RESUMO TEORIA DE VOO PP PC BANCA ANAC (TEORIA DE BAIXA)

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1 – CONCEITOS BÁSICOS: 
 VELOCIDADE: KT / KNOTS (MILHA NÁUTICA POR HORA) 
* VELOCIDADE INDICADA: [VI] LIDA DIRETAMENTE NO INSTRUMENTO 
* VELOCIDADE AERODINÂMICA: [VA/TAS] AUMENTA 2% DA VI PARA CADA 1.000ft (NÃO SE ALTERA COM VENTO!) 
 * VELOCIDADE DE SOLO: [VS/GS] VELOCIDADE EM RELAÇÃO AO SOLO (É A VA ALTERADA EM FUNÇÃO DO VENTO) 
* VELOCIDADE MÁXIMA: MAIOR VELOCIDADE POSSÍVEL NUM VOO NIVELADO. DIMINUI COM A ALTITUDE. (DEPENDE DO MOTOR E 
HELICE) 
* VELOCIDADE DE ESTOL: MENOR VELOCIDADE POSSÍVEL PARA MANTER O VOO NIVELADO 
* VELOCIDADE MÍNIMA: ACIMA DA VELOCIDADE DE ESTOL. É A MENOR VELOCIDADE POSSÍVEL PARA VOAR COM VELOCIDADE 
CONSTANTE. (DEPENDE DO MOTOR E DA HÉLICE) 
* VELOCIDADE DE MÁXIMO ALCANCE: PERMITE VOAR A MAIOR DISTÂNCIA EM RELAÇÃO AO COMBUSTÍVEL CONSUMIDO. [É A 
VELOCIDADE DE MELHOR PLANEIO/MENOR ÂNGULO DE DESCIDA] 
* VELOCIDADE DE MÁXIMA AUTONOMIA: [ECONÔMICA] PERMITE VOAR O MAIOR TEMPO POSSÍVEL 
A VELOCIDADE DE MÁXIMO ALCANCE É SEMPRE MAIOR QUE A VELOCIDADE DE MAXIMA AUTONOMIA, POIS PARA TER O MAIOR 
ALCANCE POSSÍVEL ELA PRECISA VOAR O MAIS LONGE POSSÍVEL ENQUANTO ESTA NO AR, LOGO A VELOCIDADE É MAIOR. A 
VELOCIDADE DE MAXIMA AUTONOMIA TEM O OBJETIVO DE MANTER A ACFT NO AR O MAIOR TEMPO POSSIVEL, REDUZINDO ENTAO O 
ALCANCE. 
* VELOCIDADE FINAL: VELOCIDADE MÁXIMA NUM MERGULHO. (DEPENDE DO PESO) 
*VELOCIDADE DE MÁXIMO ÂNGULO DE SUBIDA: PERMITE SUBIR O MAIS INCLINADO POSSÍVEL. 
*VELOCIDADE DE MÁXIMA RAZÃO DE SUBIDA: PERMITE SUBIR O MAIS VELOZ POSSÍVEL. 
ÁREA DA ASA MAIOR IMPLICA EM MAIOR SUSTENTAÇÃO, PORTANTO PERMITE MAIOR ÂNGULO DE SUBIDA. 
ÁREA DA ASA MENOR GERA MENOS ARRASTO PORTANTO PERMITE VELOCIDADES MAIORES, ENTÃO VEL. MAX. RAZÃO DE SUBIDA É 
MAIOR (PERMITE SUBIR VELOZ). 
VELOCIDADE LIMITE É A VELOCIDADE MÁXIMA PARA QUAL A ACFT FOI PROJETADA. 
 ALTITUDE: PÉS [FT] (100 PÉS = 30,48 METROS) 
 RAZÃO DE SUBIDA/DESCIDA: PÉS POR MINUTO (FT/MIN) 
DENSIDADE: MASSA POR UNIDADE DE VOLUME. (DO AR ISA = 1,225kg/m³) 
A DENSIDADE DEPENDE DA PRESSÃO, TEMPERATURA E UMIDADE (POIS O VAPOR DAGUA [MENOS DENSO] ALTERA A COMPOSIÇÃO GERAL). 
PRESSÃO: FORÇA POR UNIDADE DE ÁREA (1kgf/cm²) (PADRÃO = 1013hPa / 760mmHG) 
1. PRESSÃO ESTÁTICA: PRESSÃO DA ATMOSFERA PARADA. 
2. PRESSÃO DINÂMICA: PRESSÃO DO IMPACTO DO AR (AUMENTA COM A DENSIDADE E VELOCIDADE) 
3. PRESSÃO TOTAL: SOMA DA PRESSÃO ESTÁTICA + DINÂMICA 
ENERGIA: É TUDO CAPAZ DE REALIZAR TRABALHO. 
TORQUE: TUDO CAPAZ DE CAUSAR ROTAÇÃO. (FORÇAR UMA MANIVELA PRODUZ TORQUE NO EIXO [MOTOR E HÉLICE]) 
1 ENERGIA CINÉTICA: ENERGIA CONTIDA NUM CORPO EM MOVIMENTO 
2 ENERGIA POTENCIAL GRAVITACIONAL: ENERGIA QUE UM CORPO POSSUI DEVIDO AO PODER DE GRAVIDADE DA TERRA 
3 ENERGIA DE PRESSÃO: ENERGIA CONTIDA NUM FLUIDO SOBRE PRESSÃO. 
4 ENERGIA TÉRMICA: CALOR TRANSFORMADO EM TRABALHO (EX: COMBUSTÃO) 
FORÇA: PRODUTO DA MASSA x ACELERAÇÃO 
TRABALHO: PRODUTO DA FORÇA x DESLOCAMENTO (400KGF X 20m) 
POTÊNCIA: É O TRABALHO PRODUZIDO POR UNIDADE DE TEMPO. EXEMPLO: UM CAVALO LEVANTA UM PESO DE 76KGF POR 1 METRO 
EM 1 SEGUNDO. (1cv). 
 POTÊNCIA INDICADA: [IHP] É A POTÊNCIA DESENVOLVIDA PELOS GASES QUEIMADOS SOBRE O PISTÃO. (SERIA QUANTA 
FORÇA A COMBUSTÃO EXERCEU NO PISTÃO) 
 POTÊNCIA EFETIVA: [BHP] POTÊNCIA NO EIXO DA HÉLICE 
 POTÊNCIA NOMINAL: POTÊNCIA EFETIVA MÁXIMA PARA QUE O MOTOR FOI PROJETADO. (ESPECIFICAÇÃO DO MOTOR) 
 POTÊNCIA ÚTIL: [THP] POTÊNCIA REALMENTE GERADA PELA HÉLICE QUANDO APLICADO O TORQUE DO MOTOR. A HÉLICE 
CONVERTE A POTÊNCIA EFETIVA EM TRAÇÃO. 
* POTÊNCIA NECESSÁRIA: POTÊNCIA QUE O AVIÃO NECESSITA PARA MANTER O VOO NIVELADO NUMA DADA VELOCIDADE 
** POTÊNCIA DISPONÍVEL: POTÊNCIA ÚTIL MÁXIMA QUE O MOTOR PODE FORNECER 
ACELERAÇÃO: VARIAÇÃO DA VELOCIDADE POR UNIDADE DE TEMPO. (Ex.: UM CARRO DURANTE 10 SEGUNDOS ACELERANDO ATINGIU 
40m/s², SUA ACELERAÇÃO FOI DE 4m/s²) 
DA GRAVIDADE: 9,80665 m/s² 
1ª LEI DE NEWTON: INÉRCIA. 
2ª LEI DE NEWTON: ACELERAÇÃO É PROPORCIONAL A FORÇA E INVERSAMENTE PROPORCIONAL A MASSA. OU SEJA, QUANTO MAIS 
FORÇA MAIOR A ACELERAÇÃO E QUANTO MAIS MASSA MENOR A ACELERAÇÃO. 
3³ LEI DE NEWTON: AÇÃO E REAÇÃO 
VENTO ABSOLUTO: VENTO ATMOSFÉRICO; EM RELAÇÃO À TERRA. 
VENTO RELATIVO: VENTO EM RELAÇÃO A UM OBJETO. 
VETOR: POSSUI INTENSIDADE, DIREÇÃO E SENTIDO. 
 SENTIDO: ESQUERDA PARA DIREITA SENTIDO: DIREITA PARA ESQUERDA 
 DIREÇÃO: INCLINADO DIREÇÃO: INCLINADO 
IMPORTANTE NOTAR QUE OS DOIS POSSUEM A MESMA DIREÇÃO, PORÉM SENTIDOS OPOSTOS. 
TEMPERATURA: DE ºC PARA ºK, BASTA SOMAR 273. EX.: DOBRO DE 27ºC. PARA CALCULAR O DOBRO, É PRECISO CONVERTER PARA K. 
PORTANTO: 27ºC + 273 = 300ºK -> O DOBRO É 600ºK. PARA VOLTAR EM ºC, SUBTRAI 273. ENTÃO: 600ºK - 273 = 327ºC. 
ALTITUDE INDICADA: ALTITUDE EM RELAÇÃO AO NÍVEL DO MAR CORRIGIDA PARA O QNH. [EP = (QNH – QNE) X 30] 
ALTITUDE DENSIDADE: ALTITUDE CORRIGIDA PARA O ERRO DE TEMPERATURA. [AD = AP + 100 X (T – ISA)] 
ALTITUDE VERDADEIRA: ALTITUDE REAL DA ACFT EM RELAÇÃO AO MSL, CORRIGIDA PARA TEMPERATURA E PRESSÃO. AV = AP + EC 
EC = EP + ET -> [EP = (QNH – QNE) X 30] / [ET = (T – ISA) X 0,4 X FL] 
ALTITUDE PRESSÃO: ALTITUDE EM RELAÇÃO AO NÍVEL DE PRESSÃO PADRÃO 1013,2 hPa. (QNE) 
TUBO DE VENTURI: TEOREMA DE BERNOULLI: UM TUBO POSSUI UM ESTRANGULAMENTO NO INTERIOR, AUMENTANDO A 
VELOCIDADE DO AR, CONSEQUENTEMENTE DIMINUINDO A PRESSÃO ESTÁTICA E AUMENTANDO A PRESSÃO DINÂMICA (A PRESSÃO 
TOTAL SE MANTÉM, POIS É A SOMA DAS DUAS). O TUBO DE VENTURI É APLICADO POR EXEMPLO EM UM CARBURADOR. 
O TUBO DE PITOT SERVE PARA TOMADA DE PRESSÃO (QUEM MEDE A VELOCIDADE É O VELOCIMETRO) 
 GEOMETRIA: 
ELEMENTOS DE UMA ASA: 
1 – ENVERGADURA: DISTÂNCIA ENTRE AS DUAS PONTAS DE ASA 
2 – CORDA: DISTÂNCIA ENTRE O BORDO DE ATAQUE E O BORDO DE FUGA 
 *ALONGAMENTO: É A RAZÃO (DIVISÃO) ENTRE A ENVERGADURA E A CMG. (AL = B/CMG). ALONGAMENTO = ENVERGADURA / CORDA 
QUANTO MAIOR O ALONGAMENTO, MAIOR A SUSTENTAÇÃO E MENOR O ARRASTO (INDUZIDO). 
 
CORDA MÉDIA GEOMÉTRICA: [CMG] LINHA DE CURVATURA MÉDIA (LINHA MÉDIA), DIVIDE O AEROFÓLIO EM DUAS PARTES IGUAIS. 
CORDA MÉDIA AERODINÂMICA: [CMA] LINHA QUE SERVE DE APOIO PARA O CP (CENTRO DE PRESSÃO) E PARA A RA (RESULTANTE 
AERODINÂMICA) 
CENTRO DE PRESSÃO: [CP] É ONDE A RESULTANTE AERODINÂMICA RA APLICA SUA FORÇA, FORÇANDO A ASA/AEROFÓLIO PARA CIMA E PARA 
TRÁS. O CP SE DESLOCA NA CMA EM UM PERFIL ASSIMÉTRICO. EM UM PERFIL SIMÉTRICO, NÃO HÁ DESLOCAMENTO DO CP. 
PONTO NEUTRO: [PN] A ACFT POSSUI SUSTENTAÇÃO TANTO NA ASA QUANTO NO ESTABILIZADOR, PORTANTO HÁ UM CP NA ASA E OUTRO CP 
NO ESTABILIZADOR, CADA UM LEVANTANDO O SEU AEROFÓLIO. PORTANTO, ENTRE OS DOIS, EXISTE O PONTO NEUTRO [PN] QUE SERIA A 
RESULTANTE DAS DUAS SUSTENTAÇÕES, QUE SERIA RESPONSÁVEL POR “ERGUER” O AVIÃO. 
CENTRO DE GRAVIDADE [CG]: É O ENCONTRO DOS TRÊS EIXOS IMAGINÁRIOS (LONGITUDINAL, VERTICAL E LATERAL), ONDE É DEPOSITADO O 
PESO DO AVIÃO. 
 POSIÇÃO DO CG: O PN ATUA PARA CIMA, E O CG PARA BAIXO. PORTANTO, O CG DEVE SEMPRE FICAR À FRENTE DO PN, POIS DESTA 
FORMA, A TENDÊNCIA DO AVIÃO SERÁ ABAIXAR O NARIZ E LEVANTAR A CAUDA, COM ISSO ELE GANHA VELOCIDADE E AUMENTA A 
SUSTENTAÇÃO, TENDENDO A RETORNAR PARA O VOO NIVELADO, CARACTERIZANDO CONDIÇÃO DE ESTABILIDADE LONGITUDINAL. 
 
EIXOS IMAGINÁRIOS: 
 EIXO LONGITUDINAL: É O EIXO QUE PASSA DA CAUDA AO NARIZ DO AVIÃO, RESPONSÁVEL PELOS MOVIMENTOS DE 
ROLAGEM/BANCAGEM 
 EIXO LATERAL: EIXO QUE VAI DE UMA PONTA A OUTRA DA ASA, RESPONSÁVEL PELOS MOVIMENTOS DE ARFAGEM/TANGAGEM 
(CABRAR/PICAR) 
 EIXO VERTICAL: EIXO QUE PASSA EXATAMENTE DE CIMA PARA BAIXO, RESPONSÁVEL PELOS MOVIMENTOS DE GUINADA. 
AEROFÓLIOS: PRODUZEM FORÇA ÚTIL AO VOO (ASA, HÉLICE, ESTABILIZADOR) 
SUPERFÍCIES AERODINÂMICAS: POSSUEM POUCA RESISTÊNCIA AO AVANÇO, MAS NÃO PRODUZ FORÇA ÚTIL AO VOO (SPINNER, 
CARENAGEM DA RODA) 
SUPERFÍCIES DE CONTROLE: 
 PRIMÁRIAS: LEME, PROFUNDOR E AILERON (SÃO AS PRINCIPAIS) 
 SECUNDÁRIAS: COMPENSADORESOU TABS 
 
IMPORTANTE SALIENTAR QUE OS COMPENSADORES ATUAM DE FORMA CONTRÁRIA AS SUPERFÍCIES PRIMÁRIAS. EX: PARA MANTER O 
NARIZ PARA CIMA, O COMPENSADOR DO PROFUNDOR ATUA PARA BAIXO, POIS DESTA FORMA AUMENTA A SUSTENTAÇÃO NO 
PROFUNDOR E O LEVANTA. 
 
 
 
NOTA: O LEME É A MAIOR SUPERFÍCIE DE CONTROLE! 
SUPERFÍCIES DE CONTROLE COMPENSADAS: SÃO SUPERFÍCIES DE CONTROLE QUE UTILIZAM COMPENSAÇÃO AERODINÂMICA. EX: AO 
CURVAR PARA A ESQUERDA, O AILERON DA ESQUERDA SOBE E O DA DIREITA DESCE, PORÉM, ESTE QUE DESCE PROVOCA MAIS 
ARRASTO QUE O QUE SOBE, GERANDO UMA GUINADA PARA O CONTRÁRIO DA CURVA (DIREITA/GUINADA ADVERSA). ISSO PODE SER 
EVITADO COM O ACIONAMENTO DOS PEDAIS, OU COM SUPERFICIES QUE POSSUAM EIXO DESLOCADO (AILERON TIPO FRISE) OU COM 
ÂNGULOS DIFERENTES (AILERON DIFERENCIAL). POR EXEMPLO, ENQUANTO UM DESCE 20º O OUTRO SOBE 30º PARA COMPENSAR. 
EMPENAGEM: ÁREA DO ESTABILIZADOR VERTICAL/HORIZONTAL: SERIA A DERIVA (ESTABILIZADOR VERTICAL), LEME, ESTABILIZADOR 
HORIZONTAL E PROFUNDOR. 
1 - COEFICIENTE DE SUSTENTAÇÃO: CAPACIDADE DE UM AEROFÓLIO PRODUZIR SUSTENTAÇÃO. O CL VARIA COM O FORMATO DO 
AEROFÓLIO E O COM O ÂNGULO DE ATAQUE. CLs negativos representam voos de dorso. 
2 – COEFICIENTE DE ARRASTO: TAMBÉM 
CD E CL VARIAM COM ÂNGULO DE ATAQUE 
1 – SUSTENTAÇÃO: [L] É A COMPONENTE DA RESULTANTE AERODINÂMICA PERPENDICULAR À DIREÇÃO DO VENTO RELATIVO. (OU SEJA, 
NEM SEMPRE É VERTICAL, SE A ACFT ESTIVER INCLINADA, O VENTO RELATIVO TB ESTARÁ, E A SUSTENTAÇÃO ACOMPANHARÁ) 
PORTANTO, A AFIRMAÇÃO “A SUSTENTAÇÃO É A COMPONENTE VERTICAL DA RA” ESTÁ ERRADA, POIS NÃO É VERTICAL, MAS SIM 
PERPENDUCULAR AO VENTO RELATIVO! 
 
 
 
L = ½ ρ . V² . S . CL 
 (SUSTENTAÇÃO = MEIA DENSIDADE x VELOCIDADE² X ÁREA DA ASA x COEFICIENTE DE SUSTENTAÇÃO) 
ARRASTO: [D] É A COMPONENTE DA RESULTANTE AERODINÂMICA PARALELA AO VENTO RELATIVO. O ARRASTO NÃO VARIA COM A 
ALTITUDE! 
D = ½ ρ . V² . S . CD 
 (DRAG = MEIA DENSIDADE x VELOCIDADE² X ÁREA DA ASA x COEFICIENTE DE ARRASTO) 
O CD É PARA CORRIGIR OS EFEITOS DE VISCOSIDADE DO AR 
SE A VELOCIDADE FICAR 2X MAIOR, A SUSTENTAÇÃO E O ARRASTO FICAM 4X MAIORES! 
 
L RA 
D 
IMPORTANTE LEMBRAR QUE CL E CD JÁ POSSUEM IMPLÍCITO O ÂNGULO DE ATAQUE E O FORMATO DO AEROFÓLIO! PORTANTO, PODE-SE 
DIZER QUE: 
1- A SUSTENTAÇÃO E O ARRASTO DEPENDEM DE: DENSIDADE, VELOCIDADE, ÁREA DA ASA, [ÂNGULO DE ATAQUE E FORMATO DO 
AEROFÓLIO] -> OU COEFICIENTE DE SUSTENTAÇÃO/ARRASTO. 
2- A SUSTENTAÇÃO E O ARRASTO SÃO DIRETAMENTE PROPORCIONAIS AO: MESMO DA FÓRMULA, PORÉM, AO QUADRADO DA 
VELOCIDADE! 
3- NÃO EXISTEM 3 FORÇAS ATUANDO NO AEROFÓLIO, SOMENTE 1, QUE É A RESULTANTE AERODINAMICA (QUE PODE SER 
DECOMPOSTA EM SUSTENTAÇÃO E ARRASTO) 
4- A DENSIDADE DO AR DEPENDE DE PRESSÃO, TEMPERATURA E UMIDADE. 
ARRASTO INDUZIDO: DIFERENÇA DE PRESSÃO ENTRE O INTRADORSO E O EXTRADORSO DO PERFIL, QUE RESULTA NUM 
TURBILHONAMENTO NA PONTA DE ASA FAZENDO COM QUE A PRESSÃO ESCAPE DE BAIXO PRA CIMA. ISSO REDUZ A SUSTENTAÇÃO, 
SENDO NECESSÁRIO AUMENTAR O ÂNGULO DE ATAQUE, QUE GERA O ARRASTO INDUZIDO. (É MAIOR EM BAIXAS VELOCIDADES PELA 
NECESSIDADE DE MAIORES ÂNGULOS DE ATAQUE) 
ARRASTO PARASITA [DP]: SERIA O ARRASTO COMPLETO DO CORPO SE DESLOCANDO NO AR 
DP = 1,28 . (½ ρ . A . V²) 
ÁREA PLANA EQUIVALENTE: É A ÁREA PLANA DE UMA PLACA PERPENDICULAR AO VENTO RELATIVO CUJO ARRASTO É EQUIVALENTE AO 
ARRASTO PARASITA DO AVIÃO. 
RELAÇÃO L/D: DIVISÃO DA SUSTENTAÇÃO PELO ARRASTO. 
 
PESO: [W] SEMPRE SERÁ VERTICAL! 
. 
 
 
 
DISPOSITIVOS HIPERSUSTENTADORES: SÃO RESPONSÁVEIS POR AUMENTAR O A SUSTENTAÇÃO E PERMITIR MAIORES ÂNGULOS DE 
ATAQUE EM MENORES VELOCIDADES. FLAPS, SLATS E SLOTS. GERALMENTE SE COLOCAM SLOTS NAS PONTAS DAS ASAS PARA REDUZIR 
O STALL DE PONTA DE ASA (QUE AFETARIA OS AILERONS). OS FLAPS TAMBÉM SÃO CONSIDERADOS FREIOS AERODINÂMICOS, POIS 
AUMENTAM O ARRASTO DO AEROFÓLIO. 
ÂNGULOS: 
1. ÂNGULO DE ATAQUE: ÂNGULO FORMADO ENTRE A LINHA DE CORDA E O VENTO RELATIVO. 
1.1 ÂNGULO DE ATAQUE NULO: O ÂNG. DE ATAQUE SERÁ NULO QUANDO O VENTO RELATIVO SOPRAR PARALELO A CORDA 
DO AEROFÓLIO. 
1.2 ÂNGULO DE ATAQUE CRÍTICO: QUANDO O ÂNGULO DE ATAQUE AUMENTA ATÉ ATINGIR O CL E CD MÁXIMOS. (TAMBÉM 
CONHECIDO POR ÂNGULO DE SUSTENTAÇÃO MÁXIMA, ÂNGULO DE ESTOL OU ÂNGULO DE PERDA). ULTRAPASSANDO ESTE 
ÂNGULO, SE ENTRA EM ESTOL. 
2. ÂNGULO DE INCIDÊNCIA: ÂNGULO ENTRE A LINHA DE CORDA E O EIXO LONGITUDINAL. NÃO SE ALTERA. 
3. ÂNGULO DE ATITUDE: ÂNGULO FORMADO ENTRE O EIXO LONGITUDINAL DA ACFT E A LINHA DO HORIZONTE. 
4. ÂNGULO DE SUBIDA/DESCIDA: ÂNGULO FORMADO ENTRE A TRAJETÓRIA ASCENDENTE/DESCENDENTE DA AERONAVE E A 
LINHA DO HORIZONTE. APÓS A DECOLAGEM O AVIÃO DEVE SUBIR COM O MÁXIMO ÂNGULO DE SUBIDA, A FIM DE EVITAR 
OBSTÁCULOS (SUBIDA ÍNGREME) 
5. ÂNGULO DE PLANEIO: ÂNGULO FORMADO ENTRE A TRAJETÓRIA DESCENDENTE DE UMA AERONAVE SEM MOTOR E A LINHA 
DO HORIZONTE. 
 VELOCIDADE: DEVE SER UTILIZADA A VELOCIDADE DE MÁXIMO ALCANCE (CONHECIDA COMO VELOCIDADE DE 
MENOR ÂNGULO DE DESCIDA) 
 VENTO DE PROA: NO PLANEIO, O VENTO DE PROA AUMENTA O ÂNGULO DE PLANEIO E REDUZ O ALCANCE, 
MAS NÃO ALTERA A RAZÃO DE DESCIDA. 
 VENTO DE CAUDA: NO PLANEIO, O VENTO DE CAUDA DIMINUI O ÂNGULO DE PLANEIO E AUMENTA O ALCANCE, 
MAS NÃO ALTERA A RAZÃO DE DESCIDA. 
 PESO: NÃO INFLUI NO ALCANCE NEM NO ÂNGULO DE PLANEIO, MAS RESULTAM EM UMA VELOCIDADE MAIS 
RAPIDA E MAIOR RAZÃO DE DESCIDA. 
L 
W 
 ALTITUDE: MESMA COISA DO PESO, NÃO INFLUI NO ÂNGULO NEM ALCANCE, MAS AUMENTA A VELOCIDADE 
AERODINAMICA PELO AR RAREFEITO E A RAZÃO DE DESCIDA. PORÉM, APESAR DE NÃO “INFLUENCIAR” NA 
ALTERAÇÃO DO ÂNGULO, UMA ALTITUDE MAIS ALTA GARANTE MAIOR ALCANCE, POIS TERÁ “MAIS ESPAÇO 
VOANDO”. 
PASSO DE HÉLICE: É A DISTÂNCIA QUE A HÉLICE DEVERIA PERCORRER. 
HÉLICE DE PASSO FIXO: NÃO PERMITE ALTERAÇÃO DO PASSO, APRESENTA EFICIÊNCIA MÁXIMA SOMENTE NO REGIME DE RPM E 
VELOCIDADE PARA QUAL FOI PROJETADA. 
HÉLICE DE PASSO AJUSTÁVEL: PODE SER AJUSTADA NO SOLO COM FERRAMENTAS. 
HÉLICE DE PASSO CONTROLÁVEL/VARIÁVEL: PODE SER AJUSTADA EM VOO. 
 MANUAL: O PILOTO COMANDA O PASSO 
 CONTRAPESOS: O PASSO É AJUSTADO AUTOMATICAMENTE COM CONTRAPESOS QUE ATUAM SOB A FUNÇÃO CENTRÍFUGA 
 GOVERNADOR: O PASSO É CONTROLADO AUTOMATICAMENTE ATRAVÉS DE MECANISMO HIDRÁULICO OU ELÉTRICO. 
NOTA: O GOVERNADOR NÃO EXCLUI O COMANDO DO PILOTO. AO SELECIONAR A RPM DESEJADA, O GOVERNADOR TRABALHA PARA MANTÊ-
LA INDEPENDENTE DO REGIME DE VOO, SEM NECESSITAR ALTERAÇÕES CONSTANTES NA MANETE PARA MANTER A RPM DESEJADA. 
1. PASSO TEÓRICO: PASSO QUE A HÉLICE DEVERIA PERCORRER COMO UM PARAFUSO 
2. PASSO EFETIVO OU AVANÇO: PASSO QUE A HÉLICE REALMENTE PERCORREU 
3. RECUO: A DIFERENÇA ENTRE O TEÓRICO E O EFETIVO (O QUANTO A HÉLICE DEIXOU DE PERCORRER) 
PASSO MÍNIMO: MÍNIMA TORÇÃO DA HÉLICE. MANEJA POUCA QUANTIDADE DE AR, POSSIBILITANDO ALTAS ROTAÇÕES E SENDO O 
IDEAL PARA DECOLAGEM. 
PASSO MÁXIMO: MÁXIMA TORÇÃO DA HÉLICE. MANEJA GRANDE QUANTIDADE DE AR, POR ISSO REDUZ A RPM E É IDEAL PARA VOOS 
DE CRUZEIRO EM ALTITUDE. 
EFICIÊNCIA OU RENDIMENTO DA HÉLICE: É A RAZÃO (DIVISÃO) ENTRE A POTÊNCIA ÚTIL (TRAÇÃO) E A POTÊNCIA EFETIVA (EIXO). 
EXEMPLO: POTENCIA ÚTIL 75hp; POTENCIA EFETIVA 100hp; 75/100 = 0,75 OU 75%. 
EFEITO TORQUE: O AVIÃO GIRA NO SENTIDO CONTRÁRIO AO DE ROTAÇÃO, POIS A HÉLICE GERA UMA ESTEIRA EM ESPIRAL QUE 
EMPURRA A DERIVA DO AVIÃO. 
EFEITO GIROSCÓPICO: EFEITO DE PRECESSÃO, AO INCLINAR UMA HÉLICE GIRANDO ELA TENDE A VIRAR PARA O LADO. 
FATOR P: QUANDO O VENTO AGE DE MANEIRA QUE UM LADO DA HELICE PRODUZA MAIS TRAÇÃO, FAZENDO O AVIÃO TENDER PARA 
O LADO CONTRÁRIO. 
VOO HORIZONTAL: NO VOO HORIZONTAL, COM VELOCIDADE CONSTANTE, AS FORÇAS ATUANTES SE ANULAM. L = W / T = D 
VOO PLANADO: 1. O FLAP NUM VOO PLANADO REDUZ O ALCANCE E AUMENTA O ÂNGULO DE PLANEIO. 
 2. O PESO NÃO INFLUENCIA NO ÂNGULO DE PLANEIO, SOMENTE NA VELOCIDADE DE PLANEIO. 
 3. O VENTO DE PROA AUMENTA O ÂNGULO DE PLANEIO, REDUZ ALCANCE, MAS NÃO ALTERA A RAZÃO DE DESCIDA. 
4. O VENTO DE CAUDA DIMINUI O ÂNGULODE PLANEIO E AUMENTA O ALCANCE. 
5. AUMENTANDO A ALTITUDE, A ACFT TEM O MESMO ÂNGULO DE PLANEIO, PORÉM MAIOR VELOCIDADE (VA) E MAIOR RAZÃO DE 
DESCIDA. 
 
AO AUMENTAR A VELOCIDADE É PRECISO DIMINUIR O ÂNGULO DE ATAQUE, PARA QUE A ACFT NÃO GERE MAIS SUSTENTAÇÃO E SUBA. 
(LEMBRAR QUE A SUSTENTAÇÃO É PROPORCIONAL AO QUADRADO DA VELOCIDADE). 
 AO DUPLICAR A VELOCIDADE, A SUSTENTAÇÃO QUADRUPLICA. 
A MENOR VELOCIDADE POSSÍVEL PARA O VOO RETO E NIVELADO É A VELOCIDADE DE ESTOL. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
MACETE PARA QUESTÕES SOBRE VELOCIDADE (VALE PARA TODAS, INCLUSIVE MÁXIMO ALCANCE, MAS NÃO VALE PRA VELOCIDADE 
MÁXIMA EM SÍ). 
VEÍCULO POLICIAL PERSEGUE ALIENÍGENAS CARREGADOS DE ARMAS CÓSMICAS 
 
 
 
VELOCIDADE DENSIDADE 
POTÊNCIA ÁREA DA ASA 
PESO COEFICIENTE DE SUSTENTAÇÃO 
ALTITUDE 
CARGA ALAR (PESO DIVIDIDO PELA ÁREA DA ASA W/S) 
PARA VALER P/ VELOCIDADE MÁXIMA, PERMUTE PESO E ALTITUDE COM DENSIDADE. 
TETO ABSOLUTO: NÃO É POSSIVEL MANTER RAZÃO DE SUBIDA POSITIVA 
TETO PRÁTICO: ONDE A ACFT AINDA CONSEGUE MANTER PELO MENOS 100ft/min 
 VOO EM CURVA: 
 QUANTO MAIS RÁPIDO: MAIOR A INCLINAÇÃO NECESSÁRIA 
 QUANTO MAIS INCLINADO: MAIOR A SUSTENTAÇÃO NECESSÁRIA (AUMENTA A FORÇA G, POIS PARA AUMENTAR A SUSTENTAÇÃO É 
PRECISO CABRAR, CADA VEZ MAIS) 
 QUANTO MENOR O RAIO: MAIOR A FORÇA G (FATOR CARGA), MAIOR A POTÊNCIA NECESSÁRIA E MAIOR A SUSTENTAÇÃO 
NECESSÁRIA. 
* RAIO LIMITE: É O MENOR RAIO POSSÍVEL (COM POTÊNCIA MÁXIMA) 
FORÇA CENTRÍPETA: FORÇA QUE ATUA PUXANDO O AVIÃO PRA DENTRO DA CURVA (COMO SE FOSSE UMA BOLINHA PRESA NUM CABO 
GIRANDO) 
ESTOL EM CURVA: A VELOCIDADE DE ESTOL EM CURVA É MAIOR. 
 
FATOR DE CARGA EM RAJADA: TAMBÉM CHAMADO DE CARGA DINÂMICA OU FORÇA G. PARA REDUZIR O EFEITO DA FORÇA G DURANTE 
RAJADAS VERTICAIS (TURBULÊNCIA) DEVE-SE DIMINUIR A VELOCIDADE GRADATIVAMENTE (UMA REDUÇÃO ACENTUADA PODERÁ CAUSAR 
ESTOL). 
 
ESTABILIDADE LONGITUDINAL: CG DEVE FICAR A FRENTE DO CP (CAUDA LEVE, TENDÊNCIA A BAIXAR O NARIZ) 
ESTABILIDADE LATERAL: DIEDRO POSITIVO, ENFLECHAMENTO POSITIVO, EFEITO DE FUSELAGEM -> ÁREA DA FUSELAGEM ACIMA DO CG 
MAIOR //efeito DISTRIBUIÇÃO DE PESO -> ASA ALTA (ASA ALTA TEM O EFEITO DE PÊNDULO) 
ESTABILIDADE DIRECIONAL: EFEITO DE QUILHA -> ÁREA MAIOR ATRÁS DO CG (TIPO DC3), ENFLECHAMENTO POSITIVO. 
 
1. ESTATICAMENTE INSTÁVEL: TENDE A SE AFASTAR CADA VEZ MAIS DO EQUILIBRIO 
2. ESTATICAMENTE INDIFERENTE: MANTÉM O IMPULSO RECEBIDO, SEM ADICIONAR OU REMOVER FORÇA. 
3. ESTATICAMENTE ESTÁVEL: TENDE A RETORNAR A POSIÇÃO ORIGINAL, DE TRÊS FORMAS: 
 DINÂMICAMENTE INSTÁVEL: TENDE A RETORNAR, PORÉM SE AFASTA CADA VEZ MAIS NAS TENTATIVAS INFINITAS. 
 DINÂMICAMENTE INDIFERENTE: TENDE A RETORNAR, PORÉM MANTÉM UM CICLO VICIOSO SEM CONSEGUIR 
RETORNAR A POSIÇÃO ORIGINAL, MAS SEM SE AFASTAR. 
 DINAMICAMENTE ESTÁVEL: TENDE A RETORNAR E CONSEGUE. 
 
CG A FRENTE: SEMPRE SERÁ ESTÁVEL (LONGITUDINAL E DIRECIONAL) 
ENFLECHAMENTO POSITIVO: SEMPRE SERÁ ESTÁVEL (LATERAL E DIRECIONAL) 
DIEDRO POSITIVO: SEMPRE SERÁ ESTÁVEL (LATERALMENTE) 
EFEITO DE FUSELAGEM: DIFERENÇA DE PRESSÃO ENTRE A ASA DIREITA/ESQUERDA OU VICE-VERSA. 
EFEITO DE QUILHA: FUSELAGEM EM RELAÇÃO A POSIÇÃO DO CG (AREA DA FUSELAGEM ACIMA DO CG MAIOR/AREA DA FUSELAGEM 
ATRÁS DO CG MAIOR). 
GLISSADA: MANOBRA PARA DESCER ACENTUADAMENTE COM BAIXA VELOCIDADE. DURANTE UMA GLISSADA, A ASA MAIS BAIXA TEM 
MAIS SUSTENTAÇÃO, POIS RECEBE O VENTO DIRETO. 
 
ESTOL EM CURVA: A ACFT ESTOLA COM VELOCIDADES MAIORES 
PARAFUSO ACIDENTAL: PRINCIPAIS CAUSAS 
1. TORQUE DO MOTOR: O TORQUE DO MOTOR FAZ COM QUE A ACFT TENDA A GIRAR PARA O LADO CONTRARIO DA ROTAÇÃO DA 
HÉLICE. EM CONDIÇÃO DE ESTOL, COM POTENCIA MÁXIMA E POUCA VELOCIDADE, O TORQUE PODE FAZER UMA ASA DESCER E 
ENTRAR EM ESTOL, DANDO INÍCIO AO PARAFUSO. 
2. ASAS COM INCIDÊNCIAS DESIGUAIS: O TORQUE DO MOTOR TENDE A GIRAR A ACFT, PORTANTO A ASA QUE TEM TENDÊNCIA A 
DESCER POSSUI MAIOR ÂNGULO DE INCIDENCIA. ISSO FAZ COM QUE O ESTOL SEJA MAIS FÁCIL NESSA ASA. 
RECUPERAÇÃO PARAFUSO: CONSISTE EM INTERROMPER PRIMEIRAMENTE A ROTAÇÃO, ATRAVÉS DO PEDAL DO LEME. AO PARAR DE 
GIRAR, O AVIÃO ESTARÁ EM MERGULHO, BASTANDO CABRAR PARA COMPLETAR A RECUPERAÇÃO. 
PARAFUSO CHATO: QUANDO A CAUDA É PESADA, UM PARAFUSO NORMAL PODERÁ SE TRANSFORMAR EM UM PARAFUSO CHATO. 
ISSO PQ A CAUDA PESADA IMPEDE QUE O AVIÃO MERGULHE. A ÚNICA FORMA DE RECUPERAR UM PARAFUSO CHATO É DESLOCANDO 
O CG PARA A FRENTE. 
UM AVIÃO SOFRE UM DESEQULÍBRIO, E AO TENTAR VOLTAR A POSIÇÃO ORIGINAL, DESEQUILIBRA-SE CADA VEZ MAIS. 
O COMPORTAMENTO É, PORTANTO: ESTATICAMENTE ESTÁVEL, POIS TENDEU A RETORNAR; E DINAMICAMENTE INSTÁVEL, POIS ELE 
TENDE A RETORNAR ORIGINALMENTE, MAS A FORMA COM QUE FAZ ESSE RETORNO É INSTÁVEL, E TENDE A AFASTAR CADA VEZ MAIS 
ENQUANTO TENTA RETORNAR. 
EM ACFT CONVENCIONAL (AEROBOERO) O CG SE ENCONTRA ATRÁS DO TREM PRINCIPAL. 
A CONSTRUÇÃO DE UM AEROFÓLIO TAMBÉM É BASEADA NO TUBO DE VENTURI (DIFERENÇAS DE PRESSÃO). 
QUANDO A DIREÇÃO DO VENTO RELATIVO SE CONFUNDIR COM A LINHA DE CORDA, TEREMOS UM ÂNGULO DE ATAQUE NULO 
(IMPORTANTÍSSIMO NÃO CONFUNDIR COM ÂNGULO DE SUSTENTAÇÃO NULA, POIS MESMO NO ÂNGULO DE ATAQUE NULO AINDA 
EXISTE SUSTENTAÇÃO POSITIVA EM PERFIS ASSIMÉTRICOS!). 
A TREPIDAÇÃO QUE ANTECEDE O STALL É CONHECIDA COMO BUFFET.