Resumo Peso e Balanceamento PLA

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P R E P A R A Ç Ã O P A R A B A N C A D A A N A C 
P I L O T O D E L I N H A A É R E A
P E R F O R M A N C E D E A V I Õ E S A J A T O
R E S U M O
P E S O & B A L A N C E A M E N T O
NEWTON SOLER SAINTIVE
P E S O S E S T R U T U R A I S
M.Z.F.W
Maximum Zero Fuel Weight
Peso Máximo Zero Combustível
Se o MZFW for excedido, a parte da estrutura que sofrerá mais efeito será a raiz da asa.
P E S O S O P E R A C I O N A I S
B.W OU E.W (PB)
Basic Weight ou Empty Weight
Peso Básico
B.O.W OU D.O.W (PBO)
Basic Operational Weight ou Dry Operating Weight
Peso Básico Operacional
O.W (PO)
Operational Weight
Peso Operacional
T.O.W (PAD)
Take Off Weight
Peso Atual de Decolagem
L.W (PAP)
Landing Weight
Peso Atual de Pouso
M.L.W (PMP)
Maximum Landing Weight
Peso Máximo de Pouso
→ É o peso máximo de acordo com as condições meteorológicas e da pista
→ Este peso não pode ser maior que o MLGW (Peso Máximo Estrutural de Pouso)
M.T.O.W (PMD)
Maximum Take Off Weight
Peso Máximo de Decolagem
E X E R C Í C I O
Se um avião sofrer um fator de carga superior ao máximo permissível, ele poderá sofrer uma deformação permanente.
A carga paga máxima que um avião pode transportar é a diferença entre o MZFW (PMZC) e o BOW (PBO).
O peso máximo estrutural de decolagem (MTOW) é o peso máximo de decolagem determinado pelo fabricante, e é limitado pela estrutura do avião.
Se o MZFW (PMZC) de um determinado avião for ultrapassado, ocorrerão esforços excessivos nas proximidades da raiz da asa.
O peso máximo de decolagem MTOW (PMD) calculado pelo DOV foi de 100.000 libras e o peso máximo de táxi MTW (PMT) foi de 101.000 libras, pode-se concluir que o consumo estimado de combustível no táxi será de 1.000 libras.
A diferença entre o ZFW (PAZC) e o BOW (PBO) chama-se carga paga.
O peso real ou“atual” de decolagem é dado pela soma entre o PAZC + Take Off Fuel (ZFW + TOF).
Somando-se o peso básico operacional com a carga paga “atual” de um vôo tem-se o PAZC (ZFW).
O peso real zero combustível (actual fuel weight) consiste do somatório do BOW (PBO) + Actual Pay Load.
Para se calcular o peso máximo de decolagem limitado pelo pouso deve-se somar o MLW + Trip Fuel.
O peso atual ou real de decolagem é calculado pela soma do PAZC + TOF.
A carga paga de uma aeronave é composta do peso dos PAX mais os pesos referentes à Correio + Bagagens + Carga.
O peso máximo zero combustível (MZFW) de uma aeronave limita o máximo de carga que ele poderá transportar.
O PMZC só poderá ser excedido com o combustível nos tanques das asas.
O Block Fuel é o peso total do combustível existente nos tanques antes de acionarem os motores.
B A L A N C E A M E N T O
→ O peso total do avião é a resultante dos pesos dos seus componentes que age no CG.
			
					Aeronave fica longitudinalmente instável
→ Com o CG atrás 			Menor sustentação
					Maior consumo de combustível
					Aumento da estabilidade longitudinal
→ Com o CG a frente		Diminuição da controlabilidade	
					Maior Arrasto
→ Quanto maior a sustentação, maior a velocidade de estol, assim que, a velocidade de estol será tanto maior quanto mais a frente estiver o CG.
→ O estabilizador móvel produz menos arrasto. Na decolagem o estabilizador é ajustado em relação à posição do CG.
E X E R C Í C I O
O centro de gravidade de um avião é o ponto de aplicação da resultante de todos os pesos.
Um corpo suspenso pelo seu CG ficará em equilíbrio.
Todos os movimentos de uma aeronave se processam em torno do seu CG.
É errado dizer que o CG de um avião varia de acordo com a posição do mesmo na terra.
A razão pela qual existe um limite traseiro do centro de gravidade se deve a instabilidade longitudinal da aeronave.
O avião A tem o CG na STA 280 e o centróide do tanque de combustível na STA 250. Ele decola com os tanques completamente abastecidos. Durante o vôo, com o consumo de combustível, pode-se esperar que os comandos fiquem mais “leves” e a estabilidade diminua.
O ponto que é o centro de aplicação do peso total da aeronave, é o CG.
Sempre que o CG estiver dentro dos limites do fabricante, o balanceamento será correto. No entanto, existe vantagem em trazê-lo para o limite traseiro ou próximo do mesmo.
Na decolagem, o estabilizador é ajustado em relação à posição do CG.
P E R F O R M A N C E
→ Nas grandes altitudes e velocidades a indicação do velocímetro é sempre superior à VE (Velocidade Equivalente / EAS), devido aos erros causados pela compressibilidade.
→ Quanto maior o fator de carga (L / W) maior a velocidade de estol.
→ Normalmente a velocidade de estol não é, realmente, a velocidade mínima de vôo, sobre ela são empregadas margens de segurança, tais como:
			a) 20% ou mais na decolagem
			b) 30% no cruzamento da cabeceira
E X E R C Í C I O
Numa manobra, a sustentação de um avião atinge 100 toneladas, sendo seu peso 50 toneladas. Seu fator de carga será de dois.
Ao nivel do mar em condições ISA, a velocidade aerodinâmica (V / TAS) vai ser igual a velocidade calibrada (Vc / CAS).
As duas tomadas de pressão do sistema pitot-estático são para medir as pressões estática e total.
O fator de carga limite de um avião é 2,5g. Com um peso de 100.000 lb, a sustentação máxima deverá ser de 250.000 lb.
A velocidade equivalente (VE / EAS) é a velocidade calibrada (CAS) corrigida para erro de compressibilidade.
A velocidade indicada de estol depende principalmente do peso e fator de carga.
Uma aeronave voando em alta velocidade ao entrar em uma área turbulenta recebe uma rajada com vento ascendente, neste caso, o fator de carga aumentará.
T E M P E R A T U R A
→ O RAM RISE é o aumento da temperatura devido à compressão do ar.
→ SAT: Static Air Temperature representa a temperatura do ar ambiente, imóvel, sem o RAM RAISE.
→ TAT: Total Air Temperature é a temperatura do ar em movimento e se relaciona com a SAT. Para se determinar a TAT é necessário descobrir a RAM RISE.
→ RAT: Ram Air Temperature é a temperatura do ar de impacto. É usada quando não se consegue determinar a RAM RAISE.
→ K: É o fator de recuperação do RAM RISE, que varia de 0,75 a 0,90.
→ Conclui-se que a TAT será sempre maior que a RAT, e tanto maior quanto menor for o valor do fator K.
→ O RAM RISE é proporcional ao quadrado do número de MACH.
E X E R C Í C I O
Devido ao atrito do ar e da compressibilidade, em vôo a TAT é sempre maior que a OAT (temperatura do ar externo).
O aumento da temperatura indicada, devido à fricção e compressibilidade dos filetes de ar no bulbo é denominada temperature rise.
A L T I T U D E S
→ O rádio altímetro é empregado para medir altitudes na aproximação com maior precisão.
→ 1013,25 ou 29,92 são ajustes QNE. Esta é a pressão atmosférica ao nível do mar na atmosfera padrão (ISA).
→ Quando um avião está pousando com ajuste QNH, a leitura do altímetro é exatamente igual à altitude verdadeira.
A L T I T U D E D E N S I D A D E
→ A altitude densidade tem como referencia não uma pressão, mas a variação da densidade do ar na atmosfera padrão. Esta altitude deve ser calculada a partir da altitude pressão e da temperatura do ar atmosférico com o auxílio de um computador.
SE A VARIAÇÃO DA TEMPERATURA = VARIAÇÃO NA ATMOSFERA
ENTÃO
A ALTITUDE PRESSÃO = ALTITUDE DENSIDADE
----------------------------------
SE A TEMPERATURA REAL > TEMPERATURA NA ATMOSFERA
ENTÃO
A ALTITUDE DENSIDADE > ALTITUDE PRESSÃO
-------------------------------------SE A TEMPERATURA REAL < TEMPERATURA NA ATMOSFERA
ENTÃO
A ALTITUDE DENSIDADE < ALTITUDE PRESSÃO
→ A performance da aeronave depende somente da altitude densidade!
I N F L U Ê N C I A D A M E T E O R O L O G I A
M U D A N Ç A D E P R E S S Ã O
A = Alta
B = Baixa
 PRESSÃO		 PRESSÃO
A			B	= 	AUMENTO DE ALTITUDE
B			A	=	DIMINUIÇÃO DE ALTITUDE
TEMP < ISA = ALTITUDE SUPERIOR A REAL
TEMP > ISA = ALTITUDE INFERIOR A REAL
E X E R C Í C I O
Um avião sobrevoa um aeródromo com altitude pressão de 6.000 pés. Sabendo-se que o QNH é 1015,2 hPa, a altitude indicada do avião no momento será de 6.060 ft.
1hPa = 30ft
1.013,2 – 1.015,2 = 2hPa
2hPa x 30ft = 60ft
Um avião voa no FL 060, num dia em que a OAT nesse nível é de 10ºC, podemos dizer que a altitude densidade é maior que 6.000 ft.
ISA +15ºC
2ºC x 6 = 12ºC a decrescer.
6.000ft → +15ºC – 12ºC = +3ºC
Está “+10ºC”, logo a temperatura real é maior que a temperatura
na atmosfera, então a altitude densidade é maior que altitude pressão
A altitude pressão indicada de um avião é 30.250 ft. O erro de posição mede – 25 ft. A altitude pressão do avião será 30.225 ft.
V E L O C I D A D E S
→ VEF é a velocidade de falha do motor crítico. É aquela que tem o maior impacto na performance.
→ VMCG é a velocidade mínima de controle no solo. É a velocidade na qual é possível retomar o controle do avião apenas com os recursos aerodinâmicos. A força no comando de leme de direção não pode superar 150 libras.
Altitude elevada
Temperatura elevada		→	VMCG é mínimo
CG à frente
Altitude baixa
Temperatura baixa		→	VMCG é máxima
CG atrás
→ VMCA é a velocidade mínima de controle no ar. Aqui emprega-se uma inclinação lateral de até 5º no sentido do motor operante. Esta inclinação reduzirá o gradiente de subida. Esta velocidade leva em consideração o CG na posição mais favorável.
→ V1 É a velocidade de decisão na qual o piloto, percebendo a falha do motor crítico, optará por continuar a decolagem ou abortá-la. Lembrar que a V1 não é a velocidade para se começar a tomar uma decisão. A decisão deverá ser tomada antes do avião atingi-la. Ela pode ser entendida como a velocidade de recolhimento da falha do motor crítico. A melhor decisão na V1 é PROSSEGUIR DECOLAGEM!
→ VR é a velocidade de rotação. Aqui atinge-se a V2 à 35 pés de altura. A VR não deve ser inferior a 1,05 da VMCA.
→ VMU é a velocidade mínima com manche livre.
→ VLOF é a velocidade no exato momento em que o avião deixa o solo. Relaciona-se com a VR. Ela não poderá ser inferior a 110% da VMU e com um motor inoperante à 1,05 da VMU. O limite superior da VLOF é a velocidade do pneu.
→ V2 é a velocidade de decolagem e subida. É a velocidade a ser atingida a 35 pés de altura sobre a pista e deve ser igual ou maior que 120% da velocidade de estol e 110% da VMCA.
→ VMBE é a velocidade máxima para iniciar a frenagem. Ela é crítica nos aeroportos com elevada altitude pressão, temperatura, pouco vento e peso elevado.
RESUMO
VR		≥	1,05 VMCA
VLOF		≥	110% VMU
VLOF mono	≥	1,05 VMU
V2		≥	110% VMCA
V2		≥	120% VS
VREF		≥	1,3 VSO
VAPP		≥	1,5 VSO (approach climb)
VLC		≥	1,3 VSO (landing climb)
 
L I M I T A Ç Õ E S
V1 ≥ VMCG 	→ Poderá manter a reta na decolagem sem um dos motores
V1 ≤ VMBE	→ Decisão de interromper a decolagem torna indispensável o uso dos freios
V1 ≤ VR	→ Se VR < V1 o piloto poderá abortar a decolagem após a rotação
→ No caso de uma arremetida na configuração “approach climb” a VSO não poderá exceder a VSO na configuração de aterragem em 110%.
→ Em aviões bimotores, o peso limitado pela pista é determinado pela perda de um motor na V1. No caso de um quadrimotor, o peso pode ser determinado pela decolagem normal ou abortagem, devido ao acréscimo de 15% na distância real de decolagem.
→ O comprimento máximo da clearway não pode ser superior à metade da pista nem a metade da distância horizontal percorrida pelo avião no Lift Off até atingir a altura de 35 pés.
→ A stopway não pode produzir danos estruturais à aeronave.
→ Na pista balanceada a distância de decolagem é igual à distância para acelerar e parar, neste caso a V1 e a pista seriam balanceadas, ou seja, o balanceamento é feito igualando a TOD à ASD requerida.
→ V1 pequena: Maior pista para decolagem com distância de parada menor.
→ V1 grande: Menor pista para decolagem com distância de parada maior.
→ O comprimento retificado será maior que o comprimento efetivo para decolagens com vento de proa e gradiente negativo.
→ Uma pista terá menor comprimento retificado quando tiver vento de cauda e gradiente positivo.
→ O comprimento de uma pista medido de uma cabeceira a outra, sem influência do vento, denomina-se comprimento real.
F A T O R E S Q U E I N F L U E N C I A M N O P M D
L I M I T A D O P E L A P I S T A
→ Com o comprimento da pista maior, o PMD também será maior.
→ Quanto maior a altitude pressão e temperatura, maior será a V1 VR e V2 e menor serão:
Densidade do ar
Tração do motor
Sustentação
Arrasto
PMD
→ Gradiente de pista é a diferença de altura entre as cabeceiras, dividida pelo comprimento da pista, sendo que 2% é o valor máximo permitido pela FAA.
EX:	COMPRIMENTO DE 2.000 M
	DIFERENÇA DE ALTURA 40M
	GRADIENTE = 2%
Gradiente positivo “subindo ladeira / up hill” → reduz o PMD
Gradiente negativo “ descendo ladeira / down hill” → aumenta o PMD
→ Condições de pista
Quando a espessura do slush ou da água for superior a 13mm, as decolagens não serão recomendadas.
→ Vento
Vento calmo influencia negativamente o PMD
Vento de proa aumenta o PMD
Vento de cauda diminui o PMD
→ Ângulos de ataque
Limite superior: Margem para não tocar a cauda no solo
Limite inferior: Aumenta a distância de aceleração, aumentando a pista e reduzindo o PMD.
→ Flap
Com flap o PMD aumenta, limitado pela pista.
Sem flap o PMD diminui, limitado pelos segmentos de decolagem.
→ Sistemas
Anti-Ice on e Ar Condicionado on → PMD reduzido
Anti-Skid inoperante → PMD reduzido
PMC (power management control) inoperante → PMD reduzido
→ Gelo
No avião → PMD reduzido
Na pista → PMD reduzido
→ Pressurização
On → PMD reduzido
Pelo APU → PMD aumentado
T R A J E T Ó R I A D E D E C O L A G E M
→ A trajetória de decolagem só começa após a aeronave atingir 35 pés e termina a 1.500 pés de altura sobre a pista.
1º segmento → 35 pés, inicia recolhimento do trem de pouso e termina após o total recolhimento.
2º segmento → Inicia-se logo após o recolhimento do trem de pouso e termina, no mínimo, a 400 pés. Neste segmento a aeronave ganha altura mais rapidamente. 
3º segmento → Recolhido o flap e aumento da velocidade para 1,25 da VS.
Segmento Final → Inicia a 400 pés acima da pista e termina em 1.500 pés.
D E C O L A G E N S C O M O B S T Á C U L O S
→ Se a aeronave perder o motor na V1 o procedimento a ser feito será:
Subir
Recolher o trem de pouso
Manter a configuração de decolagem até 400 pés
→ A Net Flight Path é um calculo de margem de segurança para subidas com obstáculos e corresponde aos seguintes gradientes de subida:
Bimotor	→ 0,8%
Trimotor	→ 0,9%
Quadrimotor	→ 1%
→ Na trajetória líquida todos os obstáculos devem ser ultrapassados com uma folga mínima de 35 pés.
→ Em uma situação de drift down, os regulamentos determinam que a passagem sobre os obstáculos que estejam a 8KM de cada lado da trajetória líquida prevista, seja feita a uma altura mínima de 600 metros.
→ O gradiente mínimo de subida utilizado por uma aeronave de 3 motores durante um procedimento de landing climb é de 3,2%.
→ Considerando-seapenas a trajetória de decolagem, a posição ótima do flap seria com ele recolhido.
→ Quando as reduções mandatárias pelos padrões de aeronavegabilidade são subtraídas na trajetória Gross, tem-se a trajetória líquida.
E X E R C Í C I O
A VMCG será máxima na condição de CG no limite traseiro.
O uso de flapes na decolagem aumenta o peso limitado pela pista, porém diminui o peso limitado pela trajetória de decolagem.
No PMD o efeito que se dá com um gradiente positivo (subindo ladeira) é PMD diminuído, pois aumenta a distância para decolagem.
No PMD o efeito que se dá com um gradiente negativo (descendo ladeira) é PMD aumentado, pois reduz a distância de decolagem.
É errado dizer que o gradiente máximo de subida de um bimotor no 2º segmento vale tal valor, pois não existe gradiente máximo, somente mínimo.
Uma pista com comprimento de 4.000 metros, a maior diferença permissível de altura de suas cabeceiras será de 80 metros, ou seja, 2%.
Se o comprimento de uma pista é de 4.000 metros, o comprimento efetivo poderá ser ≤ 4.000 metros.
 Um avião tem a VMCA = 100kt e VS = 95kt. A velocidade V2 mínima deverá ser de 114kt. (V2 ≥ 110% VMCA / V2 ≥ 120% VS)
A velocidade que deve ser menor ou igual a VR, igual ou maior a VMCG e igual ou menor que a VMBE é a V1.
A velocidade mínima de controle no solo (VMCG) diminui com o aumento da altitude.
A velocidade de rotação não pode ser inferior a 1,05 da VMCA.
A velocidade inicial de subida (V2) não pode ser inferior a 1,10 VMCA e 1,20 VS.
A trajetória de decolagem se estende do ponto de 35 pés de altura até o ponto de 1.500 pés de altura.
A distância de decolagem (TOD) é a distância do inicio da corrida até o ponto de 35 pés de altura.
A distância de aceleração e parada (ASD) é a soma da distância de aceleração até a V1 e da V1 até a parada total da aeronave.
Com o anti-skid inoperante, a distância requerida para acelerar e parar na decolagem abortada será aumentada.
O comprimento máximo da clearway disponível é 50% do comprimento de pista disponível.
O balanceamento é feito igualando a TOD à ASD requerida.
Selecionando um valor menor para V1 a ASD diminuirá e a TOD aumentará.
Com o freio inoperante a distância de parada a partir da V1 aumentará.
O segmento do trem estendido se estende do ponto de 35 pés ao ponto onde o trem de pouso está recolhido.
As condições no 2º segmento de subida são velocidade constante e flapes na posição de decolagem.
No 3º segmento ocorrem recolhimento do flape e aumento da velocidade.
O segmento final de decolagem se estende do ponto onde se alcança a velocidade final de decolagem e recolhimento do trem do flape até o ponto de 1.500 pés de altura.
As condições no segmento final de decolagem são flapes recolhidos e potência máxima continua.
Mudando o flape de decolagem de 15º para 5º, resultará em um comprimento de pista maior para a decolagem e uma subida melhor.
Quando a V1 for menor que a VMCG teremos que usar a V1 = VMCG.
Se uma pista mede 4.000 pés e tem um gradiente de 2%, a diferença de alturas entre suas cabeceiras é de 80 pés.
A pista A tem 2.500 metros de comprimento físico. Como não existem obstáculos próximos à cabeceira, podemos concluir que seu comprimento efetivo é igual a 2.500 metros.
A pista A tem 2.500 metros de comprimento físico. Seu gradiente é de 1% e não existem obstáculos próximos às cabeceiras. Podemos concluir que numa decolagem down hill, com vento de 10kt de proa, que seu comprimento retificado será maior que 2.500 metros, pois são os dois fatores que aumentam o comprimento.
A pista A tem 2.000 metros de comprimento, 1% de gradiente e possui obstáculos próximos às cabeceiras. Podemos concluir que numa decolagem up hill, sem vento, seu comprimento retificado será menor que 2.000 metros, pois esse comprimento não se modifica nessas situações.
Considerando-se apenas o climb limit, isto é, o peso de decolagem limitado pelos segmentos de subida, podemos afirmar que o PMD para uma altitude pressão e OAT será obtido com menos flap.
Se numa determinada etapa o PMD de um avião é limitado pela trajetória de decolagem, o DOV deverá selecionar pouco flap para melhor subida.
Durante uma decolagem, estabelecem-se certas velocidade, baseadas na perda do motor crítico (VEF), que é o que tem o maior impacto na performance e controlabilidade do avião. A perda de outro motor produzirá menores impactos, e, portanto, devemos manter as velocidades sem alterações.
A existência de um stopway melhora as condições de decolagem de um avião em relação à distância de aceleração e parada.
A existência de um clearway permite decolagem com maior peso desde que o fator limitante tenha sido distância de aceleração e decolagem.
A V2 mínima muda com a variação de VS e VMCA.
Stopway é um recurso utilizado para aumentar o peso de decolagem limitado pela função da distância de aceleração e parada.
Com o aumento do peso a V1 aumenta.
Uma pista terá maior comprimento retificado quando tiver vento de proa e gradiente negativo e menor comprimento retificado quando tiver vento de cauda e gradiente positivo.
A VR depende da temperatura, altitude e peso.
Quanto maior a altitude pressão, menor o PMD.
É errado dizer que nos gráficos de PMD, devemos considerar o componente de vento de través.
Quanto maior o atrito com o solo, menor a aceleração do avião e maior a pista necessária para a decolagem.
A VMCA é a velocidade calibrada na qual, quando o motor falhar inesperadamente, é possível recobrar o controle do avião e manter o vôo na direção pretendida, podendo ser empregada uma inclinação lateral de até 5º.
Será possível aumentar o PMD com flap de 5º se o PMD com flap de 15º for limitado pela trajetória de subida (pista de decolagem em excesso).
Será possível aumentar o PMD com flap 15º se o PMD com flap 5º for limitado pelo comprimento da pista.
Os fatores que podem reduzir o PMD são 2º segmento da trajetória de decolagem.
O comprimento efetivo de uma pista será igual ao seu comprimento retificado quando não houve vento e a pista tiver gradiente nulo.
Logo após a V1 uma aeronave a jato perde o motor na decolagem, o piloto deve prosseguir a decolagem como previsto.
No cálculo da acelerate-stop distance para decolagem de aeronaves turbinadas utiliza-se do comprimento da pista mais a stopway.
Tão logo uma aeronave consiga sair do solo, perde-se um dos motores. Nesse caso a inclinação máxima da asa será de até 5º.
M É T O D O S A C N - P C N
→ Foi desenvolvido pela ICAO para classificar a resistência de pavimentos para aeronaves com peso superior a 5.700 kg.
→ PCN significa resistência estrutural da pista.
→ ACN significa a classificação do peso da aeronave.
→ Sobrecargas são aceitáveis, porém:
Em pavimentos flexíveis o ACN tem que ser menor que 10% do PCN
Em pavimentos rígidos o ACN tem que menor que 5% do PCN
V2 VARIÁVEL – PERFORMANCE MELHORADA NA SUBIDA
I M P R O V E D C L I M B P E R F O R M A N C E
→ O Improved Climb Performance será empregado somente quando existir excesso de pista, ou seja, o peso de decolagem poderá ser aumentado.
→ Então aumenta-se:
V1
VR
V2 → esta será a velocidade que determinará o maior peso de decolagem.
I N F L U Ê N C I A D O F L A P N A D E C O L A G E M
→ Sabe-se que o emprego do flap aumenta o coeficiente de sustentação e de arrasto, porém diminui a VR, VLOF e a V2, sendo que:
A VR e a VLOF atingem-se mais rápido
→ Dois aviões com o mesmo peso, o que empregar mais flap decolará mais curto.
→ Num mesmo aeroporto, o avião com mais flap decolará com maior peso.
→ O flap não afeta nem a tração nem o peso do avião na subida, o que irá afetar e reduzir será o seu gradientede subida.
T I P O S D E S U B I D A
→ Os aspectos mais importantes a considerar na subida são os aspectos econômicos, por isso, depois da segurança a ênfase será nos seguintes itens:
Tempo de vôo reduzido
Custos baixos
Pequeno consumo de combustível
→ Itens secundários serão:
Menor tempo para o TOC
Maior ângulo de subida
Simplicidade de operação
C R U Z E I R O
CRUZEIRO DE MÁXIMO ALCANCE - MRC
→ Aqui o alcance específico é máximo
→ Voará o maior número de nm/lbs consumido
→ Estabilidade de velocidade pequena
→ Maior ajuste no motor
CRUZEIRO DE LONGO ALCANCE - LRC
→ Tem o alcance específico menor que o MRC em 1%
→ A velocidade é maior que a MRC de 3% a 5%
CRUZEIRO DE MÁXIMA AUTONOMIA
→ Maior número de horas de vôo
→ Consumo horário mínimo
CRUZEIRO DE VELOCIDADE MÁXIMA
→ Tração do EGT muito elevada
→ Menor vida útil do motor
→ Aumento de consumo
CRUZEIRO COM VELOCIDADE CONSTANTE
→ Tem a vantagem da simplicidade
CRUZEIRO ECONÔMICO
→ O custo por quilômetro percorrido é mínimo
F A T O R E S Q U E A F E T A M O A L C A N C E
A) ALTITUDE PRESSÃO
Nos aviões a jato o alcance especifico cresce nas grandes altitudes, porque esses motores são produtores de tração.
Com a mesma tração e com o consumo horário um pouco maior, nas grandes altitudes, o avião terá maior velocidade e maior alcance.
O arrasto será maior nas maiores altitudes.
A altitude ótima aumenta com a redução do peso.
B) VELOCIDADE
Quanto maior o peso do avião, maior a velocidade para obtenção do alcance máximo ou do longo alcance.
Na altitude ótima, o MACH para o LRC não dependerá do peso.
C) PESO
Pesos elevados diminuem o alcance específico.
Com o decréscimo do peso em vôo, o alcance específico aumenta.
Peso baixo em grandes altitudes → Alcance específico maior
Peso alto em grandes altitudes → Alcance específico menor
D) VENTO
Proa → reduz o alcance
Cauda → aumenta o alcance
C R U Z E I R O E C O N Ô M I C O / C U S T O S
→ O combustível será minimizado com o uso do MRC
→ Os itens:
Manutenção
Leasing			 MINIMIZADO COM A REDUÇÃO DO TV
Salários
Diárias
→ Já os itens:
Seguros
Taxa de embarque
Publicidade			 QUALQUER REGIME DE VÔO
Comissões
Alimentos
B U F F E T
→ O buffet ou vibrações, são causados pelo deslocamento dos filetes de ar nas asas do avião. Existem 2 tipos:
Buffet de alta		→	Causado pelo fluxo supersônico
Buffet de baixa	→	Causado pelo grande ângulo de ataque
Está associado à perda de sustentação
→ Stick shaker é um aviso artificial de estol conhecido também como stick pusher.
T U R B U L Ê N C I A
→ Os valores máximo permissíveis são de + 2,5G e -1.0G
→ A velocidade recomendada em situações de turbulência é de 280 knots.
→ A velocidade selecionada para se penetrar em ar turbulento deve ser suficientemente alta para que uma rajada ascendente não provoque o estol do avião.
A F U N D A M E N T O
→ Segundo do drift down, o regulamento determina que a aeronave ultrapasse os obstáculos que estão a 8km a pelo menos 2.000 pés (600 metros).
→ Se necessário for para baixar o peso, deve-se alijar combustível e o remanescente deve ser suficiente para prosseguir o vôo a uma altitude de chegada a 1.500ft e com 30 minutos de vôo de reserva.
D E S C I D A
→ Normalmente é fixada uma velocidade de descida que excede a de descida de custo mínimo para todos os aviões, a qual é de 20 a 30 nós maior que a velocidade de descida de custo mínimo.
P O U S O P E L O P E S O
→ Field Limit: Cruzar a cabeceira a 50 pés. Esta é a VREF que deverá ser igual a 1,3 VSO. A VSO deverá ser na configuração de pouso.
→ A distância demonstrada (parada completa com cruzamento de cabeceira a 50 pés) de pouso não pode exceder 60% da distância disponível. O comprimento deve ser aumentado em 15% se a pista estiver molhada.
→ Em relação a distância demonstrada de pouso, a distância necessária para a aterrissagem no AD de destino, para pista seca, equivale no mínimo a 167%.
→ VAPP = VREF + 5 knots (vento calmo)
→ VAPP = VREF + metade do vento de proa + rajada de no máximo 20 nós
P E S O P E L O G O A R O U N D
→ Considera-se 2 tipos:
Configuração de aproximação
Configuração de aterragem
→ A posição do flape não pode exceder 110% da velocidade de estol na configuração de aterragem.
→ A tração de decolagem na configuração de aterragem é aquela que está disponível 8 segundos após o movimento da manete de iddle para take off.
E X E R C Í C I O
O comprimento real de uma pista homologada para o avião A é 8.600 pés. A maior distância demonstrada de pouso será de 5.160ft, ou seja, 60%.
O peso de aterragem field limit de um avião com flap 15 na pista X é de 30t. Se ele pousar na mesma pista e nas mesmas condições atmosféricas com flape 30, o field limit passará a ser de 32t.
Na determinação de peso máximo de aterragem, normalmente são estudados os pesos limitados pela pista e mais pelos landing configuration e approach configuration.
A VREF é a velocidade de cruzamento de cabeceira na aterragem.
Na determinação do comprimento necessário para a pista de aterragem, o avião atinge a cabeceira numa altura de 50 pés.
O comprimento mínimo para aterragem de um avião, em pista seca, é de 4.000 pés. Se ela estiver molhada, deverá ser de 4.600ft, pois será acrescido em 15%.
A VREF deve ser maior ou igual a 1,3 VSO.
O PMP de um 737-300 no aeroporto X, flape 40, limitado pela pista, foi de 50t. Se fosse empregado flape 30, o PMP diminuiria abaixo de 50t devido ao menor limite da pista.
Em comparação com um avião “limpo”, o pouso com flape significa menores velocidades e menor distância demonstrada de pouso.
A velocidade utilizada na aproximação final para pouso e cujo valor depende do peso da aeronave e da posição do flape é a VREF.
A velocidade de approach climb deve ser igual ou superior a 1,5 VSO.
As condições no approach climb são flapes na posição de aproximação e trem de pouso recolhido.
A velocidade de landing climb deve ser igual ou superior a 1,3 VSO.
Para o aeroporto de destino a distância demonstrada de pouso é 60% do comprimento de pista disponível para pouso.
As condições no landing climb são flapes na posição de aterragem e trem de pouso baixado.
Com relação à condição de pista molhada a pista mínima será 115% da pista mínima seca.
Um avião tem a velocidade de estol, na configuração de pouso, de 100 nós, a sua VREF mínima deverá ser de 130 nós.
REDUÇÃO DA TRAÇÃO DE DECOLAGEM POR TEMPERATURA ASSUMIDA
→ Fluência, também conhecido como creep, é o crescimento das pás do motor. É mais intenso nas temperaturas elevadas.
→ Para atenuar o fenômeno creep emprega-se o assumed temperature reduce take off.
→ Para decolagem com tração reduzida só importa o peso máximo de performance de decolagem.
→ Pode-se reduzir até 25% da tração de decolagem.
→ A temperatura assumida não poderá ser empregada quando a pista estiver contaminada com água, neve, gelo, etc. ou quando o anti-skid/PMC estiverem inoperante ou ainda com WS.
→ O emprego da temperatura assumida aumenta a vida útil das turbinas
P L A N E J A M E N T O D E V Ô O
				 combustível
 ORIGEM									ALTERNATIVA
					 
		 DESTINO
							combustível
							etapa em LRC
R E D E S P A C H O / R E C L E A R E N C E
→ Para o cálculo de redespacho, são selecionados aeroportos intermediários, entre os aeroportos de origem e de destino.
→ O transporte desnecessário de combustível traz:
Aumento de consumo
Redução do disponível
→ O redespachofoi criado para permitir a redução do combustível de contingência para etapas longas.
→ O combustível mínimo para o destino é a soma dos seguintes fatores:
Voar de A para B
10% do combustível para voar do R (ponto de redespacho) para B
Combustível para arremeter em B e pousar em C
Combustível para voar 30 minutos a 1,500 pés
→ Quando o combustível para o primeiro plano (vôo até o destino final) for inferior ao combustível do 2º plano (vôo até o aeroporto intermediário), ele deve ser aumentado da diferença.
→ A legislação brasileira não permite o redespacho dentro do território brasileiro, somente nas viagens internacionais.
E S T A B I L I D A D E D E V E L O C I D A D E
REGIME LRC
→ Neste regime existe uma grande estabilidade de velocidade. Sempre que uma rajada modificar a velocidade do avião, haverá uma tendência de retornar à mesma.
REGIME MRC
→ Neste existe uma menor estabilidade, pois se houver rajada, o piloto necessitará fazer correções no motor.
T E S O U R A D E V E N T O
→ O windshear ocorre com mudança superior a 15 nós na VI e com variação de 500 ft/min na razão.
→ As conseqüências de uma WS são:
> VENTO DE PROA
< VENTO DE CAUDA
		< VENTO DE PROA
		> VENTO DE CAUDA
M I C R O B U R S T
→ É uma corrente descendente mais poderosa que a WS. Seu diâmetro é inferior a 4km com velocidade superior a 20 nós ou 36 km/h.
O abastecimento de combustível reduz a flexão das asas
AERONAVE VAZIA + FLUIDOS + POLTRONAS + EQUIPAMENTOS
PBO = PB + TRIPULAÇÃO COM BAGAGEM + COPAS
PO = PBO + COMBUSTÍVEL DE DECOLAGEM
PAD = SOMA PAZC + COMBUSTÍVEL DE DECOLAGEM
PAD = PO + CARGA PAGA
PAP = PAD – TRIP FUEL (COMBUSTÍVEL CONSUMIDO NA ETAPA)
→ O CG deve ficar sempre à frente do ponto neutro.
No balanceamento de uma aeronave a posição do CG e do CP normalmente é expressa como porcentagem do CMA, a partir do bordo de ataque.
Em uma recuperação, o estol de velocidade ocorrerá quando o piloto puxar o comando violentamente.
SAT = RAT = TAT
O segmento no qual se aumenta a velocidade é no 3º segmento.
A
C
combustível para arremetida
B
+ 30 minutos de órbita a 1.500 ft em máxima autonomia e + combustível referente a 10% do TV entre origem e destino. Chama-se combustível de contingência.
- VELOCIDADE AUMENTADA
- PITCH UP
- TENDÊNCIA DE SUBIDA
- PERDA DE VELOCIDADE
- PITCH DOWN
- RÁPIDA DESCIDA
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