Notas de aula Notas de aula Rogério B. Parra Rogério B. Parra -- 2012 – -- 2012 –
CARACTERÍSTICA DO JATO: CARACTERÍSTICA DO JATO: Com os aviões a
Com os aviões a jato, de jato, de melhor performance se melhor performance se comparada com a comparada com a dos aviões a dos aviões a pistão, apistão, a duração dos vôos foi reduzida pela metade, a maioria das escalas foi eliminada, as novas duração dos vôos foi reduzida pela metade, a maioria das escalas foi eliminada, as novas altitudes permitiram voar acima das ca
altitudes permitiram voar acima das camadas madas do tempo e multiplicou-se o núdo tempo e multiplicou-se o número de lugaresmero de lugares a bordo.
a bordo.
Este melhoramento de performance acarreta em operações a altitudes e velocidades onde o Este melhoramento de performance acarreta em operações a altitudes e velocidades onde o efeito da compressibilidade começa a surgir, sendo portanto necessário o conhecimento de efeito da compressibilidade começa a surgir, sendo portanto necessário o conhecimento de novas teorias de operação.
novas teorias de operação.
Uma das diferenças básicas está na rotação dos motores. Quando a tração cresce Uma das diferenças básicas está na rotação dos motores. Quando a tração cresce rapidamente no motor convencional, a sustentação é simultaneamente aumentada sem rapidamente no motor convencional, a sustentação é simultaneamente aumentada sem modificação de atitude devido ao aumento da velocidade do ar produzida pela hélice, modificação de atitude devido ao aumento da velocidade do ar produzida pela hélice, conseqüentemente sem mudanças no angulo de ataque. A única maneira de se aumentar a conseqüentemente sem mudanças no angulo de ataque. A única maneira de se aumentar a sustentação no jato, é levantando o nariz e aumentando o ângulo de ataque. Uma aeronave sustentação no jato, é levantando o nariz e aumentando o ângulo de ataque. Uma aeronave de asa enflechada requer uma modificação ainda maior em atitude.
de asa enflechada requer uma modificação ainda maior em atitude. A performance do avião
A performance do avião a jato com um motor inoperaa jato com um motor inoperante, nte, requer muito menos cuirequer muito menos cuidado do quedado do que a de um avião a pistão com todos os motores operando. Os procedimentos a serem tomados a de um avião a pistão com todos os motores operando. Os procedimentos a serem tomados são extremamente fáceis. Além disto, para executar uma curva no avião com motor são extremamente fáceis. Além disto, para executar uma curva no avião com motor convencional é necessário usar o leme por causa do arrasto produzido pelo “aileron” da asa convencional é necessário usar o leme por causa do arrasto produzido pelo “aileron” da asa que se eleva. No jato, normalmente, isto não acontece por causa dos spoilers, que que se eleva. No jato, normalmente, isto não acontece por causa dos spoilers, que trabalhando em conjunto, fazem com que a
trabalhando em conjunto, fazem com que a curva seja coordenada, limpa.curva seja coordenada, limpa.
Um outro diferente aspecto dos convencionais , é o ajuste de potência para um determinado Um outro diferente aspecto dos convencionais , é o ajuste de potência para um determinado valor de velocidade. No jato devemos aplicar uma determinada potência até atingirmos uma valor de velocidade. No jato devemos aplicar uma determinada potência até atingirmos uma velocidade e depois reduzirmos para manter os ajustes ideais. Além disto para vários pesos velocidade e depois reduzirmos para manter os ajustes ideais. Além disto para vários pesos temos vários ajustes de potência. Daí
temos vários ajustes de potência. Daí a necessidade de se fazer acertos constantemente.a necessidade de se fazer acertos constantemente. O controle da aeronave em relação à posição do CG também é outro fator. Nos jatos, o O controle da aeronave em relação à posição do CG também é outro fator. Nos jatos, o estabilizador com
estabilizador com ângulo de ângulo de incidência vincidência variável, ariável, permite uma melhor permite uma melhor flexibilidade do flexibilidade do CG.CG. Porém, antes da decolagem o piloto deve ajustar o estabilizador de acordo com o Porém, antes da decolagem o piloto deve ajustar o estabilizador de acordo com o balanceamento. Durante o vôo o piloto automático fará as correções para as variações de balanceamento. Durante o vôo o piloto automático fará as correções para as variações de “CG”.
“CG”.
Esta apostila visa a apresentação de alguns conhecimentos básicos operacionais da Esta apostila visa a apresentação de alguns conhecimentos básicos operacionais da performance de aeronaves a jato, ou
performance de aeronaves a jato, ou seja, como calcular velocidades, potência e dimensão deseja, como calcular velocidades, potência e dimensão de pistas para decolagem e pouso; Calcular velocidades, autonomia e desempenho do vôo de pistas para decolagem e pouso; Calcular velocidades, autonomia e desempenho do vôo de cruzeiro
cruzeiro além de além de cálculos cálculos de de peso peso e balae balanceamento nceamento de aerode aeronaves naves comerciais comerciais a jato. a jato. DoisDois aviões serão usados como
Com o
Com o desenvolvimento desenvolvimento dos motores dos motores turbofan Garrett turbofan Garrett AirResearch TFAirResearch TFE731 no E731 no final dafinal da década de 60, com expectativas de menores níveis de ruído e consumo específico, levou ao década de 60, com expectativas de menores níveis de ruído e consumo específico, levou ao desenvolvimento de uma nova versão do Learjet 25, conhecido inicialmente como Lear desenvolvimento de uma nova versão do Learjet 25, conhecido inicialmente como Lear 25B-GF (de Garrett Fan). Um Lear 25 adaptado, com um TFE731 em seu lado esquerdo apenas GF (de Garrett Fan). Um Lear 25 adaptado, com um TFE731 em seu lado esquerdo apenas voou em maio de 1971, seguido de um segundo protótipo com dois motores deste tipo e voou em maio de 1971, seguido de um segundo protótipo com dois motores deste tipo e finalmente em agosto de 1973, o primeiro protótipo do novo avião, já conhecido como Learjet finalmente em agosto de 1973, o primeiro protótipo do novo avião, já conhecido como Learjet 35. Além dos motores, os 35 e a versão de longo alcance Lear 36, com mais capacidade de 35. Além dos motores, os 35 e a versão de longo alcance Lear 36, com mais capacidade de combustível, diferem dos Learjet mais antigos, por terem a fuselagem 30cm maior e uma combustível, diferem dos Learjet mais antigos, por terem a fuselagem 30cm maior e uma quinta janela na lateral direita da fuselagem. O Learjet 35 tem capacidade para até 8 quinta janela na lateral direita da fuselagem. O Learjet 35 tem capacidade para até 8 passageiros, enquanto que o 36 leva no máximo seis, já que ambos possuem o mesmo peso passageiros, enquanto que o 36 leva no máximo seis, já que ambos possuem o mesmo peso máximo de decolagem. Ambos foram homologados em julho de 1974. As melhorias nos dois máximo de decolagem. Ambos foram homologados em julho de 1974. As melhorias nos dois modelos levaram ao desenvolvimento das séries 35A e 36A, em 1976, com peso máximo de modelos levaram ao desenvolvimento das séries 35A e 36A, em 1976, com peso máximo de decolagem maior. Foram produzidos até 1994.
decolagem maior. Foram produzidos até 1994.
Em meados da década de 70, visando enfrentar o crescente sucesso da Airbus, a Boeing Em meados da década de 70, visando enfrentar o crescente sucesso da Airbus, a Boeing decidiu desenvolver um novo avião de grande capacidade para rotas de médio e longo decidiu desenvolver um novo avião de grande capacidade para rotas de médio e longo alcance. Nascia o Boeing 767, o segundo modelo de fuselagem larga da Boeing, configurado alcance. Nascia o Boeing 767, o segundo modelo de fuselagem larga da Boeing, configurado para acomodar até 8 assentos por fileira, separados por dois corredores.
para acomodar até 8 assentos por fileira, separados por dois corredores.
O primeiro protótipo voou em 26 de setembro de 1981, e as entregas começaram no ano O primeiro protótipo voou em 26 de setembro de 1981, e as entregas começaram no ano seguinte para a United. Porém, logo a Boeing percebeu um novo segmento de mercado, de seguinte para a United. Porém, logo a Boeing percebeu um novo segmento de mercado, de média capacidade e grande alcance, capaz de substituir os veneráveis 707 e DC-8. Assim, a média capacidade e grande alcance, capaz de substituir os veneráveis 707 e DC-8. Assim, a necessidade de uma versão de maior alcance determinou a instalação de tanques extras de necessidade de uma versão de maior alcance determinou a instalação de tanques extras de combustível, maiores pesos operacionais, além de uma série de outros sistemas de combustível, maiores pesos operacionais, além de uma série de outros sistemas de segurança.
segurança.
Nascia não apenas uma nova aeronave, mas uma nova categoria: a ETOPS, Extended Twin Nascia não apenas uma nova aeronave, mas uma nova categoria: a ETOPS, Extended Twin OPerationS. Conhecida como B767-200ER, tornou-se a primeira aeronave bimotor a cruzar o OPerationS. Conhecida como B767-200ER, tornou-se a primeira aeronave bimotor a cruzar o regularmente vastos oceanos. Hoje, no Atlântico Norte, a grande maioria dos vôos é feita em regularmente vastos oceanos. Hoje, no Atlântico Norte, a grande maioria dos vôos é feita em bi-reatores e o 767 foi o grande desbravador deste segmento.
bi-reatores e o 767 foi o grande desbravador deste segmento.
Deixando os passageiros e empresas receosos a princípio, a prática se tornou comum e anos Deixando os passageiros e empresas receosos a princípio, a prática se tornou comum e anos mais tarde, voltaria a ser usada no 777. Assim mesmo, alguns críticos ainda sustentam que a mais tarde, voltaria a ser usada no 777. Assim mesmo, alguns críticos ainda sustentam que a sigla ETOPS deve significar "Engines Turn Or Passengers Swim" (as turbinas giram ou os sigla ETOPS deve significar "Engines Turn Or Passengers Swim" (as turbinas giram ou os passageiros nadam), uma lembrança nada agradável para quem passa 10,
passageiros nadam), uma lembrança nada agradável para quem passa 10, 12 horas cruzando12 horas cruzando oceanos.
oceanos.
Outra coisa que pode ser dita dos 767-200 é que eles se tornaram os aviões mais tristemente Outra coisa que pode ser dita dos 767-200 é que eles se tornaram os aviões mais tristemente famosos da história: foram dois jatos do tipo que os terroristas arremessaram contra as torres famosos da história: foram dois jatos do tipo que os terroristas arremessaram contra as torres do World Trade Center em Nova York, em 11 de setembro de 2001.
Boeing 737-300 como ilustração Boeing 737-300 como ilustração
O Boeing 737 é uma linha de aviões da Boeing, de curta e média distância. Lançada em O Boeing 737 é uma linha de aviões da Boeing, de curta e média distância. Lançada em 1967, é o avião comercial mais vendido do mundo, com mais de 5 mil unidades vendidas, 1967, é o avião comercial mais vendido do mundo, com mais de 5 mil unidades vendidas, pouco mais do que o
pouco mais do que o total de aeronaves vendidas da Airbus.total de aeronaves vendidas da Airbus.
Primeiro vôo foi realizado em 9 de abril de 1967. A Lufthansa foi a primeira e única cliente do Primeiro vôo foi realizado em 9 de abril de 1967. A Lufthansa foi a primeira e única cliente do modelo 737-100. As vendas estavam estáveis, mas não
modelo 737-100. As vendas estavam estáveis, mas não eram nada do outro mundo, eram nada do outro mundo, até que aaté que a Grande Depressão atingiu os Estados Unidos. Só foram registradas 145 vendas. Foi por isto Grande Depressão atingiu os Estados Unidos. Só foram registradas 145 vendas. Foi por isto que o projeto do 737 esteve perto de ser cancelado, mas com a compra de 737 por parte de que o projeto do 737 esteve perto de ser cancelado, mas com a compra de 737 por parte de regionais, o projeto avançou. O primeiro vôo do 737-200 foi realizado em 8 de agosto de regionais, o projeto avançou. O primeiro vôo do 737-200 foi realizado em 8 de agosto de 1967, e sua primeira cliente foi a United Airlines. Posteriormente foram lançados os modelos 1967, e sua primeira cliente foi a United Airlines. Posteriormente foram lançados os modelos 300, 500, 700 e 800 além do NG. 300, 500, 700 e 800 além do NG. 1. DEFINIÇÕES 1. DEFINIÇÕES 1.1 VELOCIDADES 1.1 VELOCIDADES
A sustentação produzida pelas asas varia com a velocidade do avião. Quanto mais rápido ele A sustentação produzida pelas asas varia com a velocidade do avião. Quanto mais rápido ele voar, mais
voar, mais sustentação ssustentação será produzida. erá produzida. Portanto, o esPortanto, o estudo de tudo de velocidades velocidades é de exé de extrematrema importância na performance das aeronaves.
importância na performance das aeronaves.
É sabido que a força de sustentação é diretamente proporcional a densidade do ar e É sabido que a força de sustentação é diretamente proporcional a densidade do ar e inversamente ao aumento da altitude. Então a aeronave tem que compensar este problema inversamente ao aumento da altitude. Então a aeronave tem que compensar este problema com uma velocidade aerodinâmica maior. Por
com uma velocidade aerodinâmica maior. Por definição,teremos:definição,teremos: Vi
Vi – É a velocidade do ar indicada sem considerar o erro de posição. Inclui as correções de – É a velocidade do ar indicada sem considerar o erro de posição. Inclui as correções de compressibilidade adiabática ao nível do mar na
compressibilidade adiabática ao nível do mar na calibração do instrumento.calibração do instrumento. VI
VI – É a velocidade do ar indicada, c – É a velocidade do ar indicada, corrigida por um erro de instalação do instrumento.orrigida por um erro de instalação do instrumento. Conhecida na prática com “IAS” (Indicated Airspeed), é relacionada à “Vi” pela
Conhecida na prática com “IAS” (Indicated Airspeed), é relacionada à “Vi” pela seguinte expressão:
seguinte expressão: VI = Vi +
VI = Vi + Vi Vi . . Onde Onde a “a “ Vi” é a correção para o erro Vi” é a correção para o erro de instalação do instrumento.de instalação do instrumento.
Em aeronaves modernas podemos desprezar “
Em aeronaves modernas podemos desprezar “ Vi”, ou seja VI=Vi Vi”, ou seja VI=Vi
Vc
Vc – É – É a a velocidade calibrada, e velocidade calibrada, e é é igual a igual a velocidade indicada velocidade indicada corrigida para corrigida para erro erro de posição.de posição. Sua abreviação é “CAS” (Calibrated Air Speed), e a equação que relaciona “Vc” e “VI” é:
Sua abreviação é “CAS” (Calibrated Air Speed), e a equação que relaciona “Vc” e “VI” é: Vc = VI +
Vc = VI + Vp. Vp. Onde Onde “Vp” “Vp” é é a a correção correção para para erro erro de de posição.posição.
Ve
Ve – É a velocidade equivalente e é igual à velocidade indicada corrigida por erro de posição, – É a velocidade equivalente e é igual à velocidade indicada corrigida por erro de posição, de instrumento, e para compressibilidade adiabática numa certa altitude. Também é de instrumento, e para compressibilidade adiabática numa certa altitude. Também é conhecida com “EAS” (Equivalent Air Speed) sua relação com a “Vc” é:
conhecida com “EAS” (Equivalent Air Speed) sua relação com a “Vc” é: Ve = Vc
-Ve = Vc - Vc. Onde a “ Vc. Onde a “ Vc” é a correção para erro de Vc” é a correção para erro de compressibilidade.compressibilidade.
Notar que
Notar que Vc Vc é inferior é inferior zero, ou zero, ou seja, nas seja, nas grandes altitudes grandes altitudes e velocidade velocidades, a es, a indicação indicação dodo
velocímetro é sempre superior à velocidade equivalente, devido aos erros causados pela velocímetro é sempre superior à velocidade equivalente, devido aos erros causados pela compressibilidade.
compressibilidade. Va
Para encontrar a “VGS” (Ground Speed) é necessário computar o vento: VGS = Va + W . Onde “ W” é o componente de vento.
Vs – Stall speed, esta é uma velocidade muito importante, uma vez que as velocidades de decolagens e pousos são baseadas nela. O “F.A.R” (Federal Aviation Regulation) estabelece que, por definição a “Vs” é atingida quando o “CL” é máximo (CL = coeficiente lift = coeficiente de sustentação), expressa em “CAS” (Calibrated air speed).
A “Vs” (Stall Speed) é a velocidade em que o avião atinge o “STALL”; em outras palavras, é a mínima velocidade em vôo estabilizado, na qual o avião é controlável com:
• Tração dos motores igual a zero, ou motores em marcha lenta, desde que a marcha lenta
não tenha efeito sobre a “Vs”; a tração pode permitir até “1.6 Vs” para estabilizar a aeronave em nível de vôo.
• Centro de gravidade na posição desfavorável (Dianteira). • Vôo reto com aproximadamente 30° de inclinação lateral.
A técnica de demonstração em testes, é feita para uma velocidade superior à de “STALL” (geralmente 1.3 Vs), suficiente para manter condições de vôo estabilizado. A partir desse ponto, o profundor é aplicado numa razão tal que a redução de velocidade do avião não exceda a “1 nó p/segundo”.
Os testes são feitos voando com um equipamento medidor de velocidade – “Training Cone” de 1.3 Vs até o completo “STALL”, gravando a “VI x tempo” e depois convertendo em Ve/Vc (EAS/CAS). O estol é obtido quando o ângulo de ataque for maior que o máximo ângulo de sustentação (Angulo de STALL)
Vs0 - Velocidade de “STALL” na configuração de pouso (Flaps e trens de pouso extendidos) Vs1 - Velocidade de “STALL” na configuração desejada, a ser estabelecida para um caso particular.
Portanto, podemos dizer que a velocidade mínima em vôo normal é a menor velocidade com o avião estável , sem apresentar buffet ou stick shaker , isto é, com margem de segurança
sobre o estol.
VMO/Mmo – (Maximum Operating Limit Speed): Velocidade Máxima de Operação.
A velocidade máxima de operação é a que não pode ser excedida deliberadamente em qualquer fase do vôo (Subida, Cruzeiro c/ ou descida) a não ser teste ou operações de treinamento . Esta limitação operacional denominada pelos símbolos VMO/MMO (Velocidade MACH).
Á velocidade máxima pode ter outras limitações aerodinâmicas. Quanto maior a velocidade acima do Mach crítico, mais intensas as ondas de choque e maior, portanto, o descolamento dos filetes por ela provocados. Assim, o descolamento produz uma vibração (buffeting)
semelhante à provocada pelo pré-estol de baixa velocidade. O buffeting muito intenso poderá
ser uma limitação aerodinâmica de velocidade máxima, impedindo que o avião ultrapasse determinado número de Mach, mesmo que possua tração suficiente para isso.
VNO/MNO – (Normal Operating Speed): Velocidade Normal de operação ou Máxima para operações normais, em algumas aeronaves será a própria VMO/MMO.
VFE – (FLAP EXTENDED SPEED) : Velocidade máxima permitida com os FLAPs extendidos numa determinada porcentagem do seu curso.
VLO – (Landing Gear Operation Speed) : Velocidade máxima permitida para operação do trem de pouso, ou seja Extender ou Recolher o trem sem que o impacto do vento danifique o
VLE – (Landing Gear Extended Speed): Máxima velocidade permitida com os trens de pouso entendidos.
VRA/MRA – (ROUGH AIR SPEED) : Velocidade recomendada para voar em turbulência. Hoje em dia, a velocidade recomendada é conhecida como “Air Turbulent Penetration Speed”. 1.2 TEMPERATURA
A temperatura é um dos parâmetros básicos usados para estabelecer os dados de performance de uma aeronave, sendo empregada na determinação dos pesos máximos de decolagem, cálculos de Va`s, tração dos motores,consumo de combustível, alcance, etc. Em condições estáticas, a temperatura é relativamente fácil de ser medida, usando um termômetro comum. Entretanto, a temperatura do ar em vôo é afetada pela compressão adiabática, do fluxo de ar em torno da aeronave. Esta compressão resulta em um aumento de temperatura comumente chamado de “Ram Rise”. Este aquecimento, devido a compressão adiabática, pode ser calculado matematicamente como uma função do n° MACH com o auxilio de um computador de vôo.
Como o ram rise é proporcional ao quadrado do número de Mach, ele pode acarretar
problemas de creep nas estruturas dos aviões supersônicos e hipersônicos. O nariz do
Concorde, por exemplo, voando a Mach 2, altitude de 50000 pés, pode atingir até 127°C de temperatura, o que corresponde a um ram rise de 127-(-56,5) = 183,5°. Quando a
temperatura ultrapassa esse limite, o piloto deverá reduzir a velocidade. Teremos então as seguintes temperaturas:
• SAT (Static Air Temperatura): É temperatura verdadeira do ar ambiente. Esta
temperatura também é conhecida como OAT (Outside Air Temperature), ou seja, temperatura do ar livre, não perturbado (sem o Ram Rise). Esta é a temperatura mais difícil de ser medida apuradamente em vôo porque todos os sensores de temperatura são afetados de alguma forma pelo aquecimento. Este, é obtido de uma carta e subtraido da leitura do instrumento, ou, por meios eletrônicos o sinal corrigido é enviado para o indicador.
• RAT (Ram Air Temperature): a RAT é igual a temperatura do ar ambiente mais o
aquecimento. A proporção do aquecimento depende da capacidade do equipamento em sentir e recuperar o aumento de temperatura adiabática.
A sensibilidade do equipamento ao “Ram Rise” é expressa em porcentagem conhecida como Recovery Factor (Fator de Recuperação). Se um sensor tem um fator de recuperação de 0.80, este medirá a temperatura ambiente mais 80% de aquecimento.
RAT é igual à SAT quando a aeronave estiver parada. Para todos os propósitos práticos, o aquecimento é considerado desprezível até a velocidade de MACH 0.30.
• TAT (Total Air Temperature). Esta temperatura é igual a temperatura do ar ambiente
mais todo o aquecimento. Em outras palavras, a TAT é igual a RAT quando o fator de recuperação do sensor for igual a 100% .
1.3 ALTITUDES
barométrica da altitude é simplesmente a medição da pressão atmosférica. A relação entre a pressão atmosférica e a altitude é dada pela atmosfera padrão ICAO. A pressão é tirada das tomadas estáticas na parte externa da fuselagem ou do sistema Pitot-estático, podendo ser diferente da pressão atmosférica local porque o fluxo através desses dispositivos pode ter velocidade diferente da do avião, e assim serão obtidas pressões diferentes da real (princípio de Bernoulli). Este erro, que depende da direção e da velocidade do fluxo do ar, e que também ocorre na medição da velocidade, é o chamado erro de posição. Ou seja:
Hp=Hi+∆p, onde, Hp=altitude pressão, Hi= altitude pressão indicada (lida no altímetro) e
∆p=erro de posição.Nos aviões modernos, este erro é compensado com um air data computer
que tem interface com o instrumento.
Para a determinação da folga de ultrapassagem sobre obstáculos, é necessário a altitude verdadeira. No entanto, esta será obtida por métodos mais precisos que o altímetro comum. Como aproximação usa-se a altitude indicada, que tem como base a pressão do nível médio do mar, denominado ajuste QNH. A altitude indicada só seria igual à altitude verdadeira se a pressão e a temperatura variassem exatamente como na altitude padrão, o que é praticamente impossível. No entanto, quando um avião está pousado numa pista com ajuste QNH, a leitura do altímetro (altitude indicada) é exatamente igual à altitude verdadeira.
1.3.2 Altitude densidade
A altitude densidade tem como referência não uma pressão, mas a variação da densidade do ar na atmosfera padrão. Como o avião não possui nenhum instrumento que meça a densidade do ar, esta altitude deve ser calculada a partir da altitude pressão e da temperatura do ar atmosférico, com o auxílio de um computador. Se a variação da temperatura do ar for igual à variação na atmosfera padrão, a altitude pressão e a altitude densidade serão iguais. Se a temperatura real for maior que a temperatura na atmosfera padrão, a altitude densidade será maior que a altitude pressão, e vice-versa.
A altitude densidade é muito importante na determinação das pistas necessárias para a decolagem e pouso, da razão e ângulo de subida, tetos prático e absoluto, na tração do motor, etc. Os cálculos da performance do avião dependem da altitude densidade e não das outras altitudes (verdadeira, indicada, de pressão, absoluta, etc.).
Influência da meteorologia sobre o altímetro:
Mudanças de pressão — quando o avião voa de uma área de alta pressão para uma de baixa, o altímetro ‘pensará” que está subindo, e indicará aumento de altitude. Quando ocorrer o contrário, isto é, quando o avião passar de uma área de baixa pressão para uma de alta, o altímetro “pensará’ que está descendo, e registrará uma redução de altitude.
O efeito da temperatura é o mesmo, ou seja, com uma temperatura inferior à ISA indicará uma altitude superior à real, enquanto com uma temperatura superior à ISA, uma altitude inferior à real. A situação será, portanto, crítica quando ocorrer em baixas temperaturas e baixas pressões.
A decolagem pode ser decomposta em duas partes distintas:
A decolagem propriamente dita, que vai.do brake release até o avião atingir.35 pés de altura
sobre a pista, e a trajetória de decolagem, que começa a 35 pés e termina quando o avião atinge um mínimo de 1500 pés de altura em relação à pista, ou na altitude na qual a transição da configuração de decolagem para a configuração de rota for completa (utiliza-se a altitude que for maior).
2.1 Velocidades na decolagem
VMCG-(Velocidade Mínima de Controle no solo} - É aquela velocidade calibrada, desenvolvida no solo durante a corrida de uma decolagem, que possibilita a recuperação e a manutenção dos controles aerodinâmicos primários após a falha repentina do motor critico, quando o restante dos motores estiverem ainda com a potencia de decolagem.
O FAR 25 define na seção 25.149(e) os requisitos para o ensaio de demonstração da VMCG:
• A VMCG deve ser ensaiada em cada configuração de decolagem aprovada para a
aeronave;
• Deve ser utilizada tração máxima de decolagem nos motores; • O CG deve estar na posição mais desfavorável;
• A aeronave deve estar compensada para a decolagem; • Deve ocorrer falha do motor crítico;
• A aeronave deve permancer controlável;
• É permitida apenas a utilização de controles aerodinâmicos, ou seja, não é permitido o
uso do steering da roda do nariz para auxiliar no controle direcional;
• A aeronave deve ser capz de continuar a decolagem de forma segura, considerando
habilidades normais de pilotagem;
• A força máxima aplicada ao pedal do leme de direção não pode exceder 150lb;
• A aeronave pode desviar-se, no máximo, 30 pés do eixo da pista mas a aeronave pode
continuar a decolagem paralela ao eixo, não sendo necessário retornar ao eixo. A figura 1 mostra um ensaio de VMCG.
A figura 2 mostra as forças envolvidas na assimetria de tração que ocorre quando o motor torna-se inoperante.
Figura 2 - Torque gerado por um motor inoperante
Nota-se que o torque T1 depende da tração do motor remanescente e da distância entre esse motor e o eixo longitudinal da aeronave. Uma vez que, para o ensaio de VMCG, deve ser sempre usada tração máxima nos motores e que a distância do eixo do motor ao eixo longitudinal da aeronave são constantes, o torque T1 é fixo.
Para que seja possível manter a aeronave alinhada com o eixo da pista (ao menos paralelo a ele), para continuar a decolagem, o piloto precisa comandar o leme de direção para gerar um torque contrário a T1, na mesma intensidade. A figura 3 mostra um torque T2 equilibrando o efeito de T1.
a força gerada pela ação do piloto (F2). Uma vez que a distância d2 é fixa, é necessário que a força F2 seja suficiente para igualar T2 a T1.
A força F2, por sua vez, é determinada pela deflexão aplicada ao leme de direção e pela velocidade da aeronave. Mesmo aplicando-se deflexão máxima ao leme, existe uma velocidade mínima que gera F2 suficientemente grande para que T2 seja igual a T1.
Caso a velocidade da aeronave seja inferior a essa velocidade mínima, a deflexão máxima do leme de direção vai produzir um torque T2 inferior a T1 e, mesmo com o piloto comandando totalmente a aeronave para retornar ao eixo da pista, esta vai continuar tendendo a sair da pista, tornando-se incontrolável e obrigando o piloto a interromper a decolagem. Essa velocidade mínima é a VMCG.
A “VMCG” é publicada no Airplane Flight Manual ou nos manuais de operação da aeronave. A “VMCG” esta somente relacionada com a densidade do ar, portanto somente com a altitude pressão do aeroporto e a temperatura do ar ambiente.
Grandes altitudes pressão e temperaturas baixas, bem como CG à frente, diminuem a VMCG. O steering da roda do nariz, não e considerado, representando um aumento de segurança. Por razões óbvias, a VMCG é maior nos aviões com motores nas asas que naqueles com motores na fuselagem; a do Boing 727 é de 60 kts e a do 737-300 é de ll6 kts no nível do mar.
V1 – (Decision speed) – Também conhecida como velocidade máxima de falha do motor
critico (Critical Engine Failure Speed). O ponto onde ocorre a “V1” é chamado de ponto critico
de decolagem. Em função da decisão do piloto em continuar ou não a decolagem, a “V1”.
De acordo com o FAR 25.107(a)(2), V1 é definida como a velocidade de decisão na decolagem, selecionada pelo fabricante da aeronave. Entretanto, a V1 não pode ser inferior a VEF mais o ganho de velocidade, com o motor crítico inoperante, durante o intervalo de tempo entre o instante que ocorre a falha do motor crítico e o instante que o piloto reconhece a reage à falha, indicado pela aplicação do primeiro método de desaceleração pelo piloto durante os testes de aceleração e parada.
Para efeitos de certificação, o tempo decorrido entre a falha do motor crítico na VEF e a primeira ação do piloto no sentido de parar a aeronave é de 1 segundo. Ou seja, o tempo entre a VEF e a V1 é de 1 segundo.
V1 significa a máxima velocidade na decolagem em que o piloto deve tomar a primeira ação (i. e. aplicar os freios, reduzir a potência, abrir os spoilers ) para parar a aeronave dentro da
distância de aceleração e parada.
V1 também significa a mínima velocidade na decolagem, após uma falha do motor crítico na VEF, que o piloto pode continuar a decolagem e atingir a altura requerida (35ft) acima da superfície dentro da distância de decolagem.
Limitações da V1
A V1 não pode ser inferior a VMCG devendo ser possível continuar a decolagem a partir dela. A V1 não deve ser maior que a VMBE pois, caso contrário, não é possível frear a aeronave para parar.
A V1 também não poder ser maior que a VR pois, caso a rotação para decolagem tenha sido iniciada, não é possível interromper a decolagem.
As estatísticas também mostram que das causas das decisões Go/ NoGo, apenas 25% foram
problemas de motor; 25% foram devidos a problemas de rodas e pneus, sendo o restante distribuido por inúmeras causas. Em suma, em 75% dos casos, o avião tinha todos os motores e poderia atingir 150 pés na cabeceira.
Vmbe – A VMBE - Maximum Brake Energy Speed - é a velocidade máxima suportada pelos
conjuntos de freio, caso seja necessário interromper a decolagem. Para entender como a VMBE é definida, alguns conceitos são necessários.
Energia Cinética
Energia Cinética é a energia acumulada por um corpo em razão de estar em movimento. Quando um corpo está parado, sua energia cinética é zero. Tão logo esse corpo entre em movimento, sua energia cinética aumenta, na razão da equação
onde:
Ec - energia cinética m - massa do corpo
v - velocidade de deslocamento do corpo
Sendo assim, durante a decolagem, a energia cinética de uma aeronave aumenta de forma proporcional ao quadrado da velocidade, chegando a valores muito grandes quando em altas velocidades. Por exemplo, uma aeronave decolando com peso de 180 toneladas e numa velocidade de 150kts, tem energia cinética igual a 1,389 x 10^7 J.
Pela Lei de Conservação de Energia, a energia em um corpo não pode ser destruida, podendo apenas mudar de forma. Sendo assim, para parar uma aeronave em movimento, a energia cinética acumulada precisa ser transformada em outro tipo de energia. Os conjuntos de freios são responsáveis por converter energia cinética em energia térmica.
Conjuntos de Freio
Os conjuntos de freio das aeronaves são compostos por vários pares de estatores, que são partes fixas, presas à estrutura dos trens de pouso e rotores, que são partes móveis e giram juntamente com as rodas. A figura 1 ilustra um conjunto de freio.
Figura 1 - Conjunto de freio
acumulada na aeronave em função de sua velocidade, em calor. Um conjunto de freio é, portanto, um conversor de energia cinética em energia térmica e essa conversão segue o ilustrado na equação
onde:
c - calor específico do material do freio (constante específica) mh - massa do conjunto de freio (rotores e estatores)
Dt - variação de temperatura do freio
Uma vez que o calor específico e a massa do conjunto de freio são constantes em uma dada decolagem, pode-se concluir que a variação (aumento) de temperatura nos conjuntos de freio aumentam proporcionalmente à energia cinética a ser transformada e, então, aumenta com o quadrado da velocidade.
Por isso, em abortagens de alta velocidade, a temperatura dos freios chega a valores muito elevados e, em casos extremos, ocorre incêndio e destruição dos conjuntos, fazendo a aeronave perder sua capacidade de frenagem. A VMBE garante que isso não ocorrerá e a aeronave irá parar de forma segura.
Uma vez que o DELTA t não pode ser maior que a diferença entre a temperatura do freio antes do início da frenagem e a temperatura máxima suportada pelo conjunto, quanto maior a temperatura ambiente, menor a quantidade de energia que o freio pode dissipar pois o DELTA t será menor.
Demonstração da VMBE
O FAR 25.735(f) requer que sejam realizados testes em dinamômetros e em voo para demosntrar:
1. A capacidade de absorção de energia do sistema de freio seja igual ou superior a energia cinética de uma aeronave num pouso com peso máximo, considerando-se toda a faixa de desgaste dos conjuntos de freio (desde um freio novo até o máximo desgaste permitido para uso). Nesse ensaio, a desaceleração média não pode ser inferior a 10 fps2.
2. A capacidade de absorção de energia do sistema de freio seja igual ou superior a energia cinética de uma aeronave em uma decolagem rejeitada no peso máximo, considerando-se toda a faixa de desgaste dos conjuntos de freio. A desaceleração mínima é de fps2 .
3. A capacidade de absorção de energia na condição de pouso mais severa, ou seja, na combinação de peso e velocidade que resulte na maior energia cinética.
Nos testes com aeronaves, deve ainda ser demosntrado que, após a parada total da aeronave e aplicação do freio de estacionamento, não deve surgir nenhuma condição de fogo nos freios, rodas ou pneus que possa prejudicar uma evacuação segura e completa da
Até 1988, os testes com aeronaves podiam ser feitos com conjuntos de freios novos. Após a ocorrência de em acidente com um DC-10, onde 8 dos 10 conjuntos de freio estavam dentro do desgaste limite e não suportaram uma rejeição de decolagem, o FAR 25 passou a exigir que os testes sejam realizados com freios 90% desgastados.
Após a determinação da máxima energia cinética suportada pelos freios na decolagem, determina-se a VMBE, que deve ser analisada em todas as decolagens. A VMBE estabelece um limite máximo para a V1 e, consequentemente, para o peso máximo de decolagem, como será visto mais a frente.
Normalmente, a VMBE apresenta-se como limitante em pistas com grande elevação, altas temperaturas e utilização de pouco flap / slat para decolagem, pois essas decolagens têm velocidades altas e, por isso, muita energia cinética.
Vr – (Rotation Speed): Somente considerar nos aviões a jato (nos turbo-hélices a “Vr” é quase igual a “V2”). Velocidade na qual o piloto inicia a rotação do avião, ou seja, o levantamento da
roda do nariz, com as rodas de trem de pouso principal ainda na pista, isto permite obter o máximo rendimento do comprimento da pista a ser percorrido; Se o nariz for levantado antes, a corrida de decolagem será aumentada devido ao aumento do arrasto induzido, e se for levantado após a “Vr”, deverá prejudicar a performance de decolagem em relação aos segmentos. A “Vr” não poderá ser:
a) Menor que a “V1” .
b) Menor que 1.05 Vmca. c) Menor que a Vmu.
Vmu – (Minimum Unstick Speed): Mínima velocidade com manche livre; De acordo com a definição do FAR 25.107(d), a VMU é a menor velocidade que permite à aeronave deixar o solo com segurança e prosseguir na decolagem. A VMU deve ser determinada em ensaios realizados pelo fabricante, na faixa de relações peso - potência que deseja-se certificar a aeronave, isto é, nas diversas combinações de peso e tração de decolagens possíveis para a aeronave.
Para determinar a VMU, durante a certificação, são feitas decolagens onde o piloto aplica potência de decolagem e segura o manche na posição totalmente cabrado desde o início da corrida. Tão logo a velocidade da aeronave permita que a asa produza a sustentação mínima necessária para voar, a aeronave sai do solo e, no instante em que a última roda perde contato com o solo, é registrada a VMU. A figura 1 ilustra um ensaio de VMU.
Figura 1 - Ensaio de VMU
A VMU é utilizada na determinação da VR.
VMCA - Minimum Control Speed on Air; O conceito de VMCA é similiar ao de VMCG. A diferença básica é que a VMCA é determinada para a aeronave em voo. De acordo com o FAR 25.149(b), VMCA é a velocidade na qual, ocorrendo falha súbita do motor crítico, é
para o lado do motor operante. A figura 1 ilustra a condição de demonstração de VMCA.
Figura 1 - Condições de determinação da VMCA
Quando um motor torna-se inoperante em voo, o piloto deve compensar o torque produzido pela diferença de tração dos motores através de controles aerodinâmicos - essencialmente, o leme de direção. Como visto no tópico de VMCG, a força produzida pelo leme é função da deflexão e da velocidade da aeronave. Caso a velocidade diminua, a força também diminui. Há uma certa velocidade que, mesmo com a deflexão máxima do leme, a força produzida é a mínima necessária para compensar a diferença de tração. Caso a velocidade diminua ainda mais, a força produzida pelo leme não será suficiente e, então, a aeronave não será capaz de manter-se voando reto. Essa velocidade é a VMCA.
As condições exigidas pelo FAR 25 para determinação da VMCA são:
• potência máxima de decolagem em ambos motores antes da falha; • CG na posição mais desfavorável;
• aeronave compensada para decolagem; • peso máximo de decolagem;
• aeronave na configuração mais crítica de decolagem, exceto pela posição do trem de
pouso, que pode estar recolhido;
• aeronave fora do efeito solo;
• a força aplicada ao leme de direção não pode exceder 150 libras. Esse requisito pode
determinar a necessidade de dotar o sistema de controles de voo com atuadores hidráulicos para minimizar a força exercida pelo piloto e
• não se pode reduzir a potência do motor operante.
A VMCA é usada na determinação da VR e da V2, que serão vistas mais a frente.
Vlof – (Lift Off Speed): Velocidade de Levantamento de vôo. É a velocidade do exato momento na qual a aeronave deixa o solo. Não é publicado nos manuais de vôo. A Vlof depende do ângulo de ataque, ajuste do Flap e peso de decolagem. Não pode ser menor do que 1.1 Vmu com todos os motores operando ou 1.05 Vmu com o motor critico inoperante. A velocidade máxima de Vlof deve ser inferior á velocidade que os pneus suportam (Tire Speed Limit).
ultrapassada, o que não é permitido. Isto acarreta algumas vezes limitação de peso máximo de decolagem.Normalmente nos manuais de operações existem gráficos ou tabelas para se determinar o peso de decolagem limitado pela velocidade máxima dos pneus.
NOTA: Esta velocidade aparece normalmente nos manuais em MPH (Milhas Terrestres por hora ou Milhas Inglesas ).
V2 — velocidade de decolagem e subida (take off climb speed) — é a velocidade a ser
atingida a 35 pés de altura sobre a pista, e deve ser igual ou maior que 120% da velocidade de estol na configuração de decolagem e 110% da velocidade mínima de controle no ar (Vmca). Uma decolagem normal, com todos os motores funcionando, o avião normalmente sobe com 10 a 15 nós acima de V2 nos primeiros segmentos de decolagem.
Relação das velocidades na decolagem:
V2 V1 VR MIN I R V ≤ V ≤V VMU MCA R 1, 05 V ≤V LOF V
1.1 VMANUAL ENG≤VLOF
1.05 VMUENG OUT≤VLOF
LOF MA XITIRE V ≤V 1 MBE V ≤V MCG V S1 2 1, 2 V ≤V MCA 2 1,1 V ≤V 35 ft
2.2.1 Limitações:
A performance de uma aeronave na decolagem depende de diversos fatores. Os principais são:
A) Peso Total do Avião
Quanto mais pesado estiver, maior será a distância de decolagem e maior a velocidade necessária para tirar o avião da pista.
B) Densidade do Ar
O conjunto Temperatura / Pressão é um dos fatores mais importante, pois faz variar a densidade do ar que entra nos cálculos de tração do motor e sustentação. Neste caso deve ser levado em consideração sempre que se calcular o peso máximo para decolagem, a temperatura e a elevação do aeroporto corrigido pelo QNH (Altitude de Pressão).
C) Influência do Vento
A influencia do vento na decolagem se reflete na velocidade que o avião atinge no solo (Velocidade Resultante) para adquirir a velocidade indicada necessária para decolagem. O vento de proa permite que se aumente o peso de decolagem de um avião . Como o vento (positivo) aumenta a velocidade em relação ao ar (TAS) para o mesmo comprimento de pista (efetivo), o ganho em retificação permite então um melhoramento de performance.
Com vento de cauda a situação é invertida fazendo com que o peso máximo de decolagem seja reduzido.
D) Efeito do Gradiente de Pista (SLOPE)
O Gradiente de pista é a variação de altitude entre cabeceiras em relação ao comprimento total da pista. Geralmente é expresso em porcentagem considerado a relação entre altitude e distância horizontal. Quando o gradiente é ascendente (UPHILL) é representado pelo sinal (+).O contrario (-) para descendente (DOWNHILL).
O efeito do Slope descendente(-) influi na capacidade de aceleração da aeronave e consequentemente a distância de decolagem pode se tornar um inconveniente numa interrupção de decolagem.
O FAA não permite decolagens de aeronaves comerciais a reação em pista com SLOPÊ superior a +2% e inferior a –2%.
O gradiente (+) produz um comprimento retificado menor da pista e o gradiente (-) produz um comprimento retificado maior da pista.
E) Influência do Flap na Decolagem
Os Flaps fazem aumentar o efeito de sustentação como também o do arrasto, aumentando a área da asa. Isto faz com que o comprimento da pista necessária para a corrida de decolagem seja reduzido, o que permite um aumento do peso máximo de decolagem (PMD) para um mesmo comprimento de pista.
Quanto maior for a incidência dos Flapes, maior será também o arrasto, o que prejudica a capacidade de subida( Vide 2° Segmento).
F) Condições da Pista
As distâncias para decolagens e pouso nos manuais de operação de vôo estão baseadas na condições da superfície das pistas, ou seja, rígida e resistente, lisa e seca, caso contrário, a performance da aeronave será deteriorada devido ao atrito, arrasto, etc.
G) Condições da Aeronave
Sistemas diversos em operação ou não, afetam sensivelmente o desempenho da aeronave. Sangria do ar do motor para atender as necessidades do Ar Condicionado, Pressurização, Anti Gelo, etc., reduzem a potência dos motores, conseqüentemente reduzem o máximo peso de decolagem.
O sistema de frenagem computadorizada (ANTI-SKID) que evita o bloqueio da rodas, Sistema Hidráulico que atua nas principais superfícies de controles, condições de freio, e outras coisas operando com deficiência fazem com que o peso máximo da decolagem seja reduzido. H) Formação de Gelo na Asas
O gelo faz com que as características da asa sejam modificadas, podendo causar perda de sustentação, aumento de arrasto, aumento de velocidade de “Stall” e tendências indesejáveis na atitude da aeronave.
I) Obstáculos
Nos manuais de performance existem gráficos que determinam o peso máximo de decolagem considerando obstáculos próximos ou afastados da cabeceira da pista.
A exigência destes obstáculos deteriora a trajetória do vôo, isto faz com que o comprimento da pista necessário para a corrida aumente ou diminua de acordo com a performance da aeronave.
2.2.2 Calculo de V1, Vr e V2.
As tabelas a sequir, mostram como são determinadas as velocidades V1, Vr e V2 para o Lear Jet 35ª, para o Boeing 767 e um exemplo para o 737-300.
Exemplo: Boeing 737-300 CFM56-3 Origem SBBH Temp. 25°C 2716ft. Destino SBSV Temp. 30ºC 0064ft. FUEL TIME Destino SBSV 3182 0120 526NM Peso Básico 34,057Kg Fuel 9304Kg Carga Paga 8000Kg + 51,361Kg Táxi 00200
-51,161Kg Peso planejado de decolagem Calculo de V1, Vr e V2:
2.2.3 Requisitos Mínimos para Decolagem-comprimento de pista
Os requisitos quanto ao mínimo comprimento de pista para decolagem, variam com peso, temperatura, altitude do aeroporto, vento, slope da pista, ajuste de flapes e condições de sangria de motor.
Dependendo da aeronave, o ajuste dos flapes para a decolagem pode ser fixo e único, selecionado de acordo com a situação e uma posição dentro de uma faixa fixa determinada pelo fabricante ou, como no B-767, que pode variar a um ajuste tal, que resulte em melhor performance para qualquer condição – Flape ótimo.
O comprimento de pista requerido para qualquer combinação das variantes acima, deve ser o maior dentre as seguintes distâncias:
a) All-engine take-of field lenght
Calcula-se 115 % da distancia de decolagem com todos os motores, medida do “Brake Release”(freios soltos) até a altura de 35 pés. Este procedimento não é utilizado para aeronaves turbo-hélices.
b)Accelerate – Stop distance
È a distância para acelerar do “Brake Release” até a V1 com todos os motores operantes,
reconhecer a falha do motor crítico ate a V1, retardar as manetes de potência (throttles) para
a posição de marcha lenta (idle), aplicar máxima frenagem com anti-skid operando (ou moderada sem o anti-skid, de acordo com a situação), operar os Spoilers manualmente (se instalados), e levar a aeronave à parada total em pista seca, sem a utilização dos reversíveis.
c) Take –off distance
È a distância para acelerar até a V1 com todos os motores, perder um motor, continuar
acelerando até a Vr e rodar a aeronave para atingir os 35 pés de altura sobre a pista com velocidade igual á V2.
2.2.4 Limitações da pista
A) TORA – Take off run available ( Distância de decolagem utilizável ).
A “Take-off run available” é declarada pelas autoridades aeroportuárias como a parte de superfície de decolagem que é livre de obstáculos e consiste de uma superfície capacitada de suportar a aeronave sob condições normais.
B) TODA – Take off distance available ( Distância de decolagem disponível ).
A “Take-off distance available” é a distancia disponível, ou seja, é igual ao cumprimento da pista mais qualquer área adjacente de Clearway.
C) ASDA – Accelerate stop distance available ( Distância de acelerar e parar disponível) É o comprimento da pista existente para aceleração e parada da aeronave, incluindo qualquer Stopway existente.
D) Clearway
Uma “Clearway” é uma área da pista, com uma largura de 500 pés, centrada com o eixo da pista, e sob o controle das autoridades aeroportuárias. É expressa em termos de uma área livre plana, extendendo-se do final da pista com um gradiente não superior a 1,25% e sem
F) Stopway
É uma área ao longo da pista, com largura não inferior a da própria pista, centrada com seu eixo, e designada por autoridades aeroportuárias para uso em caso de desaceleração e parada da aeronave numa decolagem interrompida. Para ser considerada, a “Stopway”, deve ser capaz de suportar o peso da aeronave durante a abortagem de uma decolagem sem induzir a um dano estrutural.
Ressalta-se que a V1 associada ao USO de “Clearway” ou “Stopway”, é diferente da básica V1 utilizada nos manuais do FAA. A utilização da “Clearway” e Stopway” tem vantagem de permitir maiores pesos de decolagem para um determinado comprimento de pista.
OBS: Alguns dos fatores usados durante os testes de voo para preparação dos dados de performance foram os seguintes:
# Os reversíveis não foram considerados para estabelecer distancias de parada.
# As cartas de performance foram construidas usando apenas 50% dos ventos de proa reportados, e 150% dos ventos de cauda, medidos a uma altura de 50 pés (FAA).
Exemplos do cálculo Exemplo 1
A pista de decolagem tem nem um stopway nem um clearway, e os pontos iniciais são ficados situados nas extremidades da pista de decolagem.
Todos os quatro declararam distâncias têm conseqüentemente o mesmo valor.
Exemplo 2
A pista de decolagem tem somente um clearway O TODA inclui conseqüentemente o clearway.
Exemplo 3
A pista de decolagem tem somente um stopway. O ASDA inclui conseqüentemente o stopway .
Exemplo 4
A pista de decolagem tem um ponto inicial deslocado em cada extremidade.
O LDA não inclui essa parte da pista de decolagem que são na frente do ponto inicial deslocado (e que é chamada o deslocamento).
Exemplo 5
G) Pista Balanceada
Uma pista é balanceada quando o comprimento para parar a aeronave, após uma falha de motor antes da V1, é igual ao comprimento horizontal ao longo da pista utilizado para acelerar a aeronave e continuar a decolagem com falha de motor após a V1, ou seja, TOD=ASD
Quando a V1 é selecionada de forma que a ASD fique igual à TOD , o comprimento de pista
resultante da operação “Engine-out” é chamado de “Balanced Field Lenght”. Adicionalmente aos requisitos acima, que utilizam somente o comprimento da pista ou espaço sobre a mesma, podem incluir a utilização de “Clearway” ou “Stopway”.
ASD TOD BR
Devido à mundialização da aviação foi necessário criar padrões internacionais envolvendo a utilização do avião como transporte aéreo. Sendo assim, foram criados padrões para o uso das pistas em comparação com o peso das aeronaves e, nesse caso, entre o peso do avião e a capacidade da pista em suportar esse peso.
Dentre os muitos tipos de métodos de reporte dessa capacidade, o método ACN/PCN (Aircraft Classification Number/Pavement Classification number) é o modelo mais adotado pela ICAO. Como exemplo, temos abaixo, marcado em negrito, o PCN da pista 09L / 27R do Aeroporto Internacional de Guarulhos.
SÃO PAULO I Internacional - Guarulhos, SP SBGR 23 26 08S/046 28 24W
INTL PUB/MIL 24NE UTC-3 VFR IFR L21, 23, 26 INFRAERO 750 (2459) 09L L5,9(2.97)(1),10,llA,12A (3700 x 45 ASPH(2) 85/F/B/W/T L14A,15,19,20) -4,9(3.36)(1),10,12A - 27R
PCN (PAVEMENT CLASSIFICATION NUMBER)
Ou Número de Classificação do Pavimento. Esse reporte é dividido em cinco partes:
1. PCN: é um número dado à capacidade do pavimento da pista em suportar o peso de um avião em um número irrestrito de movimentos (um movimento representa um pouso, uma decolagem e uma rolagem sobre a pista), expressa o efeito relativo da aeronave no pavimento para uma específica camada de sub-Ieito. Esse número começa em zero, em uma escala contínua sem limite. 1 PCN é a força necessária para suportar uma massa de 500kg em um único pneu com pressão de 1,25MPa (181,5 psi).
2. Tipo de Pavimento: é representado por duas letras, "R" para Rígido e "F" para Flexível. É relacionado à rigidez do pavimento. Normalmente, se a força de resistência é derivada de uma laje de concreto, é dito como Rígido; se de asfalto, Flexível.
3. Categoria de Resistência do Sub-Ieito: a resistência da camada de sub-Ieito é medida, classificada e dividida em 4 grupos:
"A"- alta; "B"- média; "C"- baixa;
"D"- muito baixa.
4. Categoria da Pressão dos Pneus: Dividido em quatro grupos: "W" - alta pressão do pneu, sem limites;
"X" - média, máxima pressão de até 1,5MPa (217,5psi); "Y" - baixa, máxima pressão de até 1,0Mpa (145psi);
"Z" - muito baixa, máxima pressão de até 0,5MPa (72,5psi).
5 .Método de Avaliação: existem apenas dois métodos para determinar as características do pavimento e são representadas como "T" para uma avaliação realizada por um profissional e meios técnicos e "U" se a avaliação é baseada na experiência conseguida pelo uso das aeronaves.
Assim, a exemplo do Aeroporto de Guarulhos: PCN 85,F,B,W,T, a decodificação seria:
•Número de Classificação do Pavimento: 85; •Pavimento do tipo flexível (asfalto);
•Resistência da Camada de Sub-Ieito: Média; •Pressão de pneu ilimitada, sem restrições;
ACN (AIRCRAFT CLASSIFICATION NUMBER)
Ou Número de Classificação da Aeronave. Expressa o efeito relativo da massa da aeronave sobre um pavimento. 1 ACN representa uma massa de 500kg suportada por uma única roda com pressão do pneu de 1,25Mpa (181,25psi). Abaixo temos uma tabela com os ACN's máximos e mínimos de diferentes aeronaves.
ACN relativo à categoria da camada de sub-leito
Pavimentos Rígidos Pavimentos Flexíveis
Alta Média Baixa Muito Alta Média Baixa MuitoBaixa Baixa
CBR=15% CBR=IO% CBR=3% CBR=6 Tipo da Peso Pressão
Aeronave Máx, do Pneu K=150 K=80 K=40 K=20 Peso (MPa) Mín. Kg) A319- 69.000 1,07 37 40 42 45 35 36 40 46 100 38.200 18 20 21 23 18 18 20 23 A330- 226.400 1,42 54 62 74 86 62 68 79 107 300 169.700 39 43 50 58 44 47 53 70 AN-225 588.400 1,13 45 61 89 125 63 75 95 132 450.000 30 39 55 75 41 48 62 88 B717- 53977 1.13 34 36 38 39 30 32 36 39 200 30618 17 18 20 20 16 16 18 21 B737- 69.000 1,39 43 46 48 50 38 40 44 49 700 37.000 21 22 23 24 18 19 20 23 B747- 390500 1,38 54 65 77 88 59 66 82 105 400 180000 20 23 27 31 23 24 27 35 B777- 294500 1,48 54 69 89 109 68 76 97 129 300 160000 27 28 35 43 30 32 38 53 ERJ-145 21700 0,90 14 15 15 16 12 13 15 16 11000 6 7 7 7 5 6 6 7
Seu uso é simples. Escolha a aeronave a se utilizar e siga em linha reta até o Tipo de Pavimento com a relativa Categoria da Camada de Sub-Ieito. Os dois números encontrados representam os ACN's da aeronave com peso máximo - MTWA [Maximum Total Weight Authorized, ou Peso Máximo Total Autorizado, normalmente o Peso Máximo de Rampa (MRW), que é o Peso Máximo de Decolagem (MTOW) somado com o Combustível para o Taxi (TXF)] - e mínimo [Peso Básico Operacional (BOW)]. Deve-se agora fazer a interpolação para que o ACN Real da aeronave seja obtido. Para isso, pode-se usara fórmula abaixo:
ACN = ACNmáx - (Peso Máximo - Peso Real) (ACNmáx - ACN mín) (Peso Máximo - Peso Mínimo)
Por exemplo, qual é o ACN de um B717-200 com um peso de 48000kg e pressão de pneus de 164psi, utilizando a pista 09Lj27R de Guarulhos (asfalto e categoria de resistência de
sub-(53977 - 30618) ACN = 32 - 95632
23359
ACN = 32 - 4,09= 27,91
Limite de Resistência de Pavimento
O Número de Classificação de Aeronave (ACN) deve ser menor ou igual ao Número de Classificação de Pavimento (PCN) publicado para uma determinada pista a fim de que a operação da aeronave seja permitida.
O PCN é usualmente apresentado no seguinte formato: PCN 50 / F / A / X / T
1 2 3 4 1 - Tipo de Pavimento:
R = Rígido (Concreto) F = Flexível (Asfalto) 2 - Categoria do Sub-Leito do Pavimento:
A = Alto, B = Médio, C = Baixo, D = Ultra Baixo 3 - Pressão Máxima de Pneu Autorizada:
W = Alto, sem limite X = Médio (até 217 psi) Y = Baixo (até 145 psi) Z = Muito Baixo (até 73 psi) 4 - Método de Avaliação do Pavimento:
T = Avaliação Técnica U = Avaliação por Experiência Procedimento:
Nas páginas a seguir há um gráfico para tipo de pavimento “R” = Rígido-(concreto) e um para “F” = Flexível (asfalto). Para calcular o limite de pavimento em um determinado aeroporto, deve-se entrar no lado esquerdo do gráfico apropriado com o valor do PCN, trançando-se uma linha à esquerda até interceptar a linha de categoria de sub-leito aplicável (A, B, C ou D), e em seguida traçar uma linha para baixo determinando assim o limite de pavimento.
Sobrecarga:
As autoridades aeroportuárias podem autorizar operações com sobrecarga no pavimento (ACN maior do que PCN), desde que o pavimento permaneça seguro para utilização. Em geral, os seguintes critérios são adotados:
1. Uma diferença de 10% entre o ACN e PCN para pavimentos flexíveis, ou 5% para pavimentos rígidos é normalmente aceitável, desde que as operações com sobrecarga não excedam 5% do número total de decolagens no ano, e que estas operações sejam espalhadas ao longo do ano.
Tabela de Conversão ACN / PCN
A
B
C
D
A
B
C
D
15 32300 31800 15 16 34050 33400 31600 16 17 35800 35000 33000 32200 17 18 37550 36600 34400 31100 33700 32450 18 19 39300 38200 35800 32400 35200 33850 32200 19 20 41300 40000 37200 33700 36700 35250 33550 32200 20 21 43050 41600 38600 35000 38200 36650 34900 33540 21 22 44800 43200 40000 36300 39700 38050 36250 34880 22 23 46550 44800 41400 37600 41200 39450 37600 36220 23 24 48300 46400 42800 38900 42700 40850 38950 37560 24 25 50050 48000 44200 40200 44200 42250 40300 38900 25 26 51800 49600 45600 41500 45700 43650 41650 40240 26 27 53550 51200 47000 42800 47200 45050 43000 41580 27 28 55300 52800 48400 44100 48700 46450 44350 42920 28 29 57050 54400 49800 45400 50200 47850 45700 44260 29 30 59000 56300 51300 47000 51600 49500 47200 45600 30 31 60750 57900 52700 48300 53100 50900 48550 46940 31 32 62500 59500 54100 49600 54600 52300 49900 48280 32 33 64250 61100 55500 50900 56100 53700 51250 49620 33 34 62700 56900 52200 57600 55100 52600 50960 34 35 64300 58300 53500 59100 56500 53950 52300 35 36 59700 54800 60600 57900 55300 53640 36 37 61100 56100 62100 59300 56650 54980 37 38 62500 57400 63600 60700 58000 56320 38 39 63900 58700 62100 59350 57660 39 40 60000 63500 60700 59000 40 41 61300 62050 60340 41 42 62600 63400 61680 42FLEXIBLE
RIGID
PCN
PCN
Esta tabela foi preparada a partir dos dados dos gráficos de pavement loading do manual da
Boeing para possibilitar uma consulta mais rápida. Exemplos :
1) Pista com PCN 25/F/A/X/T : O peso máximo será de 50.050 Kg 2) Pista com PCN 34/R/C/W/T : O peso máximo será de 52.600 Kg 2.2.5 Interrupção da Decolagem
Algumas vezes a decolagem tem que ser interrompida por razões que contra-indicam seu prosseguimento. O aspecto mais importante desta manobra, é ter comprimento restante de pista para poder parar o avião com segurança.
Teoricamente, se a força dos freios mais o atrito com o solo tivessem capacidade igual de desaceleração como a tração tem para acelerar, a metade do comprimento mínimo de pista seria o ponto de decisão. Na prática, a soma da ação dos freios, mais o atrito com o solo e,
além da metade da pista mínima de decolagem.
Os recursos para interromper uma decolagem são os mesmos usados para parar o avião após o pouso. .Os principais mais usados na aviação civil, são os seguintes:
*Freios das rodas - este é o principal e mais eficiente recurso;
*Spoilers - os aviões de grande porte dispõem deste recurso,que atua de duas maneiras: - como freio aerodinâmico para reduzir a velocidade em vôo e
- na função de quebrar a sustentação após o pouso, a fim de que os freios possam atuar com maior eficiência;
*Reversíveis — Tanto os jatos como os turbohélices estão equipados com este dispositivo, que permite usar a tração dos motores como um freio aerodinâmico para ajudar a desacelerar o avião após o pouso.
Outros recursos mais usados na aviação militar são os drag-chute (paraquedas) e um sistema chamado de “arresting gear”, o qual consiste de um cabo que é apanhado por uma espécie de gancho no avião, fazendo-o parar em caso de atingir o fim da pista. Este sistema é basicamente o mesmo utilizado nos navios porta-aviões.
Na certificação oficial dos aviões civis o efeito dos reversíveis geralmente não é considerado para o cômputo da distância de parada numa interrupção de decolagem.
2.2.6 Cálculo de comprimento de pistas.
As tabelas a seguir, mostram como é determinado o comprimento de pistas para o Lear Jet 35A e para o Boeing 737.
2.3 Trajetoria de decolagem
A trajetória de decolagem começa após o avião ter atingido 35 pés na velocidade V2 e termina a no mínimo 1500 pés de altura sobre a pista ou em uma altitude onde a transição de configuração de decolagem para a configuração de vôo em rota for completada, o que equivale dizer, na altitude mais elevada entre as duas. Ela é dividida em 4 segmentos, nos quais são considerados valores referência para segurança em caso de perda ou falha do motor na corrida de decolagem após ter sido atingida a velocidade V1 (decisão).
Os gradientes mínimos de decolagem são determinados pelo FAR 25 (Federal Aviation Regulations). Durante uma decolagem na qual ocorra falha de qualquer um dos motores,o avião deverá ser mantido nesta trajetória ou acima dela. Para alguns tipos de aviões a trajetória de decolagem difere um pouco com relação ao 3º segmento ou à velocidade em cada segmento, porém, as características de cada um nunca poderão ser inferiores aos mínimos relativos a gradientes e velocidades. Durante essa trajetória, qualquer curva só poderá ser realizada após atingir a V2 a 35 pés de altura e sua inclinação máxima deverá ser de 15º.
Durante a subida a razão de subida e o ângulo de subida diminuem gradativamente, enquanto a TAS (True Airspeed - Velocidade Aerodinâmica) aumenta. A subida é feita com velocidade de maior razão de subida.Não havendo obstáculos nas proximidades do aeródromo, somente é exigido que a aeronave cumpra o 1º e o 2º segmentos, podendo voltar para pouso após ter completado os dois. É permitido eliminar o 3º segmento, passando do 2º para o Final, a critério do operador, fazendo a aceleração e o recolhimento do flap no segmento final.
Inicia-se após ter sido atingida a velocidade V2 a 35 pés de altura. Neste segmento é efetuado
o recolhimento do trem de pouso. Ele termina quando o trem estiver totalmente recolhido. Os gradientes exigidos para este segmento são pequenos devido ao arrasto do trem de pouso. Definições do 1° Segmento:
Dentro deste segmento a aeronave poderá estar operando nas seguintes condições: A) um motor inoperante;
B) demais motores com potência de decolagem; C) trem de pouso recolhendo;
D) flap em posição de decolagem; E) velocidade - mantendo a V2;
F) gradiente - aeronave de 04 reatores = 0,5%
aeronave de 03 reatores = 0,3%
aeronave de 02 reatores = no mínimo positivo
2° Segmento
Inicia-se logo após o total recolhimento do trem de pouso. Este é o segmento é o mais restrito, pois exige altos gradientes de subida para poder ganhar altura mais rapidamente e livrar os obstáculos. Termina quando a aeronave atinge no mínimo 400 pés de altura sobre o nível da pista.
Definições do 2° Segmento A) um motor inoperante;
B) demais motores em potência de decolagem; C) trem de pouso recolhido;
D) flap na posição de decolagem; E) velocidade - V2;
F) gradiente mínimo - aeronave de 04 reatores: 3% aeronave de 03 reatores: 2,7% aeronave de 02 reatores: 2,4% 3° Segmento
Inicia-se a no mínimo a 400 pés sobre o nível da pista. Este segmento é horizontal, pois no mesmo é efetuada a aceleração da aeronave e o recolhimento dos flaps. Por ser um segmento com gradiente nulo, ou seja 0%, uma tração extra é aplicada na aceleração da aeronave, porém, em alguns casos em que a aeronave estiver leve, ela poderá atingir velocidades acima da máxima permitida com os flaps abaixados (Vide Flap placard speed), sendo necessário continuar a subida para evitar danos estruturais nos flaps. Este segmento termina após o recolhimento total do flap ou após a aeronave ter atingido 1,25 VS, o que ocorrer por último.
D) flap recolhendo;
E) velocidade - acelerando de V2 para 1,25 VS; F) gradiente nulo -0%
Segmento Final:
Inicia-se a partir do ponto onde a configuração for atingida. Neste ponto o avião atinge normalmente o limite de uso da potência de decolagem (5 minutos para motores a reação) e passa a utilizar a potência máxima contínua (MCT - Maximum Continuous Thrust). Termina a no mínimo 1500 pés acima do nível da pista.
Definições do Segmento Final: A) um motor inoperante;
B) demais motores em potência máxima contínua; C) trem de pouso recolhido;
D) flap recolhido;
E) velocidade - no mínimo 1,25 VS;
F) gradiente mínimo - aeronave de 04 reatores: 1,7% aeronave de 03 reatores: 1,5% aeronave de 02 reatores: 1,2%
Cálculo do gradiente mínimo em relação ao peso e temperatura da pista:
As tabelas a sequir, mostram como é determinado o gradiente mínimo de decolagem para o Lear Jet 35A e para o Boeing 737.
2.4 Trajetoria Net de decolagem
A trajetória “NET” de decolagem, deve sobrevoar todos os obstáculos no mínimo á 35 pés acima dos mesmos.
O setor começa no fim da pista com uma largura de 300 pés de cada lado de eixo longitudinal da pista, continuando com um desvio angular de 7 graus de cada lado .
2.5 Decolagem com Curva após decolagem
A altura mínima para se iniciar uma curva é de 50 pés, onde a influencia da elevação do campo, temperatura e vento deverão ser levados em consideração.
No caso de um vôo em curva, a redução de performance deverá ser aplicados conforme publicado no Airplane Flight Manual.
2.6 Subida
A subida influi muito no consumo de combustível e no alcance da aeronave. Como após a decolagem o avião ainda está voando na densa atmosfera das baixas altitudes e geralmente ainda muito pesado, o consumo de combustível será extremo. Normalmente é a subida a fase do vôo onde há o maior consumo de combustível. Por isso mesmo é que pequenas mudanças na razão de subida ou na velocidade podem fazer uma grande diferença. Com uma mesma potência é possível se subir mais rápido, porém com menor velocidade, e vice-e-versa. Com uma maior potência pode-se subir mais rápido e mais veloz, porém nem sempre o aumento no consumo de combustível será viável para esta operação.
Time: 19min Fuel: 1500kg Distance: 116NM TAS: 400
3. VÔO DE CRUZEIRO
Considerando que os aviões comerciais passam o maior tempo de vôo durante o regime de cruzeiro, serão de máxima importância os cálculos relativos á consumo de combustível, alcance, autonomia, tempo de vôo, etc. Nas aeronaves equipadas com motores a pistão , o alcance máximo é obtido voando-se num angulo de ataque onde a relação Cl/Cd é máxima. Para os aviões equipados com motores turbofan ou turbojato, o alcance máximo será obtido quando a relação M (Cl/ Cd) for máxima, ou seja, uma aeronave a jato de baixa velocidade é ineficiente.
Para os aviões, o alcance específico, é a distância percorrida dividida pelo peso do combustível consumido, ou seja:
Alcance Específico = ____NM______ = _____NM/h________ = ____Va(TAS)___ Ib de combustível Ib de combustível/h consumo horário NM - distância percorrida (em relação ao ar) em milhas náuticas
Devemos ressaltar, que muitas vezes, os pilotos, aumentam em alguns Knots na velocidade, acelerando um pouco o avião, com o intuito de chegar mais rápido ao destino e economizar combustível. Para qualquer aeronave , isto só é válido até certas condições. Chega-se a um momento em que o aumento no consumo não é proporcional ao aumento de velocidade, então a aeronave passa a voar um pouco mais rápido, mas estará consumindo muito mais combustível. Também é fundamental, para a economia de combustível, a escolha
Máx. Alcance Máx. Autonomia Fluxo de Combustível Longo Alcance Velocidade A l c a n c e E s p e c í f i c o
