
ponentes, são inspecionados de acordo com 
o programa de inspeção aprovado pelo FAA. 
Essas inspeções devem incluir pelo menos o 
seguinte: (The airplane, including airframe, 
aircraft engines, propellers, appliances, and 
survival and emergency equipment, and their 
component parts, is inspected in accordance 
with an inspection program approved by the 
FAA. These inspections must include at least 
the following:)
•	 Instruções, procedimentos e padrões para a 
marca e modelo do avião, incluindo testes e 
cheques. Essas instruções e procedimentos de-
vem estabelecer em detalhe as partes e áreas 
dafuselagem, motores da aeronave, hélices, 
utensilios e equipamentos de sobrevivência e 
emergência que necessitam de inspeção. (In-
structions, procedures and standards for the 
particular make and model of airplane, includ-
ing tests and checks. The instructions and pro-
cedures must set forth in detail the parts and 
areas of the airframe, aircraft engines, propel-
lers, appliances, and survival and emergency 
equipment required to be inspected.)
•	 Um cronograma para a realização das ins-
peções que devem ser efetuadas sob o pro-
grama, expressado em termos de tempo de 
serviço, de calendário, número de operações 
do sistema, ou qualquer combinação desses. 
(A schedule for the performance of the in-
spections that must be performed under the 
program, expressed in terms of the time in 
service, calendar time, number of system op-
erations, or any combination of these.)
•	 O pessoal usado para realizar as inspeções 
exigidas pelo CFR 14 parte 125, devem ser 
autorizados para realizar a manutenção sob 
o CFR 14 parte 43. O avião sujeito a parte 
125 não deve operar a não ser que os motores 
instalados tenham passado por manutenção 
de acordo com os periodos de revisão reco-
mendado pelo fabricante ou um programa 
aprovado pelo FAA; os periodos de revisão 
dos motores são especificados nos programas 
de inspeção exigidos pelo CFR 14 parte 125, 
seção 125.247. (The person used to perform 
the inspections required by 14 CFR part 125, 
must be authorized to perform maintenance 
under 14 CFR part 43. The airplane subject 
to part 125 may not be operated unless the 
installed engines have been maintained in 
accordance with the overhaul periods recom-
mended by the manufacturer or a program ap-
proved by the FAA; the engine overhaul pe-
riods are specified in the inspection programs 
required by 14 CFR part 125, section 125.247.)
Inpeções de Helicópteros, motores a pistão 
e a Reação (Helicopter Inspections, Piston-
-Engine and Turbine-Powered)
Um helicoptero com motor a pistão pode ser inspe-
cionado de acordo com o escopo e detalhes do CFR 
14 parte 43 apendice D no caso de inspeção annual. 
2- 80
Entretanto, existem regras adicionais para inspeção 
de performance sob o CFR 14 parte 43, seção 43.15, 
exigindo que cada pessoa realizando a inspeção sob 
o CFR 14 parte 91 em um helicóptero deve inspe-
cionar os seguintes componentes adicionalmente de 
acordo com o manual de manutenção ou Instruções 
para Aeronavegabilidade Continua do fabricante no 
caso: (A piston-engine helicopter can be inspected in 
accordance with the scope and detail of 14 CFR part 
43, Appendix D for an Annual Inspection. However, 
there are additional performance rules for inspections 
under 14 CFR part 43, section 43.15, requiring that 
each person performing an inspection under 14 CFR 
part 91 on a rotorcraft shall inspect these additional 
components in accordance with
the maintenance manual or Instructions for Continued 
Airworthiness of the manufacturer concerned:) 
1. O eixo de transmissão ou sistema similar(The 
drive shaft or similar systems) 
2. A caixa de transmissão do rotor principal para 
defeitos óbvios (The main rotor transmission 
gear box for obvious defects);
3. O rotor principal e a seção central (ou área 
equivalente) (The main rotor and center sec-
tion (or the equivalent area))
4. O rotor auxiliar. (The auxiliary rotor.) 
O operador de um hélicoptero a reação (turbina) pode 
escolher em ter uma inspeção sob o CFR 14 parte 91, 
seção 91.409: )The operator of a turbine-powered he-
licopter can elect to have it inspected under 14 CFR 
part 91, section 91.409:)
1. Inspeção Anual (Annual inspection)
2. Inspeção de 100 horas (100-hour inspection)
3. Aplica-se a um helicóptero a reação quan-
do o operador escolhe a inspeção de acordo 
com o paragrafo da seção 91.409(e), quan-
to ao tempo (a) e (b) não se aplica. (Applies to 
turbine-powered rotorcraft when operator elects 
to inspect in accordance with paragraph section 
91.409(e), at which time (a) and (b) do not apply.) 
4. Uma inspeção progressiva. (A progressive 
inspection.) 
Quando realizando qualquer uma das inspeções aci-
ma, as regras adicionais de performance sob o CFR 
14 parte 43, seção 43.15, para helicópteros devem 
estar de acordo. (When performing any of the above 
inspections, the additional performance rules under 
14 CFR part 43, section 43.15, for rotorcraft must be 
complied with.)
Aeronaves Leve Esportiva, Para-quedas Ba-
listico, Controle de Mudança de Peso da Ae-
ronave (Light-Sport Aircraft, Powered Para-
chute, and Weight-Shift Control Aircraft)
Quando operando sob o certificado Experimental 
emitido com o propósito de Operar Aeronave Leve 
Esportiva, essa aeronave deve ter uma inspeção con-
dicional realizada uma vez a cada 12 meses. (When 
operating under an Experimental certificate issued for 
the purpose of Operating Light Sport Aircraft, these 
aircraft must have a condition inspection performed 
once every 12 months.)
A inspeção deve ser realizada por um reparador habi-
litado (aeronave leve esportiva) com uma manutenção 
classificada, e um mecanico propriamente avaliado, 
ou uma estação de reparos apropriada de acordo com 
os procedimentos de inpeção desenvolvidos pelo fa-
bricante ou uma pessoa autorizada pelo FAA. Adicio-
nalmente, se a aeronave é usada para compensação 
ou para rebocar um planadorvou um veículo ultrale-
ve sem motor, ou ainda, se é designada para realizar 
treinamentos, compensação ou contratada, ela deve 
ter sido inspecionada dentro das 100 horas preceden-
tes e retornado ao serviço de acordo com o CFR 14 
parte 43, por uma das pessoas listadas acima. (The 
inspection must be performed by a certificated repair-
man (light-sport aircraft) with a maintenance rating, 
an appropriately rated mechanic, or an appropriately 
rated repair station in accordance with the inspection 
procedures
developed by the aircraft manufacturer or a person 
acceptable to the FAA. Additionally, if the aircraft is 
used for compensation or hire to tow a glider or un-
powered ultralight vehicle, or is used by a person to 
conduct flight training for
compensation or hire, it must have been inspected 
within the preceding 100 hours and returned to ser-
vice in accordance with 14 CFR part 43, by one of the 
persons listed above.)