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Performance, Peso e 
Balanceamento de 
Aeronaves 
 
 
 
 
Apostila do Prof. Raul: Performance, Peso e Balanceamento de Aeronaves 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
APRESENTAÇÃO 
SUMÁRIO 
PERFORMANCE, PESO E BALANCEAMENTO 40 
A TEORIA DO P&B 47 
CORDA MÉDIA AERODINÂMICA 67 
LIMITES DO CG 68 
LOCALIZAÇÃO DO CG EM % CMA 165 
PESOS OPERACIONAIS 85 
PESOS ESTRUTURAIS 149 
ABASTECIMENTO DE COMBUSTÍVEL 163 
VELOCIDADES 166 
TEMPERATURA 191 
ALTITUDES 208 
DECOLAGEM 213 
VELOCIDADES ASSOCIADAS COM A DECOLAGEM 222 
SEGMENTOS DE DECOLAGEM 240 
DISTÂNCIAS DECLARADAS 244 
DEFINIÇÃO E ESTUDO DAS VELOCIDADES DE DECOLAGEM E POUSO 248 
DEFINIÇÃO DE PISTA BALANCEADA, CONTAMINADA, ETC 259 
SEGMENTOS DE VOO 275 
DEFINIÇÃO DOS FATORES QUE PODEM LIMITAR OS PESOS MÁXIMOS DE DECOLAGEM E POUSO 279 
ENVELOPE DE PESO E BALANCEAMENTO 295 
IMPROVED CLIMB 305 
DIMENSIONAMENTO DO COMPRIMENTO DE PISTA 337 
GRADIENTE DE PISTA (SLOPE) 373 
CÁLCULO DAS COMPONENTES DE VENTO NA DECOLAGEM 383 
CONTROLES DE VOO 393 
DESIGNS AIRSPEEDS 407 
BUFFET DE BAIXA/ESTOL DE BAIXA 409 
BUFFET DE ALTA/ESTOL DE ALTA 410 
FLIGHT ENVELOPE 416 
BUFFET DE ALTA/ESTOL DE ALTA 410 
COMBUSTÍVEL 420 
RECLEARANCE 436 
THRUST RATINGS 440 
EFEITO DO USO DE BLEEDS E ANTI-ICE 448 
FATORES QUE AFETAM O BALANCEAMENTO 452 
LOADING INDEX 463 
04 
 
 
PESAGEM DA AERONAVE 467 
ENVELOPE DE CG 470 
RVSM 499 
ETOPS 504 
FAA TAKEOFF SAFETY TRAINING AID 519 
PESO MÁXIMO DE DECOLAGEM 528 
OBSTACLE CLEARANCE REQUIREMENTS 548 
LOAD PLAN E NAVEGAÇÃO 611 1 
LIMITAÇÕES ESTRUTURAIS 658 
 
 
 
 
APRESENTAÇÃO 
Apostila elaborada para ministrar aula de 
Performance, Peso e Balanceamento de Aeronaves 
para as turmas do curso de Ciências Aeronáuticas 
da Faculdade Anhanguera de Campinas, SP, ano 
de 2022. 
 
Prof. Raul Campos Bernardes Leão 
Campinas, 2022 
 
 
 
 
PERFORMANCE, PESO E BALANCEAMENTO 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
https://www.faa.gov/regulations_policies 
/handbooks_manuals/aviation/media/FA 
A-H-8083-1.pdf 
https://www.amazon.com.br/Aircraft- 
Performance-Weight-Balance- 
Portuguese/dp/1795563400 
http://www.faa.gov/regulations_policies
http://www.faa.gov/regulations_policies
http://www.amazon.com.br/Aircraft-
http://www.amazon.com.br/Aircraft-
http://www.amazon.com.br/Aircraft-
 
 
 
 
Newton Soler Saintive 
 
 
PERFORMANCE, PESO E BALANCEAMENTO BAIXA PERFORMANCE 
 
PERFORMANCE, PESO E BALANCEAMENTO ALTA PERFORMANCE 
 
 
 
 
Finalidade principal: segurança. 
Finalidade secundária: maior eficiência de vôo. 
PERFORMANCE, PESO E BALANCEAMENTO 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Variando-se a posição 
do ponto de apoio, 
equilibra-se uma 
alavanca. 
 
 
 
 
 
 
 
CG: Centro de gravidade 
 
Uma aeronave é uma alavanca 
 
 
Necessidade de se 
fazer a pesagem 
 
• As aeronaves têm uma 
tendência de ganhar peso 
devido ao acúmulo de sujeira, 
graxa, etc., em áreas que não 
são facilmente acessíveis 
para lavagem e limpeza. 
 
 
 
 
É necessário 
refazer a 
pesagem 
periodicamente 
 
 
 
Exigências para Repesagem 
 
✓ Aeronaves de Taxi Aéreo: Repesagem periodicamente 
exigido pelos regulamentos aeronáuticos é Obrigatório! 
 
✓ Aeronaves particulares: Os mesmos regulamentos 
aeronáuticos NÃO exigem repesagem obrigatória. São 
repesadas quando sofrem uma grande alteração no P&B. 
✓ Aeronaves de Cias Aéreas: De passageiros ou carga, estão 
sujeitas a apresentarem provas que estão sendo carregadas 
adequadamente. 
 
 
 
 
 
 
 
• A aeronave precisa de uma velocidade de decolagem maior, o que resulta 
em uma corrida de decolagem mais longa. 
• A razão e o ângulo de subida são reduzidos. 
• O teto de serviço é rebaixado. 
• A velocidade de cruzeiro é reduzida. 
• O alcance de cruzeiro é reduzido. 
• A capacidade de manobra é reduzida. 
• Um pouso mais longo é necessário devido a velocidade ser maior. 
• Cargas excessivas são impostas à estrutura, especialmente o trem de pouso. 
 
 
Rio Sul – SL310 – ERJ145 
 
 
 
A teoria do P&B é a da alavanca, que está em 
equilíbrio ou balanceada quando está em 
repouso, em posição nivelada. 
 
A teoria do P & B 
 
 
 
Momento, Braço, Linha Datum, e C.G 
 
 
 
 
 
 
Braço 
A influência do peso 
depende da distancia 
do fulcro 
Braço 
Braço 
 
A teoria do P & B 
 
 
 
 
 
Definição de 
Momento 
 
• Momento é uma grandeza que 
representa a magnitude da 
força aplicada a um sistema 
rotacional a uma determinada 
distância de um eixo de 
rotação. 
Momento: É a variação que determina o movimento 
e inclinação da balança e o peso 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
M = b x f 
 
 
 
 
Dados do Peso e Balanceamento 
 
 
• Os dados do P&B podem ser 
obtidos nas seguintes fontes: 
 
• Especificações da aeronave 
• Registro de peso e balanceamento 
da aeronave 
• Manual de vôo da Aeronave 
• Limitações operacionais da 
aeronave 
• AB11 – P&W 
 
 
TERMINOLOGIA 
 
 
 
 
Plano de Referência 
Linha Datum 
• Plano de Referência: Um plano 
vertical imaginário, a partir do 
qual todas as medidas são 
tomadas horizontalmente. 
Conhecido também com datum 
line. 
Este plano está em ângulo reto em relação 
ao eixo longitudinal 
Longitudinal 
Lateral Vertical 
 
 
 
Definições 
Linha Datum 
Station (STA) - Estação 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
A frente Atrás 
- + 
 
 
 
Braço 
 
• O Braço é a distância 
horizontal entre um 
equipamento e o plano de 
referência. 
 
 
 
 
 
O Braço também pode ser calculado a 
partir da distância do CG 
 
 
 
 
 
M = f x b 
 
Momento 
 
• O momento é o resultado da 
multiplicação de um peso pelo 
seu braço. 
 
 
 
 
Qualquer peso adicionado a aeronave (em 
qualquer lado) será positivo (+); qualquer 
peso retirado da aeronave (em qualquer 
lado) será negativo (-). 
 
 
 
 
 
CONVENÇÃO : Nariz do avião sempre virado para a esquerda 
Braço negativo (-) ou Braço 
positivo (+) 
MOMENTO 
NEGATIVO 
(-) 
MOMENTO POSITIVO+
 
 
 
Definições 
 
 
 
 
Accelerate - GO 
 
 
Distância 
Balanceada 
Accelerate - STOP Se juntarmos as duas linhas 
vistas anteriormente, 
notaremos que existe um 
ponto de cruzamento. Neste 
ponto, para uma mesma V1, 
teremos a mesma distância, 
tanto para Accelerate – GO 
como para Accelerate – STOP 
 
É o que chamamos V1 
balanceada 
 
 
- V1 + 
 
- 
+
 
D
is
tâ
n
c
ia
 
V
1
 B
a
la
n
ce
a
d
a
 
 
 
 
 
 
Rev.0 - 25/03/202 
 
 
35 ft 
Definições 
 
Conforme dissemos anteriormente, para uma pista balanceada, a 
distância para Accelerate – GO é a mesma da Accelerate – STOP. 
 
 
 
 
Accelerate - STOP 
 
 
 
 
 
 
Accelerate - GO 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
35 ft 
Definições 
 
Alguns fatores podem “desbalancear” a pista, como por exemplo, a 
presença de uma clearway, que vai nos possibilitar atingir os 35 ft 
após o final da pista. 
 
 
 
 
 
 
Clearway 
 
Accelerate - GO 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Definições 
 
A presença de uma stopway também também causa o desbalanceamento 
da pista, pois permitirá que a aeronave faça uma parada completa sobre 
a sua superfície, resultando em uma V1 mais alta 
 
 
 
 
 
Stopway 
 
Accelerate - STOP 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Trajetória de Decolagem 
Segmentos 
de Vôo 
 
Vejamos agora a trajetória de decolagem, que começa após o avião 
atingir 35 ft, e termina a 1500 ft de altura sobre a pista, ou na altitude 
na qual a transição de configuração de decolagem para a configur 
de rota for completada (ou seja, na altitude mais elevada). 
• Primeiro Segmento : Começa quando o avião atinge 35 ft acima do 
nível da pista, e inicia o recolhimento do trem de pouso, terminando 
após o total recolhimento. Neste segmento os gradientes são pequenos, 
devido ao grande arrasto do trem de pouso. Gradiente Positivo 
requerido. 
• Segundo Segmento : Começa logo após o recolhimento do trem de 
pouso e termina, no mínimo, a 400 ft do nível da pista (minimum level 
off height). Normalmente é o segmento mais restritivo, por exigir 
maiores gradientes de subida. Gradiente mínimo requerido para 
 
 
aeronaves com 2 motores : 2.4% 
 
 
 
 
 
Trajetória de Decolagem 
Segmentos 
de Vôo 
 
 
 
• Terceiro Segmento : Os flaps são recolhidos, e a velocidade é 
aumentada para, pelo menos, 1.25 VS. Considera-se que este segmento 
tem gradiente nulo, de forma que a tração extra será empregada na 
aceleração 
 
• Segmento Final : Do ponto onde a configuração foi atingida, até 
1500 ft ou mais sobre o nível da pista. Gradiente mínimo requerido de 
1.2% para aeronaves com 2 motores. 
 
 
 
 
 
Trajetória de Decolagem - Sumário 
Segmentos 
de Vôo 
 
4° Segmento 3° Segmento 2° Segmento 1° Segmento 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
➢ Gear Up 
➢ Flaps recolhidos 
➢ Max Continuous 
➢ Veloc. Final Subida 
➢ G
r
a
d
i
e
n
t
e
 
1
.
2
% 
 
➢ Gear Up 
➢ Transition Flaps 
➢ Takeoff Power 
➢ Aceleração 
 
 
➢ Gradiente Zero 
➢ Gear Up 
➢ Takeoff 
Flaps 
➢ Takeoff 
Power 
➢ V2  1.2 VS 
➢ Gradiente 
2.4% 
 
➢ Gear Down / Up 
➢ Takeoff Flaps 
➢ Takeoff Power 
➢ V2  1.2 VS 
➢ Gradiente Positivo 
 
 
C
a
b
e
c
e
i
r
a
 
O
p
o
s
t
a 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Fatores que Limitam 
decolagem e pouso 
Fatores que limitam a Decolagem 
 
Existem 5 fatores principais que limitam o peso máximo de decolagem 
de uma aeronave por performance. São eles : 
 
 
35 ft 
Engine Out Accelerate - GO 
35 ft 
115% All Engines Accelerate - GO 
15% 
Fatores que Limitam 
decolagem e pouso 
Fatores que limitam a Decolagem 
1) Field Length 
 
Engine Out Accelerate - STOP 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Fatores que Limitam 
decolagem e pouso 
Fatores que limitam a Decolagem 
2) Climb Requirement 
• Primeiro Segmento : Positivo 
• Segundo Segmento : 2.4% (Normalmente Limitante) 
• Segmento Final : 1.2% 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Fatores que Limitam 
decolagem e pouso 
Fatores que limitam a Decolagem 
3) Obstacle Requirement 
• A trajetória de voo deve ultrapassar o obstáculo em 35 pés. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
35 ft clearance 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Fatores que Limitam 
decolagem e pouso 
Fatores que limitam a Decolagem 
 
 
 
4) Tire Speed 
• Velocidade máxima de operação dos pneus 
 
5) Brake Energy 
• Velocidade máxima em que uma frenagem pode ser realizada sem 
que o calor gerado cause super-aquecimento e destruição dos freios 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Fatores que Limitam decolagem e pouso 
 
 
Efeito dos Flaps na Decolagem 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Fatores que Limitam 
decolagem e pouso 
 
Algumas informações sobre pistas “Fatoradas” e “Não Fatoradas” : 
 
Distância de Pouso Não Fatorada é a distância real de pouso numa pista 
seca e com slope zero, considerando que a aeronave cruza a cabeceira a 50 ft 
de altura com velocidade igual a Vref. Durante a desaceleração é considerada a 
utilização máxima manual dos freios e automatic speed brakes (spoilers), mas 
não é utilizado crédito de reverso. 
 
Para efeito de despacho das aeronaves, é necessário adicionar uma margem de 
segurança sobre a distância de pouso não fatorada. Para fazer isto, basta 
multiplicar a distância de pouso não fatorada (descrita acima) por um fator de 
segurança (isto é, estamos “fatorando” a pista) 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Fatores que Limitam 
decolagem e pouso 
Algumas informações sobre pistas “Fatoradas” e “Não Fatoradas” : 
A) A distância requerida para despacho em PISTA SECA (FATORADA) 
será : Distância NÃO FATORADA x 1.67 
 
B) A distância requerida para despacho em PISTA MOLHADA (FATORADA) será 
: Distância FATORADA PARA PISTA SECA x 1.15 ou então : 
Distância NÃO FATORADA x 1.67 x 1.15 
 
 
 
50 ft 
 
 
 
Margem de 15% 
Margem de 67% Distância real de pouso (NÃO FATORADA) 
Distância de Pouso FATORADA para pista seca 
Distância de Pouso FATORADA para pista molhada 
 
Exemplo : Se a distância NÃO FATORADA = 1000 metros, teremos : 
 
 
 
Distância FATORADA PARA PISTA SECA = 1000 x 1.67 = 1670 metros 
Distância FATORADA PARA PISTA MOLHADA = 1670 x 1.15 = 1920 metros 
 
 
 
 
 
Fatores que Limitam 
decolagem e pouso 
 
 
 
Outros Fatores que limitam os pesos de Decolagem e Pouso 
Existem outros fatores (que não os de performance) que podem limitaros 
pesos de decolagem e pouso de uma aeronave. São eles : 
 
➢ Limitações Estruturais 
• Peso Máximo Estrutural de Decolagem (PMD Estrutural) 
• Peso Máximo Estrutural de Pouso (PMP Estrutural) 
• Peso Máximo Zero Combustivel (PMZC) 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Fatores que Limitam 
decolagem e pouso 
Outros Fatores que limitam os pesos de Decolagem e Pouso 
Para determinar facilmente se uma aeronave sofrerá limitação dev 
Resistência do pavimento, utilizamos o método ACN-PCN. Para entender 
melhor este método, apresentaremos as seguintes definições : 
ACN (Aircraft Classification Number) : 
relativo da aeronave sobre o pavimento de determinado grau de resistência. 
Depende tanto do peso quanto da disposição dos trens de pouso. Este 
número é fornecido pelo fabricante da aeronave. 
PCN (Pavement Classification Number) : 
ROTAER que indica a resistência de um pavimento para operações sem 
restrições. Quanto maior este número, maior a resistência do pavimento. O 
número do PCN é seguido por letras que indicam o tipo de pavimento, 
resistência do subleito, pressão máxima dos pneus e método de av 
 
 
do pavimento, a saber : 
 
 
 
 
 
Fatores que Limitam 
decolagem e pouso 
Outros Fatores que limitam os pesos de Decolagem e Pouso 
➢ Limitações de Pavimento 
• Tipo do pavimento 
R – Pavimento Rígido (concreto) 
F – Pavimento Flexível (asfalto) 
 
• Categoria de resistência do subleitoA – Resistência Alta 
B – Resistência Média 
C – Resistência Baixa 
 
 
D – Resistência Ultra Baixa 
 
 
 
 
 
Fatores que Limitam 
decolagem e pouso 
Outros Fatores que limitam os pesos de Decolagem e Pouso 
➢ 
• Categoria de pressão máxima admissível nos pneus 
W – Alta (sem limite de pressão) 
X – Média (pressão máxima de 217 psi) 
Y – Baixa (pressão máxima de 145 psi) 
Z – Muito Baixa (pressão máxima de 73 psi) 
 
• Método de avaliação do pavimento 
T – Avaliação técnica 
 
 
U – Avaliação Prática 
 
 
 
 
 
Fatores que Limitam 
decolagem e pouso 
Outros Fatores que limitam os pesos de Decolagem e Pouso 
➢ Limitações de Pavimento 
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: 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Fatores que Limitam 
decolagem e pouso 
Outros Fatores que limitam os pesos de Decolagem e Pouso 
➢ Limitações de Pavimento 
• 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. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Fatores que Limitam 
decolagem e pouso 
Outros Fatores que limitam os pesos de Decolagem e Pouso 
➢ Limitações de Pavimento – Exemplo 
 
Determinar o Peso Máximo limitado por 
Pavimento para um 737-700 operando 
Em uma pista com PCN 27/F/C/W/T 
 
Resposta : 53.700 Kg 
 
 
 
 
PCN 
 FLEX IBLE RIGID 
PCN 
A B C D A B C D 
14 34.3 35.4 34.7 31.8 34.1 32.1 30.7 29.8 17 
15 36.3 37.1 36.2 33.1 35.6 33.5 32.1 31.2 18 
16 38.2 38.8 37.6 34.4 37.1 35.0 33.5 32.5 19 
17 40.1 40.5 39.1 35.8 38.6 36.5 34.9 33.8 20 
18 42.0 42.2 40.5 37.1 40.1 37.9 36.3 35.2 21 
19 43.9 44.0 42.0 38.4 41.6 39.4 37.7 36.5 22 
20 45.9 45.7 43.4 39.7 43.1 40.9 39.1 37.8 23 
21 47.8 47.4 44.9 41.0 44.7 42.4 40.5 39.2 24 
22 49.7 49.1 46.4 42.3 46.2 43.8 41.9 40.5 25 
23 51.6 50.8 47.8 43.7 47.7 45.3 43.3 41.8 26 
24 53.5 52.5 49.3 45.0 49.2 46.8 44.7 43.2 27 
25 55.4 54.2 50.7 46.3 50.7 48.2 46.1 44.5 28 
26 57.4 55.9 52.2 47.6 52.2 49.7 47.5 45.8 29 
27 59.3 57.6 53.7 48.9 53.7 51.2 48.9 47.2 30 
28 61.2 59.4 55.1 50.2 55.2 52.6 50.3 48.5 31 
29 63.1 61.1 56.6 51.5 56.7 54.1 51.7 49.8 32 
30 65.0 62.8 58.0 52.9 58.2 55.6 53.1 51.2 33 
31 67.0 64.5 59.5 54.2 59.7 57.1 54.5 52.5 34 
32 68.9 66.2 61.0 55.5 61.3 58.5 55.9 53.8 35 
33 70.8 67.9 62.4 56.8 62.8 60.0 57.4 55.2 36 
34 72.7 69.6 63.9 58.1 64.3 61.5 58.8 56.5 37 
35 74.6 71.3 65.3 59.4 65.8 62.9 60.2 57.8 38 
36 76.6 73.1 66.8 60.7 67.3 64.4 61.6 59.2 39 
37 78.5 74.8 68.3 62.1 68.8 65.9 63.0 60.5 40 
38 80.4 76.5 69.7 63.4 70.3 67.4 64.4 61.8 41 
39 82.3 78.2 71.2 64.7 71.8 68.8 65.8 63.2 42 
40 84.2 79.9 72.6 66.0 73.3 70.3 67.2 64.5 43 
41 86.2 81.6 74.1 67.3 74.8 71.8 68.6 65.8 44 
42 88.1 83.3 75.5 68.6 76.3 73.2 70.0 67.2 45 
43 90.0 85.0 77.0 70.0 77.9 74.7 71.4 68.5 46 
44 91.9 86.7 78.5 71.3 79.4 76.2 72.8 69.9 47 
45 93.8 88.5 79.9 72.6 80.9 77.6 74.2 71.2 48 
46 95.7 90.2 81.4 73.9 82.4 79.1 75.6 72.5 49 
47 97.7 91.9 82.8 75.2 83.9 80.6 77.0 73.9 50 
48 99.6 93.6 84.3 76.5 85.4 82.1 78.4 75.2 51 
 
 
 
 
Tabela de ACN / PCN do 737-700 
 
 
 
 
 
 
 
 
Envelope de Peso e Balanceamento 
Peso e 
Balanceamento 
 
 
 
Limite Superior 
 
Definido pelo peso 
máximo estrutural 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Envelope de Peso e Balanceamento 
Peso e 
Balanceamento 
 
 
 
Limite Inferior 
 
Definido pelo peso 
básico vazio 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Envelope de Peso e Balanceamento 
Peso e 
Balanceamento 
 
 
 
Limite Dianteiro 
 
Definido para 
evitar problemas 
de 
manobrabilidade 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Envelope de Peso e Balanceamento 
Peso e 
Balanceamento 
 
 
 
Limite Traseiro 
 
Definido para 
evitar que o CG 
encontre o CP 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Envelope de Peso e Balanceamento 
Peso e 
Balanceamento 
 
 
 
 Limite Superior 
Limite Inferior 
 
 
Peso e Balanceamento 
 
 
Envelope de Peso e Balanceamento 
Peso Máximo de Pouso 
 
® C.E.A.P. Proibida a reprodução sem autorização expressa 
 
 
 
 
 
 
 
Peso e Balanceamento 
 
 
Envelope de Peso e Balanceamento 
Peso Máximo Zero Combustível 
 
® C.E.A.P. Proibida a reprodução sem autorização expressa 
 
 
 
 
 
 
 
Peso e Balanceamento 
 
 
Envelope de Peso e Balanceamento 
Pesos 
 
® C.E.A.P. Proibida a reprodução sem autorização expressa 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Envelope de Peso e Balanceamento 
% MAC 
Peso e 
Balanceamento 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Envelope de Peso e Balanceamento 
Stabilizer Trim Settings 
Peso e 
Balanceamento 
 
 
 
 
 
 
 
Notar que há 
Diferença na 
Escala para 
Flaps 1/5 e 
10/15/25 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Algumas Definições : 
Improved Climb 
 
 
 
• Quando a performance estiver limitada pela subida (normalmente segundo 
segmento) e tivermos pista extra disponível para correr, podemos utilizar o 
método do “Improved Climb” para melhorar o nosso MTOW. 
 
• Os motores fornecem energia para a aeronave, que pode ser trocada tanto 
por velocidade, quanto por gradiente de subida. Quando decolamos com 
improved climb, aceleramos mais a aeronave em solo, para que na fase de 
subida possamos trocar a energia dos motores por um gradiente maior, já 
que a velocidade foi adquirida na pista. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Restrições : 
Improved Climb 
 
Existem algumas restrições para a utilização desta técnica, como por exemplo, 
pistas contaminadas. 
 
 
 
 
 
Menor Gradiente 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Maior Gradiente 
(ou mesmo 
gradiente com 
mais peso) 
Menor Velocidade 
 
 
 
 
 
 
 
Maior Velocidade 
 
 
 
 
Normal Takeoff 
 
 
 
 
 
Improved Climb Takeoff 
 
 
 
 
 
 
 
 
REFERENCIA RBAC 25 (FAR 25) 
REQUERIMENTOS DE PERFORMANCE 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
SEGMENTOS DE 
 
 
DECOLAGEM 
 
 
e UVVL2OF= 110 %11d0a%VdM5aC%AV1MaCVdVAa1S1V) SMg 
CONCLUSÃO: 
1. V1)mcg 105%Vmca Vmca 
V
1 
V1(Decision 
Speed) 
VEF 
Vef: 1s V1 (Engine Failure VmcgA razão para que isso aconteça, é 
que considera-se que o evento ocorrerá 
aproximadamente 1 segundo antes da V1.
 Portanto, para V1 baixa teria 
muito tempo para acelerar a aeronave com 
1 motor 
 
 
V1 BALANCEADA 
➢ Na segunda situação (Accelerate – STOP), pode-se notar 
pelo gráfico que, quanto maior a V1, maior será a 
distância do Accelerate – Stop (ASDA). 
ACCELERATE - STOP 
Distância Grande 
Para Acc-STOP 
 
Distância 
Pequena 
para 
Acc-STOP 
A razão para que isso 
aconteça, é que considera-se 
que o evento ocorrerá 1 seg. 
antes da V1. Portanto, a V1 
baixa teria baixa velocidade 
para frear a aeronave 
completamente. 
 
 
 
 
 
 A
S
D
A
 
A
S
D
A
 
+
 
D
is
tâ
n
c
ia
 
V
1
 B
a
ix
a
 
V
1
 A
lt
a
 
 
 
 
 
 
- V1 + 
- 
 
 
V1 BALANCEADA 
 
 
Ao se juntar as duas linhas vistas anteriormente, nota-se que existe um 
ponto de cruzamento. Neste ponto, para uma mesma V1, se obtém a 
mesma distância, tanto para o Accelerate – GO como para o Accelerate – 
STOP. Isto é o que se chama de V1 BALANCEADA. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
+
 
 
 
 
 
 
 
 
- V1 + 
- 
D
is
tâ
n
c
ia
 
A
S
D
A
 =
 T
O
D
A
 
V
1
 B
a
la
n
ce
a
d
a
 
 
 
PISTA BALANCEADA 
Para uma pista balanceada, a distância para o Accelerate – 
GO é a mesma do Accelerate – STOP (ASDA = TODA) 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
35 pés 
EF 
 
ACCELERATE - GO 
 
MESMA DISTÂNCIA 
 
 
 
 
 
 
 
EF 
 
ACCELERATE - STOP 
 
 
STOPWAY 
 
 
 
 
 
AA SSTTOOPPWWAAYY:: 
• Terá que possuir no mínimo a largura da pista, além de possuir seu eixo centrado na mesma; 
• Ter a capacidade de suportar a aeronave sem causar danos durante o RTO; 
• Ser identificada para o uso da desaceleração da aeronave no caso de RTO. 
 
CLEARWAY 
• Deverá possuir, no mínimo 500 pés de largura, 
além de possuir o seu eixo centrado na pista; 
VVLLooff 
C CC 
• Estar sob o controle das Autoridades Aeronáuticas 
• Nenhum objeto se projetar acima de um gradiente de 
1,2 % do plano da pista; 
DEFINIÇÃO DE STOPWAY e CLEARWAY 
 
 
35 pés 
ACCELERATE – GO 
ACCELERATE – STOP 
DESBALANCEAMENTO DA PISTA 
A presença de uma CLEARWAY também poderá 
“desbalancear” uma pista, pois vai possibilitar a 
aeronave atingir os 35 pés após o final dessa pista, 
resultando em uma V1 mais baixa 
 
 
 
 
A presença de uma CLEARWAY sempre resultará em maior 
disponível, para o “Climb”. 
 
 
ACCELERATE – GO 
ACCELERATE – STOP 
DESBALANCEAMENTO DA PISTA 
A presença de uma STOPWAY causará o desbalanceamento 
da pista, pois permitirá que a aeronave faça uma parada 
completa sobre a sua superfície, resultando em uma V1 mais 
elevada. 
 
 
 
 
 
 
 
 
A presença de uma STOPWAY sempre resultará em maior 
disponível, para o “Field Length”. 
 
 
DESBALANCEAMENTO DA PISTA 
Existem casos onde é necessário DESBALANCEAR 
a pista, como por exemplo: 
➢ Em uma pista com altitude pressão elevada, alta 
temperatura, pouco vento, pouco flap e muito 
peso, eventualmente poderá ter uma V1 
balanceada maior que a VMBE. Neste caso, a V1 
deve ter o seu valor diminuído; 
➢ No outro extremo, ou seja, para temperaturas/ 
altitude pressão baixas, pouco peso e muito flap, 
poderá ocorrer a V1 balanceada menor que a 
 
 
VMCG. Neste caso, a V1 deverá ser aumentada. 
 
 
GRADIENTE DA PISTA (SLOPE) 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
DH 
 
 
COMPRIMENTO DA PISTA (Field Lenght) 
 
➢ DH = Diferença de altitude entre as cabeceiras 
 
NÍVEL DO MAR 
 
GRADIENTE = ( DH / Field Lenght) x 100 % 
LIMITE: 2 % de Inclinação 
 
 
 
Qual é o SLOPE ? ➔ Comprimento da Pista = 6.360ft; Altitudes: 
Cabeceira A = 2.321ft e Cabeceira B = 2.361ft 
Resp.: (2.361 – 2.321) / 6.360 x 100% = 0,62% 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
SEGMENTOS DE 
 
 
DECOLAGEM 
 
 
MMÍÍNNIIMMOO 
11..550000 PPÉÉSS 
SEGMENTOS DE DECOLAGEM 
 
 
 
 
 
 
Acelerando 
(V.Subida) 
 
 
Acelerando 
(V. Subida) 
 
 
 
1,2% 
 
44ºº SSEEGGTTOO 
 
 
 
125% Vs 
(Mínimo) 
MMÍÍNNIIMMOO 
440000PÉPSÉ(FASR) 
120% Vs 
(Mínimo) 
 
 
 
 
2
2
,
,
4
4
%%% 
 
 
 
 
 
 
 
 
120% Vs 
(Mínimo) 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
120% Vs 
110% Vmca 
 
 
GGeeaarr 
UUPP 
FF
ll
aa
pp
ss 
UU
pp 
 
 
GGeeaarr 
UUUPPP 
FFllaappss UUUppp 
 
 
VV 
33ºº SSEEGGTTOO 
 
22ºº 
SSEEGGTTOO 
 
GGGeeeaaarrr 
UUPP 
 
 
11ºº 
SSEEGG
TTOO 
 
GGGeeeaaarrr UUPP 
FFllaappss 
DDoowwnn FFllaappss 22 
DDoowwnn 
 
 
REQUERIMENTO PARA LIVRAR OS 
OBSTÁCULOS 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
0,8 
% 
 
 
 
4º Segmento 
 
 
3º Segmento 
 
 
2º Segmento 
 
 
35 
Feet 
1,2% 
 
 
FLAP 
U
P 
 
 
CLIMB 
 
 
2,4% 
1º Segto. 
 
 
 
Gear 
LIMIT UP 
V2
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
REQUERIMENTOS 
 
 
DE DECOLAGEM 
 
 
REQUERIMENTOS DE DECOLAGEM 
REQUISITOS EXIGIDOS PARA A PERFORMANCE DE UMA DECOLAGEM: 
FATORES QUE LIMITAM UMA DECOLAGEM 
 
➢ O peso máximo de decolagem de uma aeronave é limitado por 
fatores que afetam a sua performance. São eles: 
Comprimento de Pista (Field Length); 
Requerimentos de Subida (Climb); 
Requerimentos de Obstáculo (Obstacle); 
Requerimentos de Velocidade Mínima no Solo (Vmcg); 
Requerimentos de Tempo Máximo de Acceleração (Level Off); 
 
 
Velocidade dos Pneus (Tire Speed); 
Energia dos Freios (Brake Energy). 
 
 
TRANSIÇÃO 
EF 
FULL STOP - REVERSER OUT Throttles 
REQUERIMENTOS DE DECOLAGEM 
FATORES QUE LIMITAM A DECOLAGEM POR PERFORMANCE 
Comprimento de Pista (Field Length): 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Spoilers set to Idle 
V1
 
V2 
set VEF 
Brakes 
VLOF VR 
35 Feet ➔ Dry Runway 
15 Feet ➔ Wet Runway 
VEF 
1 LOST ENGINE ACCEL 
 
EF 
35 pés 
+ 15% DISTÂNCIA BIMOTOR = 100% 
 
 
 
REQUERIMENTOS DE DECOLAGEM 
FATORES QUE LIMITAM A DECOLAGEM POR PERFORMANCE 
Requerimentos de Obstacle; 
 
 
 
 
 
0,8 
% 
4º Segmento 3º Segmento 2º Segmento 
35 
Feet 
1,2% 
2,4% 
1º Segto. 
FLAP 
UP 
CLIMB 
LIMIT 
Gear 
UP 
V2 
 
 
 
REQUERIMENTOS DE DECOLAGEM 
FATORES QUE LIMITAM A DECOLAGEM POR PERFORMANCE 
Requerimentos de Vmcg; 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
30 Feet 
MÁXIMUM 
Eng Fault 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Objetivo da Vmc= W V1 
 
 
WEIGHT W V1
 
 
WEIGHT > W V1 
Y DECOLAGEM PADRÃO 
 X 
▪ V1 Balanceada 
 
FREIOS DESATIVADOS 
(ALGUNS TIPOS DE AERONAVES) 
 ▪ Peso Reduzido; 
▪ V1 Reduzida; 
▪ Baixa VMBE 
 
CLEARWAY 
▪ Peso Elevado; 
▪ V1 Reduzida; 
▪ Desbalanceada. 
Y 
 
 
X 
 STOPWAY 
▪ Peso Elevado; 
▪ V1 Elevada; 
▪ Desbalanceada. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
PERFORMANCE 
DE POUSO 
 
 
REQUERIMENTOS DE POUSO 
REQUISITOS EXIGIDOS PARA A PERFORMANCE DE UM POUSO 
FATORES QUE LIMITAM UM POUSO 
 
➢ O peso máximo de pouso de uma aeronave é limitado pelos 
seguintes fatores: 
Pista; 
Arremetida (Approach/ Landing Climb); 
PCN da Pista; 
Estrutural de Pouso. 
 
 
1.000 
PÉS 
✓ CONSIDERA-SE O USO DO SPEEDBRAKES; 
✓ NÃO É CONSIDERADO O USO DOS REVERSORES. 
DISTÂNCIA REQUERIDA PARA DESPACHO EM PISTA SECA 
MOLHADA 
+ 15 % 
DISTÂNCIA REQUERIDA PARA DESPACHO EM PISTA MOLHADA 
+ 67 % Distancia Real de Parada 
 
FATORES QUE LIMITAM O POUSO: 
PARA EFEITO DE DESPACHO, A PISTA DEVERÁ SER FATORADA. 
➢ CÁLCULO DA DISTÂNCIA REAL DE PARADA: 
VREF ✓ APLICAÇÃO DE “MÁXIMO MANUAL BRAKES”; 
 PERFORMANCE DE POUSO 
5
0
 P
É
S
 
 
 
 
FATORES QUE LIMITAM A DECOLAGEM OU O POUSO DE UMA AERONAVE 
❑ LIMITAÇÕES DE PAVIMENTO 
➢ Para determinar facilmente se uma aeronave sofrerá limitação devido à 
Resistência do pavimento, utiliza-se método ACN - PCN. 
❖ ACN (Aircraft Classification Number): 
É o número que indica o efeito relativo da aeronave sobre o pavimento de 
determinado grau de resistência. Depende tanto do peso quanto da disposição 
dos trens de pouso. Este número é fornecido pelo fabricante da aeronave. 
❖ PCN (Pavement Classification Number): 
É o Número que indica a resistência de um pavimento para operações sem 
restrições. Quanto maior este número, maior será a resistência do pavimento. 
O PCN é um número fornecido no ROTAER para cada aeroporto do país. 
 PERFORMANCE DE POUSO 
 
 
É permitido ACN > PCN, desde que as 
diferenças não excedam 5% das 
decolagens anuais, para diferenças: 
- 10 % em Pavimentos Flexíveis; 
- 5 % em Pavimentos Rígidos. 
IDENTIFICAÇÃO NO 
ROTAER 
A = Resistência Alta; 
R = Piso Rígido (Concreto). 
P C N 
 PERFORMANCE DE POUSO 
ANÁLISE DE POUSO 
 
 
 
 
 
29 = VALOR DO PCN 
R = TIPO DE PISO 
B = CATEGORIA DO SUB-LEITO 
W = CATEGORIA DE PRESSÃO PNEUS 
T = TIPO DE AVALIAÇÃO DO PISO 
2299 / RR / BB / WW / TT 
 
 
CRAETSEIGSOTRÊIANDCEIAPRDEOSSSÃUOBMLÁEXIIMTOA : 
AFVADAV=MALPIiOLSsoISRAÍFVÇlDeExÃLOívONePOl D(CSAONsPfaNPlEtoIUS);SO: : 
W = Alta (sem limite de pressão); 
O PCN (PAVEMENT CLASSIFICATION NUMBER) 
É O NÚMERO EXISTENTE NO 
ROTAER QUE INDICA A 
RESISTÊNCIA DE UMA PISTA 
PARA OPERAÇÕES SEM 
RESTRIÇÕES. 
QUANTO MAIOR O PCN, MAIOR A 
RESISTÊNCIA DO PAVIMENTO. 
 
 
TBXQu===aMnARtéovdeaiMsaliiaa(spiotçrêerã,nsomscãieTaoléhmMocárnéx!ii.cdm..aiaa;;de 217 psi); 
UCY ===BARaivexaasli(isaptrçeêãsnsocãioPamrBáátaxiciimxaaa.;de 145 psi); 
ZD==MRuietosBisatiêxanc(piaresUsãltoramBáxaimixaa=.73 psi). 
 
 
Dimensionamento do Comprimento de Pista 
DISTÂNCIAS DECLARADAS 
 
 
Dimensionamento do Comprimento de Pista 
 
 
 
 
 
 
• Sistema de Pista 
• Pavimento estrutural (pista), acostamentos, áreas finais de segurança e faixa 
de pista 
 
 
 
 
 
Dimensionamento do Comprimento de Pista 
 
 
 
 
 
 
 
• Comprimento de Pista 
• Iniciada a decolagem, abortar e parar com segurança; 
• Completar a decolagem e iniciar a subida, também com segurança. 
 
 
 
 
 
 
 
Dimensionamento do Comprimento de Pista 
• V1 - Velocidade de decisão: velocidade escolhida pelo operador à qual 
admite-se que, ao ser reconhecida pelo piloto uma perda súbita e total 
de potência de uma unidade motopropulsora, é possível frear o avião ou 
continuar a decolagem sem o motor crítico; 
• VR - Velocidade de rotação: velocidade à qual o piloto inicia a rotação da 
aeronave, levantando o nariz, tirando do chão as rodas do nariz; 
• VLOF - Velocidade para deixar o solo ou de decolagem: velocidade à qual 
se tira o avião da pista, isto é, inicia o Vôo propriamente dito 
sustentando-se no ar (lift-off speed); 
• V2 - Velocidade de subida: velocidade mínima com a qual o piloto pode 
 
 
dar início à subida depois de ter passado a 10,70m de altura sobre a 
superfície da pista durante uma decolagem com um motor inoperante. 
 
 
Dimensionamento do Comprimento de Pista 
• Distâncias declaradas: utilizadas para cálculo de pouso e decolagem 
• TORA (take-off run available) – comprimento declarado da pista, disponível 
para corrida no solo de uma aeronave que decola; 
• TODA (take-off distance available) – comprimento da TORA somado ao 
comprimento da Zona Livre de Obstáculos (clearway), se existente; 
• ASDA (accelerate – stop distance available) – comprimento da TORA somado 
ao comprimento da Zona de Parada (stopway), se existente; 
• LDA (landing distance available) – comprimento declarado de pista disponível 
para a corrida no solo de uma aeronave que pousa. 
 
 
Dimensionamento do Comprimento de Pista 
 
 
 
 
 
Dimensionamento do Comprimento de Pista 
Viracopos ( SBKP ) / CAMPINAS, SP 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
RWY TORA(m) TODA(m) ASDA(m) LDA(m) 
15 3150 3390 3150 3150 
33 3240 3390 3240 3150 
 
 
 
 
 
 
RWY TORA(m) TODA(m) ASDA(m) LDA(m) 
15 3150 3390 3150 3150 
33 3240 3390 3240 3150 
 
 
 
 
 
 
RWY TORA(m) TODA(m) ASDA(m) LDA(m) 
15 3150 3390 3150 3150 
33 3240 3390 3240 3150 
 
 
Dimensionamento do Comprimento de Pista 
• O avião sobrevoa a cabeceira da pista passando à altura de 15m (50 pés), 
com velocidade constante igual a 1,3VS (1,3 velocidade de estol) para as 
condições de pouso; 
• O comprimento da pista para pouso é tal que a aeronave nestas 
condições pouse e pare em 60 % do comprimento de pista disponível 
para pouso. 
 
 
 
 
 
Dimensionamento do Comprimento de Pista 
• Procedimento de Subida 
 
 
 
 
 
Dimensionamento do Comprimento de Pista 
 
 
• Características do avião: 
• Capacidade de aceleração 
• Capacidade de alçar vôo 
• Carga alar = relação área da asa por unidade de peso 
• Capacidade de frenagem depois de atingir determinada velocidade e a 
resistência dos pneus 
 
 
Dimensionamento do Comprimento de Pista 
• O comprimento de pista necessário para a decolagem depende: 
• Do avião; 
• Da operação: 
• Do peso bruto de decolagem; 
• Das condições operacionais específicas como posição dos flapes, tipo de pneu, V1... 
• Da pista: 
• Declividade da pista; 
• Condições de atrito do pavimento. 
• Das condições atmosféricas; 
• Altitude (pressão) do aeródromo; 
• Temperatura do ar externo; 
• Vento: direção e intensidade. 
 
 
Dimensionamento do Comprimento de Pista 
• Comprimento de Pista a Ser Construído: condições “médias” ou 
“menos” favoráveis. 
• Temperatura de referência do aeródromo: Média mensal das 
temperaturas máximas diárias do mês mais quente do ano (aquele 
que tem a maior média mensal), feita para um período de vários 
anos. 
• Altitude: do ponto mais alto da área de pouso. 
• Vento: condições menos favoráveis que é o vento nulo. 
• Declividade: condições menos favoráveis = operação em subida. 
 
 
Dimensionamento do Comprimento de Pista 
• Informações necessárias: 
• Temperatura de referência do local 
• Altitude geométrica 
• Declividade média da pista 
• Entrada: 
• Peso bruto do avião (geralmente o máximo de decolagem) 
• Saída: 
• Comprimento de pista necessário. 
 
 
Dimensionamento do Comprimento de Pista 
 
 
• Código de Referência do Aeródromo 
• O objetivo do código de referência é proporcionar um método simples para 
relacionar entre si as numerosas especificações relativas às características do 
aeródromo, de modo a prover uma série de instalações aeroportuárias 
compatíveis com os aviões destinados a operar no aeródromo; 
• O código é composto de dois elementos que se relacionamcom as 
características e dimensões da aeronave. 
 
 
Dimensionamento do Comprimento de Pista 
 
 
• Tabela COD (Código ICAO) 
 
 
 
 
 
Dimensionamento do Comprimento de Pista 
 
 
• Largura da Pista de Pouso / Decolagem 
• A largura das pistas de pouso/decolagem não deverá ser menor do que a 
dimensão apropriada especificadas na tabela (RBAC 154) 
 
 
 
 
 
 
Dimensionamento do Comprimento de Pista 
 
 
• Separação entre pistas paralelas 
• Duas pistas paralelas operando simultaneamente – a mínima distância entre 
seus eixos deverá ser: 
 
 
 
CÓDIGO COD DISTÂNCIA ENTRE EIXOS 
3 ou 4 210 m 
2 150 m 
1 120 m 
 
 
Dimensionamento do Comprimento de Pista 
 
 
• Área de segurança de fim de pista (RESA): deve ser disponibilizada nas 
extremidades da faixa de pista, quando: 
• número de código for 3 ou 4; 
• número de código for 1 ou 2 e a pista for do tipo por instrumento. 
 
 
Dimensionamento do Comprimento de Pista 
• Dimensões de RESA: 
• Devem se estender a partir do final de uma faixa de pista a uma distância de, no mínimo, 90 m; 
• A RESA deve estender-se a partir do final de uma faixa de pista a uma distância de, no mínimo: 
 
 
CÓDIGO COD DISTÂNCIA MÍNIMA 
3 ou 4 240 m 
1 ou 2 120 m 
 
 
• A largura de uma RESA deve ser, no mínimo, o dobro da largura da pista a que está associada; 
• Uma RESA deve oferecer uma área limpa e nivelada para aeronaves para as quais a pista é 
destinada, no caso de uma aeronave realizar o toque antes de alcançar a cabeceira ou 
 
 
ultrapassar acidentalmente o fim da pista. 
 
 
Dimensionamento do Comprimento de Pista 
• Curvas de pista de táxi 
• Mudanças na direção das pistas de táxi devem ser mínimas e as mais suaves possíveis; 
 
 
• Os raios das curvas devem ser compatíveis com a capacidade de manobra e as velocidades 
normais de táxi das aeronaves. 
 
 
Dimensionamento do Comprimento de Pista 
• Pista de táxi de saída rápida: deve ser projetada com um raio de curva de saída 
 
 
NÚMERO DE CÓDIGO RAIO DE CURVA DE SAÍDA MÍNIMO 
3 ou 4 550 m 
1 ou 2 275 m 
 
 
 
 
• Permitir saídas rápidas em condições de pista molhada, com velocidades no 
mínimo 
 
 
NÚMERO DE CÓDIGO VELOCIDADE 
3 ou 4 93 km/h – 50 kt 
 
 
1 ou 2 65 km/h – 35 kt 
 
 
Dimensionamento do Comprimento de Pista 
 
 
 
 
 
 
 
Área de giro de pista de pouso e decolagem 
Uma área de giro de pista de pouso e decolagem deve ser provida nas cabeceiras que não são 
servidas por uma pista de táxi. 
 
 
 
 
 
 
Área de giro de pista de pouso e decolagem 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Código de referência 
Os números e letras de código de referência do aeródromo devem ter os significados a eles 
atribuídos. 
 
 
Elemento 1 do Código 
Número do código Comprimento básico de pista requerido pela aeronave 
1 menor que 800 m 
2 maior ou igual a 800 m e menor que 1200 m 
3 maior ou igual a 1200 m e menor que 1800 m 
4 maior ou igual a 1800 m 
Elemento 2 do Código 
Letra do código Envergadura 
A menor que 15 m 
B maior ou igual a 15 m e menor que 24 m 
C maior ou igual a 24 m e menor que 36 m 
D maior ou igual a 36 m e menor que 52 m 
 
 
E maior ou igual a 52 m e menor que 65 m 
F maior ou igual a 65 m e menor que 80 m 
 
Tabela 3 – Código de referência 
 
 
Método ACN/PCN 
Utilizado para comparar a resistência de pavimentos destinados a 
aeronaves de mais de 5.700 kg. IS Nº 153.103-001 
ACN – Aircraft Classification Number 
PCN – Pavement Classification Number 
tipo de pavimento; 
resistência do subleito; 
pressão máxima admissível dos pneus; e 
método de avaliação. 
 
 
SBKP: 15/33 3240x45 ASPH 56/F/B/X/T 
 
 
Método ACN/PCN 
 
 
 
 
 
 
 
 
Tabela 4 – Tabela para a definição do ACN de aeronaves 
 
 
 
SBKP: 15/33 3240x45 ASPH 56/F/B/X/T 
 
 
É permitido ACN > PCN, desde que as 
diferenças não excedam 5% das 
decolagens anuais, para diferenças: 
- 10 % em Pavimentos Flexíveis; 
- 5 % em Pavimentos Rígidos. 
IDENTIFICAÇÃO NO 
ROTAER 
SBKP 
15/33 3240x45 ASPH 56/F/B/X/T 
O PCN (PAVEMENT CLASSIFICATION NUMBER) 
É O NÚMERO EXISTENTE NO 
ROTAER QUE INDICA A 
RESISTÊNCIA DE UMA PISTA 
PARA OPERAÇÕES SEM 
RESTRIÇÕES. 
QUANTO MAIOR O PCN, MAIOR A 
RESISTÊNCIA DO PAVIMENTO. 
 
 
29 = VALOR DO PCN 
R = TIPO DE PISO 
B = CATEGORIA DO SUB-LEITO 
W = CATEGORIA DE PRESSÃO PNEUS 
T = TIPO DE AVALIAÇÃO DO PISO 
2299 / RR / BB / WW / TT 
P C N 
AFVADAV=MALPIiOLSsoISRAÍFVÇlDeExÃLOívONePOl D(CSAONsPfaNPlEtoIUS);SO: : 
CRAETSEIGSOTRÊIANDCEIAPRDEOSSSÃUOBMLÁEXIIMTOA : 
A = Resistência Alta; 
T
R 
W
B=
=
P
A
i
l
s
ta
oeMs
(
R
s
í
e
g
m
iêdr,o
lim
(C
it
o
e
n
d
c
e
rée
p
t.
r
o
e
)a
s
. 
são); 
UCY ===BARaivexaasli(isaptrçeêãsnsocãioPamrBáátaxiciimxaaa.;de 145 psi); 
XQu===aMnARtéovdaialiiaa(spiotçreãnsomscãieTaoléhmMocárnx!iicdm..aia;;de 217 psi); 
ZD==MRuietosBisatiêxanc(piaresUsãltoramBáxaimixaa=.73 psi). 
 
 
SBKP: 15/33 3240x45 ASPH 56/F/B/X/T 
 
 
 
 
 
SBKP: 15/33 3240x45 ASPH 56/F/B/X/T 
 
 
 
 
 
SBGR: 09L/27R 3700x45 ASPH 77/F/B/W/T 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
GRADIENTE DA PISTA (SLOPE) 
 
 
 
 
 
 
 
 
DH 
 
 
COMPRIMENTO DA PISTA (Field Lenght) 
 
➢ DH = Diferença de altitude entre as cabeceiras 
 
NÍVEL DO MAR 
 
GRADIENTE = ( DH / Field Lenght) x 100 % 
LIMITE: 2 % de Inclinação 
 
Qual é o SLOPE ? ➔ Comprimento da Pista = 10.629ft; 
 
 
Altitudes: Cabeceira 33 = 2.170ft e Cabeceira 15 = 2.149ft 
Resp.: (2.170 – 2.149) / 10.629 x 100% = 0,19% 
 
 
 
 
1° Segmento 
Inicia-se após ter sido atingida a velocidade V2 a 35 pés de altura. Neste segmento é 
efetuado o recolhimento do trem de pouso. Ele termina quando o trem estiver totalmente 
recolhido. Os gradientes exigidos para este segmento são pequenos devido ao arrasto do 
trem de pouso. 
 
Definições do 1° Segmento: 
Dentro deste segmento a aeronave poderá estar operando nas seguintes condições: 
A) um motor inoperante; 
B) demais motores com potência de decolagem; 
C) trem de pouso recolhendo; 
D) flap em posição de decolagem; 
E) velocidade - mantendo a V2; 
F) gradiente - aeronave de 04 reatores = 0,5% 
aeronave de 03 reatores = 0,3% 
aeronave de 02 reatores = no mínimo positivo 
 
 
 
 
 
2° Segmento 
Inicia-se logo após o total recolhimento do trem de pouso. Este é o segmento é o mais 
restrito, pois exige altos gradientes de subida para poder ganhar altura mais rapidamente e 
livrar os obstáculos. Termina quando a aeronave atinge no mínimo 400 pés de altura sobre 
o nível da pista. 
 
Definições do 2° Segmento 
A) um motor inoperante; 
B) demais motores em potência de decolagem; 
C) trem de pouso recolhido; 
D) flap na posição de decolagem; 
E) velocidade - V2; 
F) gradiente mínimo - aeronave de 04 reatores: 3% 
aeronave de 03 reatores: 2,7% 
aeronave de 02 reatores: 2,4% 
 
 
 
3° Segmento 
Inicia-se a no mínimo a 400 pés sobre o nível da pista. Este segmento é horizontal, pois no 
mesmo é efetuada a aceleração da aeronave e o recolhimento dos flaps. Por ser um 
segmento com gradiente nulo, ou seja 0%, uma tração extra é aplicada na aceleração da 
aeronave, porém, em alguns casos em que a aeronave estiver leve, ela poderá atingir 
velocidades acima da máxima permitida com os flaps abaixados (Vide Flap placard speed), 
sendo necessário continuar a subida para evitar danos estruturais nos flaps. Este segmento 
termina após o recolhimento total do flap ou após a aeronave ter atingido 1,25 VS, o que 
ocorrer por último. 
 
Definições do 3° Segmento 
A) um motor inoperante; 
B) demais motores em potência de decolagem; 
C) trem de pouso recolhido; 
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% 
 
 
MMÍÍNNIIMMOO 
11..550000 PPÉÉSS 
SEGMENTOS DE DECOLAGEM 
 
 
 
 
 
 
Acelerando 
(V.Subida) 
 
 
Acelerando 
(V. Subida) 
 
 
 
1,2% 
 
44ºº SSEEGGTTOO 
 
 
 
125% Vs 
(Mínimo) 
MMÍÍNNIIMMOO 
440000PÉPSÉ(FASR) 
120% Vs 
(Mínimo) 
 
 
 
 
2
2
,
,
4
4
%%% 
 
 
 
 
 
 
 
 
120% Vs 
(Mínimo) 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
120% Vs 
110% Vmca 
 
 
GGeeaarr 
UUPP 
FF
ll
aa
pp
ss 
UU
pp 
 
 
GGeeaarr 
UUUPPP 
FFllaappss UUUppp 
 
 
VV 
33ºº SSEEGGTTOO 
 
22ºº 
SSEEGGTTOO 
 
GGGeeeaaarrr 
UUPP 
 
 
11ºº 
SSEEGG
TTOO 
 
GGGeeeaaarrr UUPP 
FFllaappss 
DDoowwnn FFllaappss 22 
DDoowwnn 
 
 
 
 
OAT or SAT 
Outside Air Temperature or Static Air Temperature 
 
Stand still air temperature 
Used to calculate TAS, MACH and aircraft performance. 
Calculus are made using Kelvin scale 
 
𝐾𝑒𝑙𝑣𝑖𝑛 = 𝐶𝑒𝑙𝑐𝑖𝑢𝑠 + 273 
 
What is the double of 27°C? 
23°C +273 = 300 K 
2x 300K = 600K 
600K – 273 = 327°C 
𝑇𝐴𝑆�𝐴𝐶𝐻=1 = 
 
𝑇𝐴𝑆�𝐴𝐶𝐻=1 = 1.2 ∙ 𝑂𝐴𝑇 °𝐶 + 644 
 
OAT = -40°C 
M= 0.80 
TAS = 0.80 x (1.2 * -40 + 644) 
TAS = 477 kt 
 
𝛾𝑅𝑇(𝐾) 
 
 
 
 
 
 
 
Example 
IAS = 249 
M = 0.786 
TAT = -38°C 
SAT = -64°C 
TAS = ??? 
 
 
 
𝑇𝐴𝑆M𝐴𝐶𝐻=1 = 1.2 ∙ 𝑂𝐴𝑇 °𝐶 + 644 
 
OAT = -64°C M= 0.786 
TAS = 0.786 x (1.2 * -64 + 644) 
TAS = 445 kt 
 
 
STAR 
𝑔𝑟𝑎𝑑 = 
𝐻2 − 𝐻1 
 
 
60 ∙ 𝐷 
KTAS = 200 KT 
PUPSI - UGOTA 
18000 − 17000 
𝑔𝑟𝑎𝑑 = 
60 ∙ 17.3 
= 1% 
𝑉= 200 ∙ 1 = 200 𝑓𝑝𝑚 
UGOTA - MUPIP 
17000 − 7000 
𝑔𝑟𝑎𝑑 = = 9% 
60 ∙ 18.3 
𝑉= 200 ∙ 9 = 1800 𝑓𝑝𝑚 
PUPSI - MUPIP 
18000 − 7000 
𝑔𝑟𝑎𝑑 = 
60 ∙ 35.7 
= 5.2%
 
𝑉= 200 ∙ 5 = 1000 𝑓𝑝𝑚 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Thrust to Weight Ratio - Taxa empuxo-peso ou Relação empuxo-peso 
 
É uma taxa sem dimensão de empuxo para o peso de um foguete 
espacial, motor a reação, motor de hélice, ou um veículo propelido por tal 
motor que indica o desempenho do motor ou veículo. 
 
Specifications / Fighters F-15K F-15C Mig-29K 
Engine(s) Thrust Maximum (lbf) 58,320 46,900 39,162 
Aircraft Weight (lb) 45,223 42,474 37,461 
Thrust to Weight Ratio 1,289 1,10 1,04 
 
Empuxo: 58320 Lb 
Peso máx. de decolagem: 45223 Lb 
 
 
 
T/W 
58320/45223 = 1,289 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
FADEC - Full authority digital engine control 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Weight versus Moment C.G. 
 
 
 
c.g. (%mac) 
5% 10% 15% 20% 25% 30% 35% 40% 
 
45% 
 
 
50% 
 
 
 
 
Moment (in-lb) 
C-6 
W
e
ig
h
t 
(l
b
) 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
North American X-15 tem 829 kg/m2 máxima de carga alar. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
RVSM 
 
 
• Inicialmente, o espaço aéreo foi “projetado” para ter níveis de voo alternados a 
cada 1.000 ft nas aerovias, até 29.000 ft. Acima disso, os níveis seriam a cda 2.000 
ft 
 
• Isso se dá pelo fato de que os altímetros perdem a precisão acima de 29.000 ft, 
tornando o voo mais suscetível a erros 
 
• A partir de 1997, graças ao uso dos ADCs, os altímetros passaram a ser mais 
precisos e a separação de 1.000 ft se estendeu até 41.000 ft 
 
• O emprego deste novo nível de separação foi gradual. Iniciou em 1997 nos EUAe 
os últimos a adotarem foram algumas regiões da África, em 2008 
 
 
RVSM 
 
 
• A essa nova separação de níveis, deu-se o nome de Reduced Vertical Separation 
Minimums (RVSM) 
 
 
 
 
 
RVSM 
 
 
• Deve-se observar que o nível a ser utilizado depende da proa que a aeronave está 
voando naquela aerovia 
 
 
 
 
 
 
 
 
RVSM 
 
 
• Para provar que uma aeronave tem os instrumentos acurados o suficiente para 
voar em modo RVSM, ela deve voar em todo o envelope de pesos, velocidades e 
altitudes da aeronave entre 29.000 ft e 41.000 ft, conferindo os dados do ADCcom 
o de um sistema especial de GPS, chamado GMU (GPS Monitoring Unit) 
 
• Uma aeronave não certificada para voo em RVSM não pode voar acima do nível 
FL290 (29.000 ft) 
 
 
 
 
 
 
 
https://www.youtube.com/watch?v=dQ5ggycaDgk 
https://www.youtube.com/watch?v=dQ5ggycaDgk
 
 
ETOPS 
 
 
• Extended Twin Engine Operations - ETOPS - Extended Operations 
• Diz respeito a operação estendida de aeronaves comerciais bimotores, para que 
possam voar a uma determinada distância de um aeródromo de alternativa (para 
pouso em caso de pane de motor) 
 
• Os cenários são: 
• Falha de Motor 
• Falha de Pressurização• Falha combinada de motor e pressurização. 
• Áreas livres de obstáculos (rotas de contingencia) 
• Reservas de oxigênio. 
 
 
ETOPS 
 
 
• Em 1953, o FAA impôs uma restrição a aeronaves comerciais, de que elas não 
poderiam se afastar mais do que 1 hora de voo de um aeródromo qualquer de 
alternativa 
• Com o tempo e o início de operação dos motores a jato (mais confiáveis), 
 
 
estendeu-se o limite para 60 minutos em aeronaves bimotores e 120 minutospara 
tri ou quadrimotores 
 
 
ETOPS 
 
 
 
 
 
ETOPS 
 
 
• Os motores a jato ainda tinham a vantagem de ser mais velozes, podendo 
percorrer uma distância maior em 60 minutos 
 
• Com os motores cada vez mais confiáveis, pediu-se, em 1985, uma exceção ao 
Boeing 767, para voar em rotas 120 minutos 
 
• Ficou implantado então o chamado ETOPS-120 
 
 
ETOPS 
 
 
• Esta decisão praticamente enterrou aeronaves tri e quadrimotoras como o DC-8 e 
o Boeing 707, já que a exclusividade de voar ETOPS-120 é o que tornava a 
operação dessas aeronaves vantajosa 
 
• Em 1988, as primeiras aeronaves bi, tri e quadrimotores começaramter 
autorização para voar ETOPS-180 
 
• Essa medida tornou inviável outras aeronaves, como o DC-10 e o MD-11, etornou 
também menos atraente o Airbus A-340 e o Boeing 747 
 
ETOPS 120 minutos; 
ETOPS 180 minutos; 
 
 
ETOPS 
 
 
• Com isso, 95% da superfície do globo poderiam ser voadas por aeronaves 
bimotoras 
 
• Na figura, a comparação de ETOPS-60 com ETOPS-180 
 
 
 
 
 
ETOPS 
 
 
• Em 2001, operadores do Boeing 777 pediram extensão de 15% no ETOPS-180, 
criando o ETOPS-207 
 
• Tal medida foi autorizada pelo FAA, mas negada pela ICAO e pelo JAA (autoridade 
europeia na época) 
 
• Porém houve o compromisso de se criar e discutir regras para uma futura adoção 
da certificação ETOPS-240 ou mesmo ETOPS-330 
 
• Caso seja aceita, praticamente não haverão mais limites na superfície do globo 
para operações de voo 
 
 
ETOPS 
 
 
• Comparação ETOPS-180 com o possível ETOPS-330 
 
 
ETOPS-180 
 
 
 
 
 
ETOPS-330 
 
 
ETOPS 
Airbus A330 é o primeiro a receber a certificação 
ETOPS 285 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
12 de dezembro de 2011 
ETOPS 
Boeing 777 é o primeiro a receber a certificação 
 
 
ETOPS 330 
 
 
ETOPS 
Boeing 787 Dreamliner recebe a certificação ETOPS 330 
 
 
 
28 de maio de 2014 
Santiago – Auckland – Sydney 
 
 
ETOPS 
 
 
28 de maio de 2014 
Santiago – Auckland – Sydney 
 
 
ETOPS 
Airbus A330neo recebe certificação para voos 
transoceânicos de longa distância 
 
 
https://www.airway.com.br/airbus-a330neo-recebe-certificacao-para-voos-transoceanicos-de-longa-distancia/ 
https://www.airway.com.br/airbus-a330neo-recebe-certificacao-para-voos-transoceanicos-de-longa-distancia/
 
 
ETOPS 
 
 
• Para uma aeronave ser certificada ETOPS, ela deve demonstrar confiabilidade ao 
longo do tempo, sistemas que sejam robustos o suficiente contra falhas (evitando 
o acontecimento e apresentando alternativa caso aconteça) 
 
• Além disso a aeronave deve demonstrar que é capaz de voar em condição de falha 
real de motor durante o tempo que se almeja receber o ETOPS 
 
 
 
 
 
ETOPS 
 
 
• Ainda, a empresa aérea que vai operar a aeronave deve demonstrar também 
capacidade de atender a aeronave em pane nos aeródromos de alternativa 
 
• Caso tudo seja demonstrado, a aeronave recebe o “ETOPS Operational Approval” 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
https://www.youtube.com/watch?v=K_lzVrdfIa8 
 
https://www.youtube.com/watch?v=K_lzVrdfIa8
 
 
 
 
 
 
 
 
1993 
https://flightsafety.org/files/RERR/TakeoffTrainingSafetyAid.pdf 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Pilot Guide to Takeoff Safety (Section 2 of the training aid updated in 2004); 
 
Rejected Takeoff and the Go/No Go Decision - a flight crew briefing video created 
by Boeing. 
https://www.youtube.com/watch?v=KlpJTGAv2Oc 
https://flightsafety.org/files/RERR/TakeoffTrainingSafetyAid.pdf
https://www.youtube.com/watch?v=KlpJTGAv2Oc
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
CFM International CFM56-7B - Boeing 737 Next-Generation Family 
CFM56-5B - Family Airbus 
 
 
 
 
 
 
330 assentos (2 classes). 
195 libras por passageiro (peso médio do passageiro adulto) 
50 libras de bagagem por passageiro 
Payload de 80.850 libras 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
BOW - 41,145kg (90,710lb) 
MTOW - 70,535kg (155,500lb) 
 
BOW - Basic Operational Weight 
O peso básico operacional é composto 
pelo peso básico (PB) + a tripulação e 
comissários de bordo com suas 
bagagens, manuais e documentos de 
bordo, e itens necessários para que a 
aeronave seja operada. Neste peso não 
é incluído o combustível necessário e 
nem a carga paga (payload) 
 
MTOW - Maximum Takeoff Weight 
Peso máximo de decolagem - PMD, em 
inglês: Maximum Take-Off Weight, 
MTOW) é o peso máximo com o qual uma determinada aeronave pode alçar voo com segurança. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
PAYLOAD/RANGE FOR LONG-
RANGE CRUISE- MODEL 737-800 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
3.3.47 
 
RWY TORA(m) TODA(m) ASDA(m) LDA(m) 
15 3150 3390 3150 3150 
33 3240 3390 3240 3150 
 
RWY TORA(m) TODA(m) ASDA(m) LDA(m) 
02R 1323 1323 1323 1323 
20L 1323 1323 1323 1323 
 
 
 
 
 
 
 
F.A.R. TAKEOFF RUNWAY LENGTH REQUIREMENTS STANDARD DAY, DRY RUNWAY 
MODEL 737-800/-800W/BBJ2 (CFM56-7B24/-7B26/-7B27 ENGINES AT 26,000 LB SLST) 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
3.3.48 
 
RWY TORA(m) TODA(m) ASDA(m) LDA(m) 
15 3150 3390 3150 3150 
33 3240 3390 3240 3150 
 
RWY TORA(m) TODA(m) ASDA(m) LDA(m) 
02R 1323 1323 1323 1323 
20L 1323 1323 1323 1323 
 
 
 
 
 
F.A.R. TAKEOFF RUNWAY LENGTH REQUIREMENTS STANDARD DAY +27oF (STD + 15oC), DRY RUNWAY 
MODEL 737-800/-800W/BBJ2 (CFM56-7B24/-7B26/-7B27 ENGINES AT 26,000 LB SLST)c 
 
 
 
 
 
 
F.A.R. TAKEOFF RUNWAY LENGTH REQUIREMENTS STANDARD DAY +45oF (STD + 25oC), DRY RUNWAY 
MODEL 737-800/-800W/BBJ2 (CFM56-7B24/-7B26/-7B27 ENGINES AT 26,000 LB SLST)c 
RWY TORA(m) TODA(m) ASDA(m) LDA(m) 
15 3150 3390 3150 3150 
33 3240 3390 3240 3150 
 
RWY TORA(m) TODA(m) ASDA(m) LDA(m) 
02R 1323 1323 1323 1323 
20L 1323 1323 1323 1323 
 
 
 
 
 
 
 
F.A.R. TAKEOFF RUNWAY LENGTH REQUIREMENTS STANDARD DAY +63oF (STD + 35oC), DRY RUNWAY 
MODEL 737-800/-800W/BBJ2 (CFM56-7B24/-7B26/-7B27 ENGINES AT 26,000 LB SLST)c 
RWY TORA(m) TODA(m) ASDA(m) LDA(m) 
15 3150 3390 3150 3150 
33 3240 3390 3240 3150 
 
RWY TORA(m) TODA(m) ASDA(m) LDA(m) 
02R 1323 1323 1323 1323 
20L 1323 1323 1323 1323 
 
 
 
 
 
 
 
 
F.A.R. LANDING RUNWAY LENGTH REQUIREMENTS - FLAPS 30 
MODEL 737-800 
RWY TORA(m) TODA(m) ASDA(m) LDA(m) 
15 3150 3390 3150 3150 
33 3240 3390 3240 3150 
 
RWY TORA(m) TODA(m) ASDA(m) LDA(m) 
02R 1323 1323 1323 1323 
20L 1323 1323 1323 1323 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
3.4.30 F.A.R. LANDING RUNWAY LENGTH REQUIREMENTS - FLAPS 40 
 
 
005 299 
MODEL 737-800 
D6-58325-6 
OCTOBER 2 
RWY TORA(m) TODA(m) ASDA(m) LDA(m) 
15 3150 3390 3150 3150 
33 3240 3390 3240 3150 
 
RWY TORA(m) TODA(m) ASDA(m) LDA(m) 
02R 1323 1323 1323 1323 
20L 1323 1323 1323 1323 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
3.4.31 F.A.R. LANDING RUNWAY LENGTH REQUIREMENTS - FLAPS 30 
 
 
MODEL 737-800 
D6-58325-6 
300 OCTOBER 2005 
RWY TORA(m) TODA(m) ASDA(m) LDA(m) 
15 3150 3390 3150 3150 
33 3240 3390 3240 3150 
 
RWY TORA(m) TODA(m) ASDA(m) LDA(m) 
02R 1323 1323 1323 1323 
20L 1323 1323 1323 1323 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
3.4.32 F.A.R. LANDING RUNWAY LENGTH REQUIREMENTS- FLAPS 15 
 
 
005 301 
MODEL 737-800 
D6-58325-6 
OCTOBER 2 
RWY TORA(m) TODA(m) ASDA(m) LDA(m) 
15 3150 3390 3150 3150 
33 3240 3390 3240 3150 
 
RWY TORA(m) TODA(m) ASDA(m) LDA(m) 
02R 1323 1323 1323 1323 
20L 1323 1323 1323 1323 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
3.4.33 F.A.R. LANDING RUNWAY LENGTH REQUIREMENTS - FLAPS 40 
 
 
MODEL 737-800 WITH WINGLETS 
D6-58325-6 
302 OCTOBER 2005 
RWY TORA(m) TODA(m) ASDA(m) LDA(m) 
15 3150 3390 3150 3150 
33 3240 3390 3240 3150 
 
RWY TORA(m) TODA(m) ASDA(m) LDA(m) 
02R 1323 1323 1323 1323 
20L 1323 1323 1323 1323 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
3.4.34 F.A.R. LANDING RUNWAY LENGTH REQUIREMENTS - FLAPS 30 
 
 
005 303 
MODEL 737-800 WITH WINGLETS 
D6-58325-6 
OCTOBER 2 
RWY TORA(m) TODA(m) ASDA(m) LDA(m) 
15 3150 3390 3150 3150 
33 3240 3390 3240 3150 
 
RWY TORA(m) TODA(m) ASDA(m) LDA(m) 
02R 1323 1323 1323 1323 
20L 1323 1323 1323 1323 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
3.4.35 F.A.R. LANDING RUNWAY LENGTH REQUIREMENTS - FLAPS 15 
 
 
MODEL 737-800 WITH WINGLETS 
D6-58325-6 
304 OCTOBER 2005 
RWY TORA(m) TODA(m) ASDA(m) LDA(m) 
15 3150 3390 3150 3150 
33 3240 3390 3240 3150 
 
RWY TORA(m) TODA(m) ASDA(m) LDA(m) 
02R 1323 1323 1323 1323 
20L 1323 1323 1323 1323 
 
 
 
The ACN/PCN system (Section 7.10) as referenced in ICAO Annex 14, "Aerodromes," 3rd Edition, July 1999, provides a standardized 
international airplane/pavement rating system replacing the various S, T, TT, LCN, AUW, ISWL, etc., rating systems used throughout the world. 
 
 
PCN 
 
PAVEMENT 
TYPE 
 
SUBGRADE 
CATEGORY 
 
TIRE PRESSURE 
CATEGORY 
 
EVALUATION 
METHOD 
 R = Rigid A = High W = No Limit T = Technical 
F = Flexible B = Medium X = To 254 psi (1.75 MPa) U = Using Aircraft 
 C = Low Y = To 181 psi (1.25 MPa) 
 D = Ultra Low Z = To 73 psi (0.5 MPa) 
 
ACN values for flexible pavements are calculated for the following four subgrade categories: 
 
Code A - High Strength - CBR 15 
Code B - Medium Strength - CBR 10 
Code C - Low Strength - CBR 6 
Code D - Ultra Low Strength - CBR 3 
ACN values for rigid pavements are calculated for the following four subgrade categories: 
Code A - High Strength, k = 550 pci (150 MN/m3) 
Code B - Medium Strength, k = 300 pci (80 MN/m3) 
 
 
Code C - Low Strength, k = 150 pci (40 MN/m3) 
Code D - Ultra Low Strength, k = 75 pci (20 MN/m3) 
 
 
ACN/PCN Reporting System: Flexible and Rigid Pavements 
 
 
 
ACN FOR RIGID PAVEMENT ACN FOR FLEXIBLE PAVEMENT 
 
 
 
AIRCRAFT 
MODEL 
 
ALL-UP 
MASS/ 
OPERATING 
MASS 
EMPTY LB 
(KG) 
 
 
LOAD ON 
ONE MAIN 
GEAR LEG 
(%) 
 
 
TIRE 
PRESSURE 
PSI (MPa) 
 
 
 
HIGH 
 
 
 
MEDIUM 
 
 
 
LOW 
 
 
 
ULTRA 
LOW 
 
 
HIGH 
 
 
MEDIUM 
 
 
LOW 
 
 
ULTRA 
LOW 
 
 
737-800 
174,700 
(79,242) 
 
 
46.79 
 
 
204 
(1.41) 
 
49 
 
52 
 
54 
 
56 43 45 50 55 
91,300 
(41,413) 
 
23 
 
24 
 
25 
 
27 20 21 22 26 
 
 
 
 
 
 
NOTE: VALUES FOR 737-700, -800, -900, -900ER ARE VALID FOR MODELS WITH AND WITHOUT WINGLETS. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
7.10.16 AIRCRAFT CLASSIFICATION NUMBER - FLEXIBLE PAVEMENT 
MODEL 737-800 WITH AND WITHOUT WINGLETS 
 
D6-58325-6 
OCTOBER 2005 509 
1
5
 -
 (
 3
2
4
0
x
4
5
 A
S
P
H
 5
6
/F
/B
/X
/T
) 
- 3
3
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
7.10.16 AIRCRAFT CLASSIFICATION NUMBER - FLEXIBLE PAVEMENT 
MODEL 737-800 WITH AND WITHOUT WINGLETS 
 
D6-58325-6 
OCTOBER 2005 509 
1
6
 -
 (
1
2
0
0
x
3
0
 A
S
P
H
 2
5
/F
/A
/X
/T
) 
- 3
4
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
AOC SBKP 
 
 
 
AC Nº: 120-91 
 
 
Advisory 
Circular 
AC Nº: 120-91 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
AOC SBKP 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
O que é Improved Climb? 
• A Improved Climb é uma ferramenta disponível para o 
Engenheiro de Desempenho para otimizar o 
desempenho de decolagem da aeronave, resultando 
em aumento dos pesos de decolagem. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Flaps 
 
 
 
Bleed 
 
V1 Policy 
 
 
 
Improved Climb 
 
 
 
5 fatores determinantes desempenho limitado peso bruto de decolagem 
 
 
 
1. Field Length 
2. Climb 
3. Tire Speed 
4. Brake Energy 
5. Obstacle 
 
 
 
 
 
 
Available Runway Length 
 
Field Length Limited Weight 
 
 
• Peso no qual após uma falha no motor pouco 
antes da V1 a aeronave continua acelerando, com 
um motor inoperante, e atinge uma altura de 35 
pés no final da pista. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
35 Feet 
Available Runway Length 
 
Field Length Limited Weight 
 
 
 
 
• Peso no qual após uma falha no motor pouco 
antes da V1 a aeronave continua acelerando, com 
um motor inoperante, e atinge uma altura de 35 
pés no final da pista. 
 
 
 
 
 
 
 
35 Feet 
Available Runway Length 
 
Field Length Limited Weight 
 
 
 
 
 
• FAR Parte 25.107 define a velocidade 
mínima exigida na altura de 35 pés como a 
mais alta de: 
• 1.13 Vs1 
• 1.10 Vmca 
• Vr + aceleração para 35 feet 
 
 
 
Takeoff Weight Capability 
 
 
 
 
 
 
 
Runway 
Length 
Required 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Para maximizar o Field Length limit weight: 
- precisa de uma grande aceleração 
- baixa velocidade de segurança de 
decolagem, V2 – Takeoff Safety 
Flap 15 
 Field Limit 
 
 
 
 
 
Takeoff Gross Weight 
 
 
 
 
 
 
Available Runway Length 
 
Climb Limited Weight 
 
 
• Peso no qual após uma falha no motor pouco 
antes da V1 a aeronave continua acelerando, com 
um motor inoperante, e tem a capacidade mínima 
de gradiente de subida regulatória. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Climb Limited Weight 
 
 
• Peso no qual após uma falha no motor pouco 
antes da V1 a aeronave continua acelerando, com 
um motor inoperante, e tem a capacidade mínima 
de gradiente de subida regulatória. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
35 Feet 
 
 
 
Available Runway Length 
 
 
 
Climb Limited Weight 
 
 
 
 
 
 
35 Feet 
 
 
 
Available Runway Length 
 
 
 
• FAR Parte 25.107 define a velocidade 
mínima exigida na altura de 35 pés como a 
mais alta de: 
• 1.13 Vs1 
• 1.10 Vmca 
• Vr + aceleração para 35 feet 
 
 
 
Takeoff Weight Capability 
 
Flap 1 
Field Limit 
 
 
Runway 
Length 
Flap 5 
Field Limit 
 
 
 
Flap 15 
Field Limit 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Flap 1 
Climb 
Limit 
Flap 5 
Climb Limit 
Flap 15 
Climb Limit 
 
 
Takeoff Gross Weight 
 
 
 
Climb Limited Weight 
 
 
• Peso de decolagem limitada pelo gradiente 
de subida que resulta em não usar todo o 
comprimento da pista disponível. 
 
 
 
 
 
 
 
 
35 Feet 
 
 
 
Available Runway Length 
 
Actual Runway Length 
Comprimento da pista 
não usada disponível 
 
 
 
Climb Gradient Versus Speed 
 
 
 
 
 
 
 
 
Grad 
Best Gradient 
•
 
• 
 
Optimum Climb Speed 
 
 
 
V22Speed New V22Speed 
 
 
 
 
 
 
Aumentar a V2 pode melhorar a capacidade de gradiente de 
subida 
 
 
 
Climb Gradient Versus Speed 
 
 
 
 
 
 
 
Grad 
Required Gradient 
 
 
Weight 1 
 
IInnccrrreeaassiinngg 
 
Weight 2 
 
 
 
 
 
 
V22Speed Speed 
 
 
 
 
O aumento da velocidade de subida pode: 
melhorar a capacidade de gradiente de subida para um determinado 
peso, ou permitir maior peso para gradiente fixo 
 
 
 
Climb Limited Weight Without Improved Climb 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
35 Feet 
 
 
 
Available Runway Length 
 
Actual Runway Length 
V1 
 
VR V2 
 
Unused Runway 
Length Available 
 
 
 
Climb Limited Weight With Improved Climb 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
35 Feet 
 
 
 
Available Runway LengthActual Runway Length 
 
V11with 
 
 
VRRwith 
 
V22 with 
 
Unused Runway 
Length Available 
Improved 
Climb 
Improved 
Climb 
Improved 
Climb 
 
 
Climb Limited Weight com Improved Climb 
 
 
 
 
 
35 Feet 
 
 
 
Available Runway Length 
 
Actual Runway Length 
V1 
 
VR V2 
 
Unused Runway 
Length Available 
 
 
 
35 Feet 
 
 
 
Available Runway Length 
 
Actual Runway Length 
 
V11with 
 
VRRwith 
 
 
 
V22 with 
 
U
n
u
s
e
d
 
R
u
n
w
a
y
 
L
e
n
g
t
h
 
A
v
a
i
l
a
b
l
e 
Improved 
 
 
Climb Improved 
Climb 
Improved 
Climb 
 
 
Determination of Improved Climb Limited Weight 
 
 
 
 
 
 
Field Limit Weight 
Improved Climb 
 
 
 
 
 
Weight 
Improved Climb 
Limit Weight 
 
 
 
 
 
 
 
 
Climb Limit Weight 
Improved Climb 
Speed Increase 
 
 
0 1 2 3 4 5 
 
• 
 
 
Speed Increase 
 
 
Takeoff Weight Capability com Improved Climb 
 
 
 
Flap 15 
Climb Limit 
 Flap 15 
Improved Climb 
(Field + Climb Limited) 
 
Runway 
Length 
Required  
 
 
Flap 15 
 Field Limit 
 
 
 
 
 
 
 
Takeoff Gross Weight 
 
 
AFM Improved Climb Limit Weight Chart 
 
 
 
 
 
 
AFM Improved Climb Limit Weight Chart 
 
 
 
 
 
AFM Improved Climb Limit Weight Chart 
 
 
 
 
 
Field Length Limit = 78,000 Kgs 
Climb Limit = 66,000 Kgs 
AFM Improved Climb Limit Weight Chart 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
70,500 Kgs 
12.8 Units 
 
 
AFM Improved Climb Limit Weight Chart 
 
 
Speed Without 
Improved Climb 
Speed With 
Improved Climb 
Improved 
Climb Units Improved 
Climb Units 
Speed Without 
Improved Climb 
Speed With 
Improved Climb 
Usando o Improved Climb Speeds Chart 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Climb Weight Improvement 
Field Length Limit Weight 
Minus 
Climb Limit Weight 
Field Length Limit = 78,000 Kgs 
Climb Limit = 66,000 Kgs 
Usando o Improved Climb Speeds Chart 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Field Length Limit Weight 
Minus 
Climb Limit Weight 
Climb Weight Improvement 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Available Runway Length 
Tire Speed Limited Weight 
 
 
 
• O peso em que a velocidade máxima alcançada 
no solo não excede o limite de velocidade 
nominal do pneu. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Tire Speed Limited Weight 
 
 
 
• O peso em que a velocidade máxima alcançada 
no solo não excede o limite de velocidade 
nominal do pneu. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
35 Feet 
 
 
 
Available Runway Length 
 
 
Determination of Tire Speed Limited Weight 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Lift-Off 
Speed 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Flap 5 
 
Tire Limit Speed  
 
 
Tire Speed Limit Weight 
 
 
 
Takeoff Gross Weight 
 
 
Obstacle Limited Weight 
 
 
 
 
• Peso no qual após uma falha no motor pouco 
antes do V1 a aeronave continua acelerando, com 
um motor inoperante, e a rota de voo da rede 
limpa todos os obstáculos em pelo menos 35 pés. 
• Bruto 
 
Net 
 
 
 
 
3355FFeeeet 
 
 
 
 
Tire Speed Limit 
Flight Planning and Performance Manual 
 
 
 
 
 
Obstacle Limited Weight 
 
 
 
 
• O desempenho limitado de peso com a 
Escalada Melhorada é uma troca entre o 
aumento da distância de decolagem e a 
melhor capacidade de gradiente de subida. 
 
• A melhora de peso, se houver, depende da 
localização de obstáculos. 
 
 
 
 
 
 
 
 
Gross 
 
Net 
 
 
3355FFeeeet 
 
 
 
 
 
 
 
Normal Improved Climb 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
NFP - Rota de voo líquida 
GFP - Rota de voo atual 
 
 
 
 
 
NFP 
0.8% for two-engine aircraft 
0.9% for three-engine aircraft 
1.0% for four-engine aircraft 
FAR 25.111 
(i) 1,2 por cento para aviões bimotores; 
(ii)1,5 por cento para aviões de três motores; e 
(iii)1,7 por cento para aviões quadrimotores. 
 
 
Por regulamentação o valor mínimo do gradiente é de 2.5% 
 
 
Minimum Climb Performance 
Engines 1st Segment 2nd Segment 3rd Segment Final Segment 
2 Engine Positive 2.5% Positive 1.2% 
3 Engine 3.0% 2.7% Positive 1.5% 
4 Engine 5.0% 3.0% Positive 1.7% 
 
 
 
Segundo Segmento: 2.5% + Net Flight Patch: 0.8% - 2.4 + 0.8 = 3.3% 
 
 
 
 
 
 
 
 
MMÍÍNNIIMMOO 
11..550000 PPÉÉSS 
SEGMENTOS DE DECOLAGEM 
 
 
 
 
 
 
Acelerando 
(V.Subida) 
 
 
Acelerando 
(V. Subida) 
 
 
 
1,2% 
 
44ºº SSEEGGTTOO 
 
 
 
125% Vs 
(Mínimo) 
MMÍÍNNIIMMOO 
440000PÉPSÉ(FASR) 
120% Vs 
(Mínimo) 
 
 
 
 
2
2
,
,
4
4
%%% 
 
 
 
 
 
 
 
 
120% Vs 
(Mínimo) 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
120% Vs 
110% Vmca 
 
 
 
GGeeaarr 
UUPP 
F
F
l
l
a
a
p
p
s
s 
UU
pp 
 
 
 
GGeeaarr 
UUPP 
FFllaappss UUpp 
 
 
VV 
33ºº SSEEGGTTOO 
 
22ºº 
SSEEGGTTOO 
 
GGeeaarr 
UUPP 
 
 
11ºº 
SSEEGG
TTOO 
 
GGeeaarr UUPP 
FFllaappss 
DDoowwnn FFllaappss 22 
DDoowwnn 
 
 
REQUERIMENTOS DE DECOLAGEM 
FATORES QUE LIMITAM A DECOLAGEM POR PERFORMANCE 
Requerimentos de Obstacle; 
0,8% 2 motores 1,0% 4 motores 
 
 
 
 
0,8 
% 
 
 
 
4º Segmento 
 
 
3º Segmento 
 
 
2º Segmento 
 
 
35 
Feet 
1,2% 
 
 
FLAP 
U
P 
 
 
 
CLIMB 
 
 
2,4% 
1º Segto. 
 
 
 
Gear 
LIMIT UP 
V2
 
 
 
NFP 
0.8% for two-engine aircraft 
0.9% for three-engine aircraft 
1.0% for four-engine aircraft 
FAR 25.111 
(i) 1,2 por cento para aviões bimotores; 
(ii) 1,5 por cento para aviões de três motores; e 
(iii)1,7 por cento para aviões quadrimotores. 
 
 
Por regulamentação o valor mínimo do gradiente é de 2.5% 
 
 
Minimum Climb Performance 
Engines 1st Segment 2nd Segment 3rd Segment Final Segment 
2 Engine Positive 2.5% Positive 1.2% 
3 Engine 3.0% 2.7% Positive 1.5% 
4 Engine 5.0% 3.0% Positive 1.7% 
 
 
 
Segundo Segmento: 2.5% + Net Flight Patch: 0.8% - 2.4 + 0.8 = 3.3% 
 
 
 
 
 
PANS - OPS 
Procedures for Air Navigation Services – Operations 
 
 
• PANS-ATM: Procedures for Air Navigation Services – Air Traffic 
Management (ICAO Doc. 4444) 
• PANS-TRG: Procedures for Air Navigation Services – Training 
(ICAO Doc. 9868) 
• PANS-AD (PANS-Aerodrome, ICAO Doc 9981) 
• PANS-OPS (Aircraft operations, ICAO Doc 8168) 
• PANS-ABC (Abbreviations and codes, ICAO Doc 8400) 
• PANS-AIM (Aeronautical information management, ICAO Doc 
10066) 
 
 
A partir do fim de 
pista, aumenta em 
0,8% da distância 
horizontal na direção 
do vôo, assumindo 
uma curva máxima de 
15º. 
 
O gradiente de subida 
padrão para 
procedimentos de 
decolagem é de 3,3% 
 
 
Part II — Section 2, Chapter 1 II-2-1-5 
 
 
 
 
 
Figure II-2-1-2. Conversion nomogram 
 
 
 
Exemplo 
Improved Climb Speeds 
 
Airplane = 737-400 
Engines = CFM56-3-B2 
Flaps = 5 
Slope = 0.5% 
Airconditioning = Auto 
Anti-Skid = ON 
OAT = 30 Deg C 
Wind = 0 Kts 
Altitude = 3000 ft 
Obstacles = None 
V1/Vr Ratio 
Climb Limit Weight = 57,000 kg 
Field Limit Weight = 62,000 kg 
Tire Speed Limit Weight = 70,000 kg 
Improved Climb Weight 
 
Improved Climb V1 
Improved Climb VR 
Improved Climb V2 
Vmbe 
 
 
 
 
 
 
 
Takeoff Gross Weight 
 
Relação entre 
Climb Limit Weight 
vs 
Fiel Length Limit Weight 
 
 
 59,000 kg 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
6.2 Units 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Climb Limit Weight = 57,000 kg 
Field Limit Weight = 62,000 kg 
 
 
 
 
 
Takeoff Gross Weight 
 
Relação entre 
Climb Limit Weight 
vs 
Tire Speed Limit Weight 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 59,000 kg 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Climb Limit Weight = 57,000 kg TireSpeed Limit Weight = 70,000 kg 
 
 
10 Units 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Airplane = 737-400 
Engines = CFM56-3-B2 
Flaps = 5 
Slope = 0.5% 
Airconditioning = Auto 
Anti-Skid = ON 
OAT = 30 Deg C 
Wind = 0 Kts 
Altitude = 3000 ft 
Obstacles = None 
V1/Vr Ratio 
Climb Limit Weight = 57,000 kg 
Field Limit Weight = 62,000 kg 
Tire Speed Limit Weight = 69,000 kg 
Improved Climb Weight 59,000 kg 
Improved Climb V1 
 
Improved Climb VR 
Improved Climb V2 
Vmbe146 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
OAT = 30ºC 
Wind = 0 Kts 
Altitude = 3000 ft 
Improved Climb = 59,000 kg 
 
 
 
 
 
 
Takeoff decision speed ratio 
V1/Vr 
 
154 
148 
 
 
146 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
162 
156 
153 
 
 168 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Slope = 0.5% 
OAT = 30ºC 
Wind = 0 Kts 
Altitude = 3000 ft 
Takeoff Gross Weight 
Weight = 59,000 kg 
 
 
 
 
 
 
 
 
Altitude = 3000 ft 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Airplane = 737-400 
Engines = CFM56-3-B2 
Flaps = 5 
Slope = 0.5% 
Airconditioning = Auto 
Anti-Skid = ON 
OAT = 30 Deg C 
Wind = 0 Kts 
Obstacles = None 
Climb Limit Weight = 57,000 kg 
Field Limit Weight = 62,000 kg 
Tire Speed Limit Weight = 69,000 kg 
Improved Climb Weight 59,000 kg 
Improved Climb V1 153 Kt 
Improved Climb VR 156 Kt 
Improved Climb V2 162 Kt 
Vmbe 168 Kt 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
AIRBUS A-318 
O Airbus A318 é o menor membro da família Airbus A320 de curto e 
médio alcance, aviões a jato de passageiros bimotor comerciais fabricados 
pela Airbus. O A318 transporta até 132 passageiros e tem um máximo de 
3.100 milhas náuticas (5.700 km), a montagem final da aeronave tem 
lugar em Hamburgo, Alemanha. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
LOAD PLAN E 
NAVEGAÇÃO 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
PESO E BALANCEAMENTO NO GRÁFICO 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
VAMOS PRATICAR!!! 
 
 
PESO E BALANCEAMENTO NO GRÁFICO 
1221 25/05/2016 
SBCY SBBR 
PR-AVH FLORES 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
4 0 1 9 0 0 4 3 
0 0 8 0 0 
0 1 5 0 0 
0 0 5 0 0 
0 8 6 2 0 
0 0 0 0 0 0 0 0 
 
 
 
 
 
 
0 7 0 0 0 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
51615 
 
 
58615 
4 0 1 9 0 0 4 3 
0 0 8 0 0 0 0 3 
0 1 5 0 0 0 0 5 
0 0 5 0 0 0 0 3 
0 8 6 2 5 0 0 4 
0 0 0 0 0 0 0 0 0 5 5 
 0 0 3 
5 1 6 1 5 0 5 2 
0 7 0 0 0 0 0 1 0 5 2 
 
5 8 
 
6 
 
1 
 
5 
 0 
0 
0 
5 
1 
1 
0 3 1 6 7 
5 5 4 4 8 
 
 
 
PESO E BALANCEAMENTO NO GRÁFICO 
1221 25/05/2016 
SBCY SBBR 
PR-AVH FLORES 
051 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
58610 
 25% 
 
 
 
 
 
51610 
 26% 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
052 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
51615 
 
26% 
58615 
25% 
 
24%MAC 1.5 NOSE UP 
 
4 0 1 9 0 0 4 3 
0 0 8 0 0 0 0 3 
0 1 5 0 0 0 0 5 
0 0 5 0 0 0 0 3 
0 8 6 2 5 0 0 4 
0 0 0 0 0 0 0 0 0 5 5 
 0 0 3 
5 1 6 1 5 0 5 2 
0 7 0 0 0 0 0 1 0 5 2 
 
5 8 
 
6 
 
1 
 
5 
 0 
0 
0 
5 
1 
1 
0 3 1 6 7 
5 5 4 4 8 
 
 
 
 
 
 
BRUNO FLORES FLORES 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
METAR SDAM 042100Z 19005KT 9999 FEW030 30/13 Q1010= 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
METAR SDAM 042100Z 19005KT 9999 FEW030 30/13 Q1010= 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
METAR SDAM 042100Z 19005KT 9999 FEW030 30/13 Q1010= 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
METAR SDAM 042100Z 19005KT 9999 FEW030 30/13 Q1010= 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
AD=AP+100.(▲T) 
AD=7900 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
METAR SDAM 042100Z 19005KT 9999 FEW030 30/13 Q1010= 
 
 
 
 
 
 
 
 
METAR SDAM 042100Z 19005KT 9999 FEW030 30/13 Q1010= 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
737-86N 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 = 
 o
ta
l 3500 +0.6 15000 -1.3 
LMC 
 T
 
 4000 +1.0 15500 -2.0 
 
 
 
 
7500 +8.1 19000 -7.1 55000 [B] 
*7828 +9.4 19500 -7.9 R
O
 
 
 
8000 +9.1 20000 -8.7 G
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
PRIORITY ADDRESS(ES) 
 
 
ORIGINATOR RECHARGE / DATE / TIME INITIALS 
ALL WEIGHTS IN KILOS 
LOADSHEET & 
LOADMESSAGE 
Passenger Aircraft 
FLIGHT A/C REG 
L D M 
VERSION CREW 
BASIC WEIGHT 
Crew 
Pantry 
Take-off Weight and Allowed Traffic Load Check 
MAXIMUM WEIGHTS FOR 
ZERO FUEL TAKEOFF LANDING 
Take-off Fuel Trip Fuel 
a b c 
DRY OPERATING WEIGHT 
Take-off Fuel 
(RAMP FUEL MINUS TAXI FUEL) 
ALLOWED WEIGHT FOR 
TAKE-OFF (lowest of a, b, or c) 
 
Operating Weight 
OPERATING WEIGHT ALLOWED TRAFFIC LOAD 
 
Weight Distribution 
NO. OF PASS 
M A/F Ch Inf 
Weight Totals 
Pcs. 
1 
wt. 
2 3 4 
Pcs. Wt. Pcs. Wt. Pcs. Wt. 
Remarks 
PAX PAD 
Y Y 
TOTAL 
Tr 
B 
C 
M 
T 1/ 2/ 3/ 4/ 
TRAFFIC LOAD CHECK 
Si 
Passenger Weight 
TOTAL TRAFFIC LOAD 
ALLOWED TRAFFIC LOAD 
Dry Operating Weight UNDERLOAD BEFORE LMC Notes 
ZERO FUEL WEIGHT = LAST MINUTE CHANGES 
LMC Specification Cl/Cmpt +/- Index +/- Weight 
MAX 
Take-off Fuel 
Adj. ZFW = 
(RAMP FUEL MINUS TAXI FUEL) 
TAKE-OFF WEIGHT 
MAX Adj. TOW = 
Trip Fuel 
LANDING WEIGHT 
MAX 
LMC 
Adj. LW 
= 
= 
WEIGHT (KG) X [ARM (IN) - 658.3] 
LMC Total 
INDEX = 
35000 
For Dry Operating Index, ADD +45 Units 
BALANCE ARM - IN. 100 200 300 400 500 600 700 800 900 1000 1100 1200 1300 
FWD CABIN 
ROWS 1 - 11 
MID CABIN 
ROWS 12 - 21 
AFT CABIN 
ROWS 22 - 32 
Passenger Entrance 
and Exit 
Emergency Exit Only 
Service amd Emergency Exi 
Oa 
Max 63 
Ob 
Max 60 
Oc 
Max 66 
1 2 3 4 
FWD HOLDS AFT HOLDS 
Date 
BALANCE & 
TRIM CHART 
BOEING 737-86N 
BASIC INDEX ADJUSTMENTS = DRY OPERATING INDEX 
DRY OPERATING INDEX 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 
COMPARTMENT 
FWD HOLD 1 
FWD HOLD 2 
MAX 888 KG 
 
 
MAX 2670 KG 
AFT HOLD 3 
AFT HOLD 4 
MAX 3777 KG 
 
 
MAX 667 KG 
CABIN 0a 
MAX 63 PASS. 
CABIN 0b 
CABIN 0c 
MAX 60 PASS. 
No Index Change 
MAX 66 PASS. 
-1 INDEX UNITS 
0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 
FUEL INDEX ADJUSTMENT 
FUEL LOAD 
% MAC 10 14 18 22 26 30 34 
TANKS 
WT 
(KG) 
INDEX 
UNITS 
T.O. FUEL 
TOTAL FUEL INDEX TABLE 
80000 
79015 KG 
WT INDEX WT 
(KG) UNITS (KG) 
500 0.0 12000 
1000 0.0 12500 
1500 0.0 13000 
2000 +0.1 13500 
2500 +0.2 14000 
3000 +0.4 14500 
INDEX 
UNITS 
+3.0 
+2.3 
+1.5 
+0.8 
+0.1 
-0.6 
1 2 
75000 
70000 
MAXIMUM LANDING WEIGHT 65317 KG 
65000 
4500 +1.5 
5000 +2.1 
5500 +2.9 
6000 +3.9 
6500 +5.1 
7000 +6.5 
16000 
16500 
17000 
17500 
18000 
18500 
-2.7 
-3.5 
-4.2 
-4.9 
-5.6 
-6.3 
MAXIMUM ZERO FUEL WEIGHT 61688 KG 
60000 6 1/2 6 5 1/2 5 4 1/2 4 
[A] 
Do not operate 
in this area 
during Takeoff 
8500 
9000 
9500 
10000 
10500 
11000 
11500 
+8.4 
+7.7 
+6.9 
+6.1 
+5.3 
+4.5 
+3.7 
20500 
20893 
21000 
21500 
22000 
**22144 
-9.7 
-10.4 
-10.4 
-10.7 
-10.9 
-11.0 
50000 
[C] 
45000 
STAB TRIM 
FLAPS 1&5 
26,000 LB THRUST 
3 1/2 
[A] Forward Zero Fuel 
and Takeoff Limit 
[B] Aft Takeoff Limit 
[C] Aft Zero Fuel Limit 
Alternate Forward 
1 Takeoff CG Limit 1 
Alternate Forward 
2 Takeoff CG Limit 2 
*TANKS 1 + 2 FULL 
**TANKS 1 + 2 + CS FULL INDEX 
0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 
ZFW %MAC 
TOW %MAC 
STAB TRIM FOR T.O. 
FLAP SETTING 
Flaps 1 and 5 
STAB TRIM ADJUSTMENT 
ENGINE THRUST (LB)/1000 
22 24 26 
Note: The Stab trim shown on the Check Grid is for engine thrust of 26,000 LB and 
Flaps 1 and 5. ADD or SUBTRACT stab trim adjustment as necessary from the 
Stab Trim Adjustment table to the Stab Trim calculated from the Check Grid. 
Flaps 10, 15 & 25 
+1/2 
-1/2 
+1/4 0 
-1/2 -1 
 
Approved by: 
 
Prepared by: 
MAXIMUM TAKEOFF GROSS WEIGHT 
5 PAX 
5 PAX 
200KG 
200KG 
200KG 
200KG 
S
S
 W
E
IG
H
T
 -
 K
IL
O
G
R
A
M
S
 
 
MAY 2006 Revision B APPENDIX A D043A680-HCY1C 
A
d
ju
s
tm
e
n
ts
 
C
h
e
c
k
 L
M
C
 
w
it
h
 U
n
d
e
rl
o
a
d
 
 
 
 
 
LAST MINUTE CHANGE PASSENGERS 
FWD CABIN 0a MID CABIN 0b AFT CABIN 0c 
No. of Pass. 
Index 
Corr. 
 
 
 
 
NO INDEX 
CHANGE 
No. of Pass. 
Index 
Corr. 
1 -1 1 - 2 1 
2 - 3 
4 
5 
-2 
-3 
-4 
3 
4 
5 - 6 
2 
3 
4 
6 - 7 -5 7 5 
8 -6 8 6 
9 -7 9 - 10 7 
10 -8 
 
 
 
 
NOTE: 
Insert Index Correction value (+ OR -) according to Load/Unload in the 
Last Minute Change section on front of the Loadsheet and Loadmessage. 
 
 
LAST MINUTE CHANGE BAGGAGE(+) 
 
 
Qual o momento de um 
equipamento com 
braço de 30” e peso 
40lb? 
Calculo do Momento 
 
1º Passo: Identificar quem 
é quem: Braço= 30”; 
Peso= 40lbs 
 
2º Passo: Aplicar a fórmula 
padrão: 
3º Passo: desenvolver a equação: 
M= 30x40= 1.200 Momento= 1.200/lbs.pol 
 
Unidades medidas: Kg/m ou N/m ou lb/pol (lb.in) 
M = f x b 
 
 
 
 
Cálculo dos momentos: 
 
Exemplo 1 
 
 
 
 
 
 
 
 
Neste caso os pesos são iguais, portanto o ponto de equilíbrio está no 
meio do anteparo. 
M = f x b 
 
 
M = f x b 
 
 
Cálculo dos momentos: 
 
Exemplo 2 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Neste caso os pesos são diferentes, gerando momentos diferentes e um ponto de 
equilíbrio diferente. 
 
 
Peso 
Braço 
Momento 
 
Calculo do Momento 
 
 
 
Calculo do Momento 
 
 
 
 
 
 
 
Centro de Gravidade 
 
• É o ponto de equilíbrio 
da aeronave. 
 
 
 
 
 
É o ponto de concentração de peso da 
aeronave – os três eixos (longitudinal, 
vertical e transversal) se cruzam neste 
ponto. 
 
 
Calculo CG 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Item Weight (lb) Arm (in) Moment CG 
Weight A 100 -60 -6000 
Weight B 100 -20 -2000 
M = f x b 
 
 
Weight C 200 +40 8000 
TOTAL 400 0 0 
 
 
Pesagem e Localização do CG no Avião 
 
 
 
M = f x b 
Calculo CG 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Item Weight (kg) Arm (m) Moment CG 
Balança A 100 +1,20 120 kg/m 
Balança B e C 500 +3,00 1500 kg/m 
 
 
 600kg 1620 kg/m 2,7m 
 
 
 
Corda Média Aerodinâmica 
 
A localização do centro de gravidade de um avião é dada em referência à projeção da 
corda média aerodinâmica na fuselagem, ou CMA; 
 
Esta representa a corda onde se localiza a sustentação média de cada asa; 
O CG é dado em Porcentagem de CMA; 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Limites do CG 
 
 
 
 
 
O CG de uma aeronave, localizado sobre a corda média do perfil, apresenta uma mar- 
gem de segurança para frente e para trás da posição exata do cg, denominada 
“passeio” do centro de gravidade; 
 
 
 
Com isso, podemos concluir que o CG apresenta um limite dianteiro e um traseiro, 
 
 
limites esses ditados pela controlabilidade da aeronave, velocidade de estol, etc; 
 
 
Limite Dianteiro 
 
Limite ditado pela controlabilidade longitudinal do avião, sendo que com o CG nesta 
posição, o profundor deve ser suficiente para manter o avião nivelado e ainda 
desestabilizar a aeronave (pouso e decolagem); 
 
 
 
 
 
Limite Traseiro 
 
 
Limite ditado pela controlabilidade longitudinal do avião, sendo que com o CG 
nesta posição, menor será o momento restaurador, ou seja, menor a tendência da 
aeronave voltar à estabilidade se tirada da mesma; 
 
 
 
 
Efeitos de um Balanceamento Defeituoso 
 
CG à frente do limite dianteiro 
 
 
 
1- Falta de comando de profundor, dificultando o piloto colocar a aeronave nas atitu- 
des previstas em baixas velocidades; 
 
2- Aumento do Arrasto por deflexão do profundor, conseqüentemente aumento do 
consumo; 
 
3- Redução da controlabilidade do avião, com comandos mais duros e pesados; 
 
4- Aumento excessivo da estabilidade longitudinal; 
 
 
Efeitos de um Balanceamento Defeituoso 
 
CG atrás do limite traseiro 
 
 
1- Instabilidade longitudinal do avião; 
 
2- Comandos ficarão muito leves e sensíveis; 
 
3- Impossibilidade de pilotar a aeronave por controlabilidade 
 
 
Efeitos de um Balanceamento Defeituoso 
 
CG à frente do limite dianteiro 
CG atrás do limite traseiro 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
LEMAC - Leading edge of mean aerodynamic chord 
 
 
TEMAC - Trailing edge of mean aerodynamic chord 
 
 
Efeitos de um Balanceamento Defeituoso 
 
CG à frente do limite dianteiro 
CG atrás do limite traseiro 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
LEMAC - Leading edge of mean aerodynamic chord 
 
 
TEMAC - Trailing edge of mean aerodynamic chord 
 
 
 
Passeio do C.G. do Operacional 
Os limites do CG são em porcentagem da CMA% (Corda Média Aerodinâmica ) ou 
em polegadas de distância da linha datum. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Corda Média Aerodinâmica 
CMA 
CMA é a corda média da asa. A seção transversal da 
asa do bordo de ataque ao bordo de fuga. 
 
 
 
 
 
 
Centro de Pressão 
 
• É o ponto no qual a 
pressão se concentra 
empurrando a asa para 
cima. 
 
 
 
 
 
H= Distância 
entre a datum e o 
CG = 170” 
C= Distância entre 
LEMAC e TEMAC= 80” 
X= Distância entre a datum 
e o bordo de ataque da 
CMA = 150” 
Localização do CG em % CMA 
 
 
 
 
LEMAC - Leading edge of mean aerodynamic chord 
TEMAC - Trailing edge of mean aerodynamic chord 
 
 
 
Localização do CG em % CMA 
H = 170” 
X = 150” 
C = 80” 
CMA% = 170 – 150 = 20 
80 80 
20 = 0,25 
80 
0,25 x 100 = 25% 
Formula 
H – X 
C 
 
 
Localização do CG em % CMA 
100% 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
25% 
 
 
Pesos Operacionais 
 
1- Peso Básico (PB) ou Basic Weight (BW) 
2- Peso Básico Operacional (PBO) ou Basic Operacional Weight (BOW) 
3 - Peso Operacional (PO) ou Operacional Weight (OW) 
4- Peso Máximo de Performance (PMD) ou Maximum Take off Weight 
(MTOW) 
5 - Carga Paga ou Payload 
6 - Carga Útil ou Useful Load 
7 - Peso Atual Zero Combustível (PAZC) ou Actual zero fuel weigth (AZFW) 
8 - Peso Atual de Pouso (PAP) ou Landing Weight (LW) 
 
 
Pesos Operacionais 
 
1- Peso Básico (PB) ou Basic Weight (BW) 
Avião vazio, incluindo fluído hidráulico, óleo, combustível não drenável, poltronas e 
equipamentos fixos; 
 
2- Peso Básico Operacional (PBO) ou Basic Operacional Weight (BOW) 
PB + tripulação com bagagem + copas (refeições, bebidas, jornais, etc...); 
 
3 - Peso Operacional (PO) ou Operacional Weight (OW) 
PBO + combustível de decolagem (take off fuel); 
 
 
Pesos Operacionais 
 
1 - Peso Básico (PB) ou Basic Weight (BW) 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
PBO = PB + tripulação com bagagens + copa 
(refeições,bebidas, jornais, etc) 
Pesos Operacionais 
 
2 - Peso Básico Operacional (PBO) ou Basic Operacional Weight (BOW) 
 
 
 
 
 
Pesos Operacionais 
 
3 - Peso Operacional (PO) ou Operacional Weight (OW) 
 
 PO = PBO + combustível de decolagem 
 
 
 
 
 
Pesos Operacionais 
 
4- Peso Máximo de Performance (PMD) ou Maximum Take off Weight (MTOW) 
Peso máximo de decolagem limitado pela pista (field limit), pelos gradientes de 
subida (climb limit), pelos obstáculos próximos à pista, velocidade máxima dos 
pneus e pelo freio (brake); 
 
5 - Carga Paga (Disponível ou Payload) 
Peso dos passageiros (75 Kgf + bagagem de mão) + Bagagem (entregue no check 
in) + Carga (manifesto de carga) + Correio. 
 
6 - Carga Útil 
Carga Paga + Combustível de Decolagem (take off fuel) 
 
 
 
Carga Paga – É a soma: 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
+ 
 
 
 
 
 
+ 
+ 
 
 
 
Carga Paga (Payload) 
Correio 
Carga (indicada no 
manifesto de carga) 
Bagagens entregues no 
Check-in 
Peso dos passageiros (75 kgf/pax 
incluindo a bagagem de mão) 
 
 
Peso dos passageiros (75 Kgf + bagagem de mão) + Bagagem (entregue no check 
in) + Carga (manifesto de carga) + Correio. 
 
 
Pesos Operacionais 
 
7 – Peso Atual Zero Combustível (PAZC) ou Actual zero fuel weigth – (AZFW) 
PBO + carga paga 
 
 
 
 
 
7 - Peso Atual de Decolagem (PAD) ou Take off Weight (TOW) 
Soma do Peso Atual Zero combustível (PAZC) + Combustível de decolagem (Take 
off Weight) ou Peso Operacional (PO) + Carga Paga. 
 
 
 
 
 PAD = PAZC + combustível de decolagem 
ou 
 PAD = PO + carga paga 
 
 
8 - Peso Atual de Pouso (PAP) ou Landing Weight (LW) 
PAD – Combustível consumido na Etapa (Trip Fuel); 
 
 
 
 
 
 
 
 
 PAP = PAD - combustível consumido na etapa (trip fuel) 
 
 
9 - Peso Máximo de Pouso (PMP) ou Maximum Landing Weight (MLW) 
É o peso máximo de pouso de acordo com as condições de pista e 
meteorológicas do aeroporto de destino, não podendo ser maior que PMEP – 
Peso Máximo Estrutural de& CARGO 
FWD HOLD 1 FWD HOLD 2 AFT HOLD 3 AFT HOLD 4 
Weight (KG) 
Index 
Corr. 
Weight (KG) 
Index 
Corr. 
Weight (KG) 
Index 
Corr. 
Weight (KG) 
Index 
Corr. 
Up to 41 0 Up to 67 0 Up to 83 0 Up to 41 0 
42 - 123 -1 68 - 202 -1 84 - 251 1 42 - 124 1 
124 - 206 -2 203 - 336 -2 252 - 418 2 125 - 207 2 
207 - 289 -3 337 - 471 -3 419 - 586 3 208 - 290 3 
290 - 371 -4 472 - 606 -4 587 - 753 4 291 - 373 4 
372 - 454 -5 607 - 740 -5 754 - 921 5 374 - 456 5 
455 - 537 -6 741 - 875 -6 922 - 1089 6 457 - 539 6 
538 - 619 -7 876 - 1010 -7 1090 - 1256 7 540 - 623 7 
620 - 702 
703 - 785 
-8 
-9 
1011 - 1144 
1145 - 1279 
-8 
-9 
1257 - 1424 
1425 - 1591 
8 
9 
624 - 667 8 
786 - 867 -10 1280 - 1414 -10 1592 - 1759 10 
868 - 888 -11 1415 - 1548 -11 1760 - 1926 11 
 
 
 1549 - 1683 -12 1927 - 2094 12 
 
1684 - 1818 -13 2095 - 2261 13 
1819 - 1952 -14 2262 - 2429 14 
1953 - 2087 -15 2430 - 2596 15 
2088 - 2222 -16 2597 - 2764 16 
2223 - 2356 -17 2765 - 2932 17 
2357 - 2491 -18 2933 - 3099 18 
2492 - 2626 -19 3100 - 3267 19 
2627 - 2670 -20 3268 - 3434 20 
 3435 - 3602 21 
 
3603 - 3769 22 
3770 - 3777 23 
 
 
NOTE: 
Insert Index Correction value (+ OR -) according to Load/Unload in the 
Last Minute Change section on front of the Loadsheet and Loadmessage. 
 
 
 
MAY 2006 Revision B APPENDIX A D043A680-HCY1C 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Tire Speed Limit 
Flight Planning and Performance Manual 
 
 
 
 
 
Boeing 737-700-800-900 
FPPM - FLIGHT PLANNING AND PERFORMANCE MANUAL 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
METAR SDAM 042100Z 19005KT 9999 FEW030 30/13 Q1010= 
 
 
Cabeceira 34 
060/20Kt 
 
 
 
 
 
 
080 
 
 
 
 
 
 
METAR SDAM 042100Z 19005KT 9999 FEW030 30/13 Q1010= 
 
 
 
 
 
 
METAR SDAM 042100Z 19005KT 9999 FEW030 30/13 Q1010= 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
METAR SDAM 042100Z 19005KT 9999 FEW030 30/13 Q1010= 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
AD=AP+100.(▲T) 
AD=7900 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
METAR SDAM 042100Z 19005KT 9999 FEW030 30/13 Q1010= 
 
 
 
 
 
 
METAR SDAM 042100Z 19005KT 9999 FEW030 30/13 Q1010= 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
FADEC - Full authority digital engine control 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Temperatura Assumida 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
As principais limitações para o método de temperatura 
assumido são: 
 
A redução de empuxo máxima de 25% é permitida de 
acordo com os regulamentos; 
 
 
Proibido em pistas escorregadias ou contaminadas; 
Proibido para envio com alguns sistemas inoperantes. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Máx. tração e OAT = 40ºC – 144/154/165 
Densidade do ar mais baixa 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Comprimento da pista: 3600 m 
Elevação do aeródromo 2.000 pés 
Sem declive 
Sem obstáculos 
OAT 14oC 
TOW 68700 kg 
Vento de proa 10 kt 
Pista seca 
Flap 5 
 
 
 
 
 
 
Comprimento da pista: 3600 m 
Elevação do aeródromo 2.000 pés 
Sem declive 
Sem obstáculos 
OAT 14oC 
TOW 68700 kg 
Vento de proa 10 kt 
Pista seca 
Flap 5 
 
 
 
 
 
 
Comprimento da pista: 3600 m 
Elevação do aeródromo 2.000 pés 
Sem declive 
Sem obstáculos 
OAT 14oC 
TOW 68700 kg 
Vento de proa 10 kt 
Pista seca 
Flap 5 
 
 
 
 
 
 
Comprimento da pista: 3600 m 
Elevação do aeródromo 2.000 pés 
Sem declive 
Sem obstáculos 
OAT 14oC 
TOW 68700 kg 
Vento de proa 10 kt 
Pista seca 
Flap 5 
 
 
 
 
 
 
Comprimento da pista: 3600 m 
Elevação do aeródromo 2.000 pés 
Sem declive 
Sem obstáculos 
OAT 14oC 
TOW 68700 kg 
Vento de proa 10 kt 
Pista seca 
Flap 5 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
N1 
 
 
98.1 a 98.8 
 
 
 
 
 
 
Comprimento da pista: 3600 m 
Elevação do aeródromo 2.000 pés 
Sem declive 
Sem obstáculos 
OAT 14oC 
TOW 68700 kg 
Vento de proa 10 kt 
Pista seca 
Flap 5 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
N1 
 
 
98.1 a 98.8 
-5.8 
93.6 
 
 
 
N1 
93.6% a 94.3% 
N1 42ºC 
 
 
Dispatch 
release 
RBAC121 
 
 
Dispatch release 
121.687 Emissão de despacho de voo: Operações regulares (Redação dada pela Resolução nº 526, 
de 06.08.2019) 
 
(a) O despacho de cada voo deve conter, pelo menos, as seguintes informações sobre o voo: 
(1) matrícula do avião; 
(2) número do voo; 
(3) aeródromo de partida, pousos intermediários, aeródromos de destino e aeródromos de 
alternativa; 
(4) combustível mínimo a bordo; 
(5) as características de operação (IFR, VFR, etc.); e 
 
(6) para cada voo ETOPS despachado, o tempo de desvio ETOPS. 
 
(b) O despacho de voo deve conter ou ter anexado a ele as últimas informações e previsões 
meteorológicas disponíveis para os aeródromos de destino, aeródromos intermediários e 
 
 
aeródromos de alternativa. Pode, ainda, incluir qualquer informação adicional que o piloto em 
comando ou o despachante considerar necessária ou desejável. O despacho deve ser assinado pelo 
piloto em comando e pelo despachante de voo, a menos que seja computadorizado quando basta 
a identificação, de algum modo, dos responsáveis por ele. 
 
 
Loadsheet 
121.693 Manifesto de carga. Todos os detentores de certificado 
 
O manifesto de carga para cada voo deve conter as seguintes informações referentes ao peso do 
avião, no momento da decolagem: 
(a) Peso do avião, peso de combustível e óleo, peso de carga e bagagem e peso de tripulantes e 
passageiros. 
(b) O peso máximo permissível para o voo que não pode exceder, pelo menos, os seguintes pesos: 
(1) peso máximo de decolagem permissível para a pista a ser utilizada (incluindo correções de 
gradiente, altitude, temperatura e vento existente no momento da decolagem); 
 
(2) peso máximo de decolagem, considerando-se a estimativa de consumo de combustível e óleo 
que permita conformidade com as aplicáveis limitações de desempenho em rota; 
 
(3) peso máximo de decolagem, considerando-se a estimativa de consumo de combustível e óleo 
que permita conformidade com o peso máximo estrutural de pouso na chegada ao aeródromo de 
 
 
destino (ou de primeiro pouso); 
 
 
Loadsheet (continuação) 
121.693 Manifesto de carga. Todos os detentores de certificado 
 
 
(4) peso máximo de decolagem, considerando a estimativa de consumo de combustível e óleo, que 
permita conformidade com as limitações de distância de pouso na chegada ao aeródromo de 
destino ou de alternativa. 
 
(c) O peso total computado segundo procedimento aprovado. 
 
(d) Evidência de que o avião foi carregado de acordo com procedimento aprovado, que assegure o 
centro de gravidade dentro dos limites aprovados. 
 
(e) Nome de cada passageiro, a menos que tal informação seja conservada de outra maneira pelo 
detentor de certificado. 
 
 
Loadsheet 
121.695 Disponibilizaçãodo manifesto de carga, do despacho do voo e do planejamento de voo. 
Operações regulares (Redação dada pela Resolução nº 526, de 06.08.2019) 
 
(a) Um piloto em comando de um avião deve ter em seu poder, até seu destino: 
 
(1) cópia do manifesto de carga (ou informações sobre ele exceto dados sobre distribuição de 
passageiros e carga); 
 
(2) cópia do despacho de voo; e 
 
(3) cópia do plano de voo. 
 
(b) Cada detentor de certificado deve conservar cópias dos documentos requeridos por esta seção 
durante, pelo menos, 3 meses.Pouso. 
 
 
 
 
IMPORTANTE - PERFORMANCE 
 
 
 
 
10 - Peso Máximo de Decolagem – (MTOW – maximum take off 
weigth) 
• Peso máximo de decolagem limitado pela pista (field limit) 
• Pelos gradientes de subida (climb limit) 
• Pelos obstáculos próximos à pista (obstacle limit) 
• Pela velocidade máxima dos pneus (tire limit) 
• Pelo freio (brake limit) 
 
 
Conseqüência do Emprego de Pesos Excessivos 
 
 
 
1- Aumento das velocidades de decolagem, de pouso e estol, corridas de 
decolagem e aterrisagem e consumo de combustível; 
 
2- Redução do ângulo e razão de subida, tetos absoluto e de serviço, alcance, 
autono-mia, velocidade máxima e controlabilidade do avião; 
 
3- Se forem superados os pesos estruturais ou o fator de carga, poderão 
ocorrer em partes solicitadas: deformações plásticas, trincas, fissuras, 
quebras. 
 
 
 
 
 
 
 
Com relação ao P&B, as afirmações são V ou F? 
F 01- Finalidade do P&B é? 1º a eficiência, 2º a segurança. 
F 02- A linha datum devera ser fixada na parede de fogo das 
aeronaves para se computar o balanceamento mais 
rapidamente. 
F 03- O braço multiplicado pelo braço de alavanca é igual ao 
momento. 
F 04- Braço com Sinal (+) está a frente do plano de referência. 
 
 
 
 
 
 
 
Com relação ao P&B, as afirmações se são V ou F? 
05- Um peso de 30lbs localizado a -20” de distância da linha 
V datum, possui um Momento de -600/lbs.pol 
06- O CG sempre está à frente do CP, e também dado em 
V 
porcentagem da CMA. 
V 07- Avião vazio, incluindo fluído hidráulico, óleo, combustível 
não drenável, poltronas e equipamentos fixos fazem parte do 
basic weight (BW) da aeronave. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
1000 lbs 4000 lbs 
STA 110 STA 620 
 
 
 
Calcular a STA do CG da aeronave sabendo que durante a pesagem obteve-se os 
seguintes: 
Roda Nariz: 1000 lbs 
M = f x b 
 
 
Roda Direita: 2000 lbs 
Roda Esquerda: 2000 lbs 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
STA 110 STA 620 
 
Item Weight (lb) Arm (in) Moment CG 
Roda Nariz 
Roda Direita 
1000 lbs 4000 lbs 
M = f x b 
 
 
Roda Esquerda 
 
 
 
Localização do CG em % CMA 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Calcular a STA CG 
 
 
Início CMA – STA 300 
Fim CMA – STA 400 
CG 25% CMA A) 300 B)400 C)325 D)125 
 
 
PERFORMANCE, PESO E BALANCEAMENTO 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Veja abaixo a primeira pesagem com a aeronave: 
AERONAVE VAZIA 
 Peso (Kgf) Alavanca (mm) Momento (Kgf/mm) 
Roda dianteira 54.2 -1450 -78590 
Roda traseira esq. 262.4 1040 272896 
Roda traseira dir. 262.4 1040 272896 
M = f x b 
 
 
TOTAL 579 467202 
CG 806,91 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
1000 lbs 4000 lbs 
STA 110 STA 620 
 
 
 
Calcular a STA do CG da aeronave sabendo que durante a pesagem obteve-se os 
seguintes: 
Roda Nariz: 1000 lbs 
M = f x b 
 
 
Roda Direita: 2000 lbs 
Roda Esquerda: 2000 lbs 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
STA 110 STA 620 
 
Item Weight (lbs) Arm (in) Moment CG 
Roda Nariz 1000 110 110000 
Roda Direita 2000 620 1240000 
1000 lbs 4000 lbs 
M = f x b 
 
 
Roda Esquerda 2000 620 1240000 
 5000lbs 2590000 518 in 
 
 
Localização do CG em % CMA 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Calcular a STA CG 
 
 
Início CMA: STA 300 
Fim CMA: STA 400 
CG 25% CMA A) 300 B)400 C)325 D)125 
 
 
L 
1 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
bs para Kg: Lbs x 0,453 Limites do CG: +390mm +514mm 
Lt: 0,72 Kgf mm para in x 0,039 
Combustível 50 litros 
Item Peso (lbs) Arm (in) Moment (lbs/in) CG 
Peso Básico (Vazio) 1229,3 +10” +12293 
Assento dianteiro 187,6 +6,08” +1140,6 
Assento traseiro 187,6 +34” +6378,4 
Combustível 153,2 +25,3” +3875,9 
Bagagem 10 +92” +920 
Total 1767,7 lbs +24607,9 lbs/in +13,92in 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
a- sua posição for para traz do plano de referência e 
adiante do plano de referência; 
 
 
01 - O braço é precedido do sinal (+) 
ou (-) respectivamente quando: 
 
 
 
 
 
b- sua posição for adiante do plano de referencia para traz 
do plano de referencia; 
c- sua posição for exatamente encima do plano de 
referencia; 
d- sua posição for a esquerda do plano de referencia. 
 
 
 
 
Definições 
Linha Datum 
Station (STA) - Estação 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Atrás 
A frente 
- + 
01 - O braço é precedido do sinal (+) 
ou (-) respectivamente quando: 
 
 
b- momento; 
M = p x b 
 
 
02 - O resultado da multiplicação de 
um peso pelo seu braço denomina- 
se: 
 
 
a- instante; 
 
c- força; 
d- trabalho. 
 
 
 
 
b- o momento é de + 1400 lb.pol.; 
 
 
 
03 - Um peso de 35 libras localizado para 
traz do plano de referencia tem um braço de 
40 polegadas. Isto significa que: 
 
 
a- o momento é de – 1400 lb.pol.; 
c- o momento é de -1400 lb.; 
d- o momento é de + 1400 pol. 
 
 
 
Momento 
03 - Um peso de 35 libras localizado para 
traz do plano de referencia tem um braço de 
40 polegadas. Isto significa que: 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Atrás 
- 
M = p x b 
 
 
A frente 
 
 
+ 
 
 
b- peso básico; 
 
 
04 - O peso da aeronave que é constituído 
pelo peso da célula, grupo motopropulsor, 
equipamentos necessários, lastro fixo, fluido 
hidráulico e óleo residuais denomina-se: 
a- peso mínimo; 
c- peso estrutural; 
d- peso de estocagem. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Pesos Operacionais 
 
1- Peso Básico (PB) ou Basic Weight (BW) 
Avião vazio, incluindo fluído hidráulico, óleo, combustível não drenável, poltronas e 
equipamentos fixos; 
04 - O peso da aeronave que é constituído 
pelo peso da célula, grupo motopropulsor, 
equipamentos necessários, lastro fixo, fluido 
hidráulico e óleo residuais denomina-se: 
 
 
b- básico operacional, atual zero comb., carga paga; 
 
 
05 - Subtraindo o peso 
do peso obtemos a 
 da aeronave: 
 
 
 
 
a- total, mínimo, tolerância; 
c- calculado, estrutural, carga inútil; 
d- de trabalho, de estocagem, carga útil. 
 
 
 
 
 
Pesos Operacionais 
 
7 – Peso Atual Zero Combustível (PAZC) ou Actual zero fuel weigth – (AZFW) 
PBO + carga paga 
 
PBO: 1500 kg 
AZFW: 2000kg 
Payload: 500kg 
05 - Subtraindo o peso 
do peso obtemos a 
 da aeronave: 
 
 
d- carga útil. 
 
 
06 – O máximo de combustível, 
bagagem, correio, carga e 
passageiros constitui: 
 
 
 
 
a- lotação total; 
b- capacidade útil; 
c- pés permitido; 
 
 
 
 
Pesos Operacionais 
 
4- Peso Máximo de Performance (PMD) ou Maximum Take off Weight (MTOW) 
Peso máximo de decolagem limitado pela pista (field limit), pelos gradientes de 
subida (climb limit), pelos obstáculos próximos à pista, velocidade máxima dos 
pneus e pelo freio (brake); 
 
5 - Carga Paga (Disponível ou Payload) 
Peso dos passageiros (75 Kgf + bagagem de mão) + Bagagem (entregue no check 
in) + Carga (manifesto de carga) + Correio. 
 
6 - Carga Útil 
06 – O máximo de combustível, 
bagagem, correio, carga e 
passageiros constitui: 
 
 
Carga Paga + Combustível de Decolagem (take off fuel) 
 
 
a- arqueamento do C.G; 
c- trabalho do C.G; 
d- distorção do C.G. 
b- passeio do C.G; 
 
 
 
 
 
 
 
07 – Como é denominado a variação 
permissível entre os limites máximo e 
mínimo do C.G: 
 
 
a- correta; 
b- duvidosa; 
d- correta dependendo do tipo da aeronave. 
c- errada; 
 
 
 
 
08 – Devemos carregar a aeronave 
de modo que o C.G fique fora dos 
limites especificados pelo fabricante. 
Esta afirmativa é: 
 
 
c- corda média aerodinâmica; 
 
 
09 – A secção transversal da asa, do 
bordo de ataque ao bordo de fuga, 
denomina-se: 
 
 
 
 
a- plano de referência; 
b- eixo longitudinal; 
d- braço da asa. 
 
 
 
Corda Média Aerodinâmica 
CMA 
CMA é a corda média da asa. A seção transversal da asa do bordo 
de ataque ao bordo de fuga. 
09 – A secção transversal da asa, do 
bordo de ataque ao bordo de fuga, 
denomina-se:a- remover todos os acentos e materiais inutilizáveis; 
c- drenar o combustível até que marque 50% da 
quantidade total; 
d- desconsiderar o peso dos motores. 
b- verificar as instruções do fabricante . 
 
 
 
 
 
10 – Ao preparar uma aeronave para 
pesagem devemos colocá-la em 
atitude nivelada e: 
 
 
d- é o resultado da multiplicação de um peso pelo seu 
braço. 
 
 
11 ‐ Na terminologia do peso e 
balanceamento, o que significa 
“momento”? 
 
 
a- é o tempo em que o peso leva para se acomodar; 
b- é o limite entre o C.G. de uma aeronave e seu 
comprimento; 
c- é o peso dividido pelo seu tamanho; 
M = p x b 
 
 
a- CG traseiro; 
b- CG dianteiro; 
d- todas acima. 
c- passeio do C.G.; 
 
 
 
 
12 ‐ Quando nos referimos a uma 
variação do centro de gravidade de 
uma aeronave, nos referimos ao? 
 
 
a- é a corda média aerodinâmica; 
 
 
13 ‐ O que é a CMA? 
 
 
 
 
 
 
 
 
b- é a corda mínima da asa; 
c- é a seção perpendicular da asa; 
d- é uma parte da asa. 
 
 
a- é o peso máximo da aeronave carregada sem 
combustível; 
 
 
14 ‐ O que é o peso atual zero combustível zero AZFW? 
 
 
 
b- é o peso mínimo da aeronave carregada sem 
combustível; 
c- é o peso máximo da aeronave menos o combustível; 
d- as alternativas “a” e “b” estão corretas. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Pesos Operacionais 
 
7 – Peso Atual Zero Combustível (PAZC) ou Actual zero fuel weigth – (AZFW) 
PBO + carga paga 
14 ‐ O que é o peso atual zero combustível zero AZFW? 
 
 
 
 
 
 
 
Carga Paga – É a soma: 
 
+ 
 
 
 
 
 
+ 
+ 
 
 
 
Carga Paga (Payload) 
14 ‐ O que é o peso atual zero combustível zero AZFW? 
Correio 
Carga (indicada no 
manifesto de carga) 
Bagagens entregues no 
Check-in 
Peso dos passageiros (75 kgf/pax 
incluindo a bagagem de mão) 
 
 
Peso dos passageiros (75 Kgf + bagagem de mão) + Bagagem (entregue no check 
in) + Carga (manifesto de carga) + Correio. 
 
 
b- é um plano vertical imaginário; 
 
 
15 - O que é Plano de Referência? 
 
 
 
 
 
 
 
a- é um pl ano horizontal imaginário; 
c- é um plano paralelo ao eixo da aeronave nivelada; 
d- é um plano vertical a deriva da aeronave. 
 
 
a- combustível decolagem mais bagagem e passageiros; 
 
 
16 - Em que consiste a carga útil? 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
b- somente fluídos residuais mais bagagem; 
c- máximo de fluídos mais bagagem; 
d- toda carga que couber na aeronave. 
 
 
 
Pesos Operacionais 
 
4- Peso Máximo de Performance (PMD) ou Maximum Take off Weight (MTOW) 
Peso máximo de decolagem limitado pela pista (field limit), pelos gradientes de 
subida (climb limit), pelos obstáculos próximos à pista, velocidade máxima dos 
pneus e pelo freio (brake); 
 
5 - Carga Paga (Disponível ou Payload) 
Peso dos passageiros (75 Kgf + bagagem de mão) + Bagagem (entregue no check 
in) + Carga (manifesto de carga) + Correio. 
 
6 - Carga Útil 
Carga Paga + Combustível de Decolagem (take off fuel) 
16 - Em que consiste a carga útil? 
 
 
d- todas acima. 
 
 
17 - O que está incluído no Peso de 
Combustível Zero? AZFW 
 
 
 
 
 
 
 
a- somente a carga; 
b- somente a tripulação; 
c- somente os passageiros; 
 
 
 
 
Pesos Operacionais 
 
7 – Peso Atual Zero Combustível (PAZC) ou Actual zero fuel weigth – (AZFW) 
PBO + carga paga 
17 - O que está incluído no Peso de 
Combustível Zero? AZFW 
 
 
c- somente diz respeito a segurança do voo; 
 
 
18 – Qual a principal finalidade do 
controle do peso e balanceamento 
de uma aeronave? 
 
 
 
 
a- se o peso e o balanceamento aumentaram; 
b- se o peso e o balanceamento diminuírem; 
d- somente diz respeito ao consumo de combustível. 
 
 
Finalidade principal: segurança. 
Finalidade secundária: maior eficiência de vôo. 
 
 
 
 
 
18 – Qual a principal finalidade do 
controle do peso e balanceamento 
de uma aeronave? 
 
 
a- dependerá da localização do peso colocado na aeronave; 
 
 
19 – Quando adicionamos um peso a 
uma aeronave, o momento será? 
 
 
 
 
 
 
 
b- dependendo da localização, será negativo e nulo; 
c- depende do volume do peso; 
d- sempre será positivo em relação ao P%B. 
 
 
19 – Quando adicionamos um peso a 
uma aeronave, o momento será? 
CONVENÇÃO : Nariz do avião sempre virado para a esquerda 
 
Braço negativo (-) ou Braço 
positivo (+) 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
MOMENTO 
NEGATIVO 
(-) 
MOMENTO POSITIVO 
(+) 
 
 
a- a 50 Pol. com relação ao CG; 
b- a 50 Pol. com relação ao nariz da aeronave; 
d- N.D.A. 
c- a 50 Pol. em relação à DATUM LINE; 
 
 
 
 
20 – Quando localizamos um 
equipamento a 50 Pol. em relação a 
DATUM LINE, entendemos que ele 
está: 
 
 
a- o seu peso básico e o CG da aeronave; 
 
 
21 – Sobre peso e balanceamento: se instalarmos 
ou removermos qualquer equipamento poderemos 
estar alterando: 
 
 
 
 
 
 
 
b- alternando o consumo de combustível; 
c- alterando a razão de subida da aeronave; 
d- alterando a velocidade de cruzeiro da aeronave. 
 
 
 
 
Pesos Operacionais 
 
1- Peso Básico (PB) ou Basic Weight (BW) 
Avião vazio, incluindo fluído hidráulico, óleo, combustível não drenável, poltronas e 
equipamentos fixos; 
 
2- Peso Básico Operacional (PBO) ou Basic Operacional Weight (BOW) 
PB + tripulação com bagagem + copas (refeições, bebidas, jornais, etc...); 
 
3 - Peso Operacional (PO) ou Operacional Weight (OW) 
PBO + combustível de decolagem (take off fuel); 
21 – Sobre peso e balanceamento: se instalarmos 
ou removermos qualquer equipamento poderemos 
estar alterando: 
 
 
b- sempre à frente da CMA; 
 
 
22 – Com relação ao Centro de 
Pressão na CMA, onde normalmente 
fica localizado o CG da aeronave? 
 
 
 
a- na posição mais central da aeronave; 
c- na posição mais traseira da aeronave; 
d- em todas as posições 
 
 
c- no nariz ou adiante deles; 
 
 
23 – Quando todos os braços 
relacionados à DATUM LINE forem 
positivos, onde estará localizado a 
DATUM LINE? 
 
 
 
 
a- no bordo de fuga; 
b- em uma posição mais traseira; 
d- em nenhuma posição. 
 
 
 
DATUM LINE 
Linha Datum 
Linha de referência 
- + 
 
 
PERFORMANCE, PESO E BALANCEAMENTO 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Pesos 
Peso e Balanceamento 
No projeto de um avião, são determinados os fatores de carga e velocidades 
máximos e mínimos, e os pesos máximos, e a partir daí é dimensionada 
a estrutura da aeronave. Se forem ultrapassados, a aeronave poderá 
sofrer danos elásticos ou plásticos; 
 
Pesos Estruturais 
1 Peso Máximo Estrutural de Decolagem (PMED) ou Maximum Take 
Off Gross Weight (MTOGW); 
 
2 Peso Máximo Estrutural de Pouso (PMEP) ou Maximum Landing 
Gross Weight (MLGW); 
 
 
 
3 Peso Máximo Zero Combustível (PMZC) ou Maximum Zero Fuel 
Weight (MZFW); 
 
4 Peso Máximo de Taxi (PMT) ou Maximum Taxi Weight (MTW); 
 
 
Pesos Estruturais 
 
1- Peso Máximo Estrutural de Decolagem (PMED) ou Maximum 
Take Off Gross Weight (MTOGW); 
 
Peso máximo que a estrutura da aeronave consegue tirar do chão sem 
sofrer danos estruturais; 
 
 
 
 
 
 
Pesos Estruturais 
 
2- Peso Máximo Estrutural de Pouso (PMEP) ou Maximum Landing 
Gross Weight (MLGW); 
 
Peso máximo com o qual a aeronave pode pousar sem que sofra danos 
estruturais (trem de pouso, asas); 
 
 
 
 
 
Pesos Estruturais 
 
3- Peso Máximo Zero Combustível (PMZC) ou Maximum Zero Fuel 
Weight (MZFW); 
 
Peso máximo de um avião totalmente carregado, faltando apenas o 
combustível nas asas. Se for excedido poderá ocorrer danos à raiz da 
asa; 
 
 
 
 
 
 
Pesos Estruturais 
 
3- Peso Máximo Zero Combustível (PMZC) ou Maximum Zero Fuel Weight (MZFW) 
 
 
 
 
Pesos Estruturais 
4- Peso Máximo de Taxi (PMT) ou Maximum Taxi Weight (MTW); 
 
Peso máximo com o qual a aeronave pode iniciar as manobras de Taxi com 
segurança sem perigo de danos para a estrutura. É determinado pelo fabricante 
por questões estruturais e principalmente para aeronaves à turbina de grande 
consumo no solo. Todo peso superiorao PMD deverá ser do combustível s ser 
queimado no solo antes da decolagem. 
 
 
 
 
 
b- consumo de combustível em voo; 
c- razão de subida da aeronave; 
d- velocidade de cruzeiro da aeronave. 
a- combustível a ser queimado antes da decolagem; 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Todo peso acima do PMD deverá ser de(a): 
 
 
a- combustível a ser queimado antes da decolagem; 
c- razão de subida da aeronave; 
d- velocidade de cruzeiro da aeronave. 
b- combustível a ser queimado durante o voo; 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Todo peso acima do PMP deverá ser de(a): 
 
 
a- combustível a ser queimado antes da decolagem; 
b- combustível a ser queimado durante o voo; 
d- velocidade de cruzeiro da aeronave. 
c- combustível abastecido nas asas da aeronave; 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Todo peso acima do PMZC deverá ser de(a): 
 
 
a- PMZC e PBO; 
 
 
O peso máximo de carga que uma aeronave pode 
transporter é a diferença entre: 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
b- PBO e PO; 
c- PMP e PMD; 
d- Carga paga e PO. 
 
 
 
Pesos Operacionais 
 
7 – Peso Máximo Zero Combustível (PMZC) ou Maximum zero fuel weigth – (MZFW) 
PBO + carga paga 
O peso máximo de carga que uma aeronave pode 
transporter é a diferença entre: 
 
 
ITEM DADOS 
PBO 13000 KG 
TAKEOFF FUEL 1000 GAL 
TRIP FUEL 400 GAL 
30 PASSAGEIROS 70 KG CADA 
BAGAGEM 1000 KG 
CARGA 300 KG 
CORREIO 250 KG 
 
Problemas de Peso e Balanceamento 
 
 
Determinar 
PO 
PAZC PAD PAP 
 
 
 
 
1 GAL = 
2,7 KG 
 
 
ITEM DADOS 
PBO 13000 KG 
TAKEOFF FUEL 1000 GAL 
TRIP FUEL 400 GAL 
30 PASSAGEIROS 70 KG CADA 
BAGAGEM 1000 KG 
CARGA 300 KG 
CORREIO 250 KG 
 
Problemas de Peso e Balanceamento 
 
 
Determinar 
PO 
PAZC PAD PAP 
 
 
 
 
1 GAL = 
2,7 KG 
 
 
ITEM DADOS 
PBO 85000 LBS 
TAKEOFF FUEL 12810 LBS 
80 PASSAGEIROS 150 LBS CADA 
CARGA 5000 LBS 
 
Problemas de Peso e Balanceamento 
 
 
 
 
 
Determinar 
Esta aeronave está em condições de voo? 
LIMITES DO FABRICANTE 
PMED – 115000 LBS 
PMZC – 102000 LBS 
 
 
Abastecimento de Combustível 
 
1 Combustível de Decolagem (Take off Fuel) 
Peso do combustível contido nos tanques, quando o avião alinha na 
cabeceira da pista, pronto para decolar; 
 
2 Combustível para Taxi (Taxi Fuel) 
Combustível previsto para ser queimado durante o taxi até a cabeceira da 
pista; 
 
3 Combustível para Etapa (Trip Fuel) 
Peso estimado do combustível a ser consumido na viagem, da decolagem ao 
pouso, sem margem de segurança; 
 
 
Abastecimento de Combustível 
 
4- Abastecimento de Combustível (Block Fuel ou Total Fuel) 
Peso total do combustível contido nos tanques do avião, antes da partida dos 
motores; 
 
 
5- Combustível Reserva ou Combustível Sobre o destino (Reserve 
Fuel ou Fuel Over Destination) 
Combustível levado como margem de segurança, além daquele previsto 
para o vôo. Se não ocorrer imprevistos, avião aterrisará com este 
combustível nos tanques; 
 
 
Conseqüência do Emprego de Pesos Excessivos 
 
 
1- Aumento das velocidades de decolagem, de pouso e estol, corridas de 
decolagem e aterrisagem e consumo de combustível; 
 
2- Redução do ângulo e razão de subida, tetos absoluto e de serviço, 
alcance, autonomia, velocidade máxima e controlabilidade do avião; 
 
3- Se forem superados os pesos estruturais ou o fator de carga, poderão 
ocorrer em partes solicitadas: deformações plásticas, trincas, fissuras, 
quebras; 
 
 
Velocidades 
• Recordação do Funcionamento do Tubo de Pitot Estático 
Pressão total dos filetes de ar: Soma da pressão dinâmica e a atmosférica. 
 
 
 
 
Furo “1” 
Dinâmica 
Furo “2” 
Estática 11 
Ptotal = 1
2
..V 2 + Patm 
 
 
Velocidades 
• Essas duas pressões são levadas ao velocímetro 
que obtém a pressão dinâmica através da 
subtração das tomadas (1) e (2) calculando a 
velocidade empregando a fórmula: 
 
 
Da equação de 
Berloulli 
 
 
 
 
Vi – Velocidade lida no velocímetro 
V – Velocidade verdadeira do avião 
q – Pressão dinâmica 
Vi = 
2.q 
0 
 
 
Rho o – Densidade do ar nas condições ISA – nível do mar 
Rho – Densidade do ar no nível de vôo 12 
 
 
 
 
• Vi – Velocidade lida no velocímetro 
 
• VI – Velocidade indicada (Indicated air speed – 
IAS): É a leitura do velocímetro corrigida para erros 
 
 
 
 
 
 
VI = Vi + Vi 
Vi → correção do erro do instrument o 
 
 
 
 
Terminologia das Velocidades 
 
 
 Nos aviões modernos ΔVi é pequena, podendo despresar. VI = Vi 
 
 
13 
 
 
 
 
 
• Vc – Velocidade Calibrada (calibrated air Speed – 
CAS): É obtida a partir da VI corrigida para erros de 
posição: 
 
 
 
Vc = VI + Vp 
Vp → correção do erro de posição 
 
 
 
 
 
 
 
 
Em relação ao número Mach 
Terminologia das Velocidades 
 
 
 
 
 
 
14 
 
 
 
 
 
• VE – Velocidade Equivalente (equivalent air speed 
– EAS): É igual a velocidade calibrada corrigida 
para a compressibilidade do escoamento 
adiabático na altitude de vôo. 
 
VE = Vc + Vc 
Vc → correção de compressib ilidade 
 
 
 
 
 
 
 
Terminologia das Velocidades 
 
 
 
 
 
 
15 
A próxima figura dá as correções de compressibilidade em função da altitude, 
pressão e da velocidade calibrada. 
 
 
Terminologia das Velocidades 
 
 
 
16 
 
 
Terminologia das Velocidades 
• Exemplo: Um avião voa na altitude pressão de 
40.000 pés, na velocidade calibrada de 300 kt, 
condições ISA. Qual a velocidade equivalente? 
 
 
 
Vc = −25 kt 
 
 
 
 
 
Logo: 
 
 
 
 
EAS = CAS − Vc = 300 − 25 = 275 kt 
 
 
 
 
 
 
 
17 
Note que Delta Vc é menor que zero – Nas grandes altitudes e velocidades a 
indicação do velocímetro é sempre superior a velocidade equivalente devido 
aos erros causados pela compressibilidade 
 
 
V = 
VE 
 
0 
Não é necessário calcular – pode ser utilizado o computador de 
vôo. 
Fórmula para o cálculo das 
velocidades do computador 
Terminologia das Velocidades 
• V – Velocidade Aerodinâmica ou Verdadeira (true 
air Speed – TAS): É relacionada com VE pela 
fórmula: 
 
 
 
 
18 
 
 
Vc = VE = V  VI 
A Velocidade Verdadeira é usada para o cálculo das forças aerodinâmicas e das 
velocidades em relação ao solo 
Terminologia das Velocidades 
• Ao nível do mar, em condições ISA: 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
19 
 
 
Terminologia das Velocidades 
• Vs – Velocidade em Relação ao Solo (ground 
speed): É obtida somando a velocidade verdadeira 
com a componente do vento. 
 
 
 
 
Vs = V  W 
W → componente do vento 
 
 
 
 
 
 
 
A velocidade em relação ao solo é usada nos problemas de navegação e para 
calcular as distâncias de decolagem, aterragem e frenagem no solo. 
 
 
 
 
 
 
20 
 
 
M = 
V
 
a 
Terminologia das Velocidades 
• Número de Mach – É a relação entre a velocidade 
aerodinâmica e a velocidade do som (a) no mesmo 
local. DEPENDE APENAS DA TEMPERATURA. 
 
 
 
 
 
 
M – Número Mach 
V – Velocidade Aerodinâmica 
 
 
a – Velocidade do som 
 
21 
 
 
Terminologia das Velocidades 
Sumário das velocidades: 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
22 
 
 
Limites de Vôo 
• Os limites de vôo de qualquer avião podem ser 
definidos como os limites de velocidade – altitude 
– aceleração, dentro dos quais ele deve voar. 
• Os fatores que determinam essas restrições são: 
• limites aerodinâmicos 
• de motores 
• estruturais 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
23 
 
 
• Velocidade mínima em vôo estável, quando o 
avião ainda é controlável. 
Velocidade Mínima – Estol (Vs) 
 
 
 
 
• Quanto menor for essa velocidade – maiores serão 
as velocidades de decolagem e de aterragem e 
menores as pistas para a operação do avião. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
24 
 
 
Velocidade Mínima – Estol (Vs) 
 
 
 
• Quanto maior o coeficiente de sustentação (cl) – 
menor é a velocidade de estol. 
 
 
• Para aumentar esse coeficiente e reduzir avelocidade são empregados dispositivos 
hipersustetadores: flaps e slats. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
25 
 
 
Velocidade Mínima – Estol (Vs) 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
26 
 
 
Velocidade Mínima – Estol (Vs) 
 
 
 
 
• Determinação da Velocidade de Estol (power off) 
• Pela regulamentação FAR25-103: Velocidade calibrada 
mínima em vôo estável, na qual o avião ainda é 
controlável, na configuração especificada, com tração 
nula ou com marcha lenta, e o CG na posição mais 
desfavorável (à frente). 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
27 
 
 
Velocidade Mínima – Estol (Vs) 
 
 
 
 
 
• Abreveaturas utilizadas: 
• Vso – Velocidade de estol na configuração de pouso-flapes e trem de pouso 
baixados. 
 
• Vs1 – Velocidade de estol numa configuração desejada, que corresponde a 
diferentes casos particulares 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
28 
 
 
L = n.W = 1 
2 
. .V .S.C 2 
s L max (1) 
Velocidade Mínima – Estol (Vs) 
• Se um avião pesa “W” podemos escrever: 
 
 
 
 
 
L – Força de sustentação 
n – Fator de carga 
Rho – Densidade do ar no nível de vôo 
Vs – Velocidade verdadeira de estol 
S – Área da asa 
 
CLmax – Coeficiente de sustentação máximo 
 
 
 
 
 
29 
 
 
2.W 
.S.CL max 
V s1 = 
2.W 
.S.C L max 
Velocidade Mínima – Estol (Vs) 
• Da equação de sustentação pode-se tirar: 
 
 
 
 
 
Vs = = . n ... ( 2) 
 
 
 
 
 
 
Quando o vôo é reto horizontal, o fator de carga é igual a 1. Com isso a 
velocidade de estol fica: 
 
 
2.n.W 
.S.CL max 
 
 
30 
 
 
Velocidade Mínima – Estol (Vs) 
• Se o fator de carga for igual a “n”, pode-se escrever: 
 
 
 
 
 
 
 
VSn = Vs1. .......(3) 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
n 
 
 
 
 
31 
Quanto maior o fator de carga – maior a 
velocidade de estol 
 
 
Velocidade Mínima – Estol (Vs) 
• Exemplo: Em um vôo reto horizontal, um avião 
tem a velocidade de estol de 90kt. Determinar a 
nova velocidade de estol em uma curva padrão de 
75º31’, quando o fator de carga atinge 4. 
 
Utilizando a equação (3) achamos: 
 
 
 
VS 4 = 90. = 180kt 
 
 
 
 
 
4 
 
 
 
32 
Portanto, ao fazer uma curva de 75º31’ a velocidade 
de estol DOBRA 
 
 
Velocidades Máximas 
 
 
 
 
 
• São determinadas a partir das curvas de arrasto e 
tração (tração = arrasto: em vôos horizontais). 
 
• A tração cai com a altitude: Redução da densidade 
do ar mas o arrasto é praticamente constante. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
33 
 
 
Velocidades Máximas 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
34 
 
 
Velocidades Máximas 
• Quanto maior a velocidade acima do Mach crítico 
– mais intensas são as ondas de choque e maior o 
deslocamento dos filetes . 
 
• Buffering – Vibração provocada pelo 
deslocamento dos filetes (parecido com a vibração 
do pré-estol). 
 
• Buffering muito intenso: Pode ser uma limitação 
aerodinâmica da velocidade máxima impedindo 
que o avião ultrapasse determinado número 
Mach, mesmo possuindo tração suficiente para 
isso. 
 
 
 
 
 
 
35 
 
 
Temperatura 
• Durante todo o vôo, inclusive na decolagem e 
aterragem, a medição precisa da temperatura é 
muito importante (estamos tratando de um corpo 
submerso em um fluido). 
• Ela é utilizada: 
• Determinação dos pesos máximos de performance 
• Cálculo da velocidade aerodinâmica (TAS) 
• Regulagem da tração de decolagem de diversos 
segmentos 
• No cálculo do consumo de combustível 
• Etc 
 
 
 
 
 
 
 
36 
 
 
Temperatura 
• Em condições estáticas é fácil medir a temperatura 
mas em condições de vôo a temperatura é 
aumentada pela compressão adiabática dos filetes 
de ar da camada limite que são retardados em 
relação ao avião. 
 
• Essa compressão acarreta um aumento de 
temperatura – ram rise (acréscimo de impacto). 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
37 
 
 
Temperatura 
• Termos usados nos manuais de vôo: 
• SAT – static air temperature: temperatura do ar imóvel 
• OAT – outside air temperature: temperatura do ar 
externo 
• RAT – ram air temperature: temperatura do ar de 
impacto 
• TAT – total air temperature: temperatura total do ar 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
38 
 
 
Temperatura 
• SAT – Representa a temperatura do ar ambiente, 
imóvel, ou seja, sem o ram rise. Podem também 
ser classificada como SAT e OAT. 
 
• TAT – Temperatura do ar em movimento e se 
relaciona com a SAT pela fórmula 
 
 
 
 
TAT = SAT + 0,2 M 2  SAT 
 
 
 
 
 
 
 
 
39 
 
 
Temperatura 
 
 
 
• Para medir a TAT é necessário determinar o ram rise. 
 
 
 
ram rise = 0,2 M 2  SAT 
 
 
 
 
 
- Para isso é necessário provocar uma parada do ar em contato com o instrumento 
para que a velocidade do ar seja transformada em pressão (princípio de Bernoulli) e 
então ocorrer um aumento de temperatura 
- Um dos aparelhos para medir a TAT é o rosemount probe. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
40 
 
 
Temperatura 
 
 
 
 
 
 
Rosemount Probe 
 
 
Para Aviação 
 
41 
 
 
• 2- Temperatura 
- TAT – Total Air Temperature – Temperatura Total do Ar; 
• É a temperatura do ar em movimento, ou seja, SAT + Ram Rise, que na aeronave é medido por um instrumento 
denominado “Rosemount Probe” 
 
 
 
 
 
 
• 2- Temperatura 
- TAT – Total Air Temperature – Temperatura Total do Ar; 
• É a temperatura do ar em movimento, ou seja, SAT + Ram Rise, que na aeronave é medido por um instrumento 
denominado “Rosemount Probe” 
 
 
 
 
 
2- Temperatura 
 
2.2- Termos relacionados com a Temperatura 
 
- RAT – Ram Air Temperature – Temperatura do Ar de 
Impacto; 
 
É a temperatura do ar de 
impacto, ou seja, o próprio Ram 
Rise, captada por um instrumento 
denominado “Lewis Flush Bulb” 
 
Esta temperatura é diminuída da 
TAT e tem-se a SAT no FL voado; 
 
 
Temperatura 
 
 
• Nem sempre é possível medir todo o ram rise. 
Neste caso a temperatura medida é chamada RAT. 
 
 
 
 
 
 
RAT = SAT + 0,2 K  M 2  SAT 
 
 
 
K – fator de recuperação do ram rise e varia de 0,75 a 0,90 
 
 
 
 
 
 
 
 
 A RAT pode ser medida por um lewis flush bulb 
 
 
 
42 
 
 
Temperatura 
• Conclusão: A TAT será sempre maior que a 
RAT. 
 
• Obtenção da SAT de um avião em 
movimento: 
• Utilização de aparelhos (muito caros de difícil 
utilização) 
• Utilização de tabelas (confeccionadas a partir 
dos instrumentos acima para facilitar o trabalho 
do piloto). 
 
 
 
 
 
 
43 
 
 
A tabela funciona 
somente para M>0,3 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Tabela do Boeng 737-200 44 
 
 
Temperatura 
• Exemplo: TAT = 70ºC 
 
 
 
 
SAT varia de 47ºC (M=0,6) a 27ºC (M=0,84) 
 
 
 
 
 
 
 
45 
 
 
Temperatura 
• Como o ram rise é proporcional ao Mach, ele pode 
acarretar problemas de creep (estalos) nas 
estruturas dos aviões supersônicos e hipersônicos. 
 
• Ex: O nariz do Concorde voando a Mach 2, altitude 
de 50.000ft, pode atingir 127ºC de temperatura, o 
que corresponde a um ram rise de 127-(-56,5) = 
183,5ºC. Quando a temperatura ultrapassa esse 
limite o piloto deve reduzir a velocidade. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
46 
 
 
Temperatura 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
47 
 
 
Tabela para estimativa 
rápida da temperatura da 
superfície em relação a 
altitude e número Mach 
Temperatura 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
48 
 
 
Temperatura 
 
 
• Atualmente são utilizados equipamentos mais 
sofisticados que fornecem dados aos pilotos. 
 
• CADS (Central Air Data System) – Recebe 
informações do ar externo e permite maior 
precisão nas leituras de diversos instrumentos.49 
 
 
Altitudes 
• Medição – Feita por instrumentos manométricos. 
 
• Na aproximação – Necessidade de maior precisão, 
por isso é utilizado o RÁDIO ALTÍMETRO. 
 
 
 
• A medição barométrica é simplesmente a medição 
da pressão atmosférica. A relação entre a pressão 
atmosférica e a altitude é dada pela atmosfera 
padrão ICAO. 
 
 
 
 
 
• A medição é tirada do tubo de Pitot estático mas 
as diferentes pressões provocam erros. 
50 
 
 Nos aviões modernos esse erro é compensado com um air data computer que 
tem interface com o instrumento. 
Altitudes 
• Esse erro é provocado pelas diferentes posições do 
fluxo de ar que passa pelo medidor. 
 
 
 
 hp = hpi + hp 
 
 
 
hp – Altitude pressão 
hpi – Altitude pressão indicada (lida no altímetro) 
Delta hp – erro de posição 
 
 
 
 
 
51 
 
 
Altitudes 
• Calibração: 
• Escala principal – Calibrada em pés e a sub-escala 
indica a pressão atmosférica (hPa ou polegadas de 
mercúrio). 
• Regulagem básica: 
• Sub-escala – pressão de 1013,25 hPa ou 29,92 
polegadas de mercúrio (ao nível do mar com atmosfera 
padrão). 
• Com esse ajuste: A altitude obtida pelo altímetro será a 
ALTITUDE PRESSÃO que corresponde a altitude real 
com 29,92 pol de mercúrio e 15ºC. 
• Essa altitude é sempre expressa por nível de vôo: 
 
 
40.000 pés = FL 400 
 
 
 
52 
 
 
Altitudes 
• Altitude Densidade – Tem como referência não uma 
pressão mas a densidade do ar na atmosfera padrão. 
• Como o avião não possui nenhum instrumento que meça a 
densidade do ar, a altitude deve ser calculada a partir da 
altitude pressão e da temperatura do ar atmosférico com 
o auxílio de um computador de vôo. 
 
• É muito importante: 
• Na determinação das pistas (aeroporto local) 
• Razão e ângulo de subida 
• Teto prático e absoluto 
• Tração do motor 
• Consumo de combustível 
 
 
• etc 
 
 
53 
 
 
Altitudes 
• Influência da Meteorologia sobre o Altímetro 
• Mudança de Pressão – Quando o avião voa de uma 
área de alta pressão para uma de baixa, o altímetro 
“pensará” que está subindo, indicando aumento de 
altitude. Quando ocorre o contrário: o altímetro 
“pensará” que está descendo. 
 
• Mudança de Temperatura – É o mesmo: com uma 
temperatura inferior a ISA indicará altitude superior à 
real. Quando a temperatura é superior à ISA, uma 
altitude inferir à real. 
 
• Situação Crítica: Quando ocorrerem baixas 
temperaturas e baixas pressões. 
 
 
• EX: Sobreviventes dos Andes 
 
 
 
54 
 
 
4- Decolagem 
 
Durante a decolagem, temos as seguintes forças agindo sobre a aeronave: 
 
 
 
 
4- Decolagem 
 
A decolagem pode ser decomposta em duas partes distintas: 
 
a) Distância de Decolagem 
Consideramos que a distância de decolagem vai do “break release” até a 
V2, ou ponto que o avião atinge 35 Ft de altura sobre a cabeceira oposta a 
1,2VS; 
 
b) Trajetória de Decolagem 
A trajetória de decolagem inicia na V2 e termina a 1500 Ft de altura, com 
a aeronave limpa (Flapes e trem de pouso recolhidos); 
 
 
Decolagem 
• Forças que agem sobre o avião durante a 
decolagem: 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
55 
 
 
Decolagem 
 
 
 
 
 
 
 
• Além das 4 forças existentes em vôo existem: 
• Forças entre as rodas e a pista (Ff) 
• Componente devido a inclinação da pista (W.senΦ) 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
56 
 
 
Decolagem 
 
 
 
• Força de Atrito 
• É a normal agindo sobre o avião (W-L) vezes o 
coeficiente de atrito (µ) que depende das duas 
superfícies. 
• Para pista de concreto seco: 
• µ = 0,015, ou seja, 1,5% da carga sobre os 
pneus 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
57 
 
 
Decolagem 
 
 
 
 
• No início da decolagem a velocidade é nula, portanto 
“L” e “D” também são. 
 
• Neste instante a força líquida que provoca a 
aceleração é: 
 
 
T − .W −Wsen 
 
 
 
 
 
 
 
58 
Ângulo da Pista com a Horizontal 
 
 
Decolagem 
 
 
 
 
• Se o avião decolar no sentido contrário ao da figura 
(descendo a ladeira), a força será: 
 
 
 
T − .W +Wsen 
 
 
 
 
• Como o máximo de inclinação permissível para a 
pista é 2%, o valor máximo de WsenΦ será 0,02W 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
59 
 
 
Decolagem 
 
 
 
• Logo que começa a decolagem, são criadas as 
forças de sustentação e arrasto. A força que produz 
aceleração passa a ser: 
 
 
 
 
F = T − D − .(W − L) −W.sen 
 
 
 
Tração 
 
 
Arrasto 
 
Força de Atrito 
 
 
 
Componente: inclinação 
d
a
 pista 
 
 
60 
 
 
Decolagem 
• À medida que 
aumenta a velocidade, 
também aumenta a 
sustentação e o 
arrasto, a tração 
atinge o máximo e 
depois cai 
ligeiramente, de modo 
que a força líquida e a 
aceleração variam. 
 
 
 
 
 
 
 
61 
 
 
Fr x lr = T x le 
Velocidades associadas à decolagem 
• A força no leme pode ser maior que 150 libras (680N ou 68kgf). 
Para haver equilíbrio (avião mantendo a proa) o momento 
produzido pela tração do motor oposto ao motor parado deve ser 
igual ao momento produzido pelo leme de direção/deriva: 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
62 
 
 
Velocidades associadas à decolagem 
• Essa velocidade é função da tração do motor, que por sua vez 
depende da altitude pressão e da temperatura, e também da 
posição do centro de gravidade do avião. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
63 
 
 
Velocidades associadas à decolagem 
• Quanto maior o momento, maior a força 
necessária no leme de direção, portanto, a VMCG. 
• Essa velocidade é maior nas baixas altitudes e 
baixas temperaturas – A TRAÇÃO É MÁXIMA. 
• A posição do CG também influi na VMCG: 
• Quanto mais à frente, maior o braço de alavanca e 
menores: 
• A força no leme de direção 
• VMCG 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
64 
 
 
Velocidades associadas à decolagem 
• Na determinação da VMCG, emprega-se o CG na 
posição mais desfavorável (limite traseiro). 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
65 
 
 
Velocidades associadas à decolagem 
• Também por segurança, é considerado o STEERING 
(direção) da roda do nariz. Quanto maior a 
distância do motor ao plano do simetria do avião, 
maior a VMCG. 
• É por esse motivo que, apesar de empregarem o 
mesmo motor (JT8D17), em condições ISA-nível do 
mar: 
• 737-200 ADV: VMCG = 105 kt 
• 727-200: VMCG = 60 kt 
 
 
 
 
 
 
Aviões com posições de 
CG diferentes 
 
 
 
 
 
 
66 
 
 
 
 
 
 
4.1- Velocidades Associadas com a Decolagem 
 
• VEF – Velocidade de Falha do Motor Crítico (Engine Fail Airspeed) 
 
• VMCG – Velocidade Mínima de Controle no Solo (Minimum Control Speed on the Ground) 
 
 
• VMCA – Velocidade Mínima de Controle no Ar (Air Minimum Control Airspeed) 
 
 
• V1 – Velocidade de Decisão (Decision Speed) 
 
 
 
 
• VR – Velocidade de Rotação (Rotation Speed) 
 
 
 
 
 
4.1- Velocidade Associadas com a Decolagem 
 
 
 
VMU – Velocidade Mínima com Manche Livre (Minimum Unstick Speed) 
VLOF – Velocidade de Abandono do Solo (Lift Off Speed) 
VMTS – Velocidade Máxima dos Pneus (Maximum Tire Speed) 
 
V2 – Velocidade de Decolagem e Subida (Take Off Climb Speed) 
 
VMBE – Velocidade Máxima para Iniciar Frenagem (Maximum Break Energy Speed) 
 
 
A aeronave pode derivar no máximo 
30ft do centro da pista, podendo 
continuar a decolagem, não é 
necessário retornar ao centro, sem o 
uso do steering, considerando 1 sec. 
para reconhecimento da falha. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Velocidades: VMCG – Velocidade Mínima de Controle on Ground 
 
 
 
 
 
1 sec. 
Menor velocidade na qual, após a falha do motor crítico é possível controlar a aeronave e continuar a decolagem. 
 
 
 
 
4.1- Velocidade Associadas com a Decolagem 
 
VEF - (engine failure speed): 
 
A velocidade na qual se considera que o motor crítico falhou. Motor crítico é aquele que tem 
o maior impacto na performance e controle do avião. 
 
 
 
 
4.1- Velocidade Associadascom a Decolagem 
 
VMCA – Velocidade Mínima de Controle no Ar (Air Minimum Control Airspeed) 
 
É a menor velocidade na qual o controle direcional pode ser recuperado e mantido em vôo, 
podendo ser empregada uma inclinação de 5º de curva. 
 
 
Velocidadade mínima em voo no qual 
o controle direcional pode ser 
mantido com um motor inoperante, 
sem yaw e com bank angle máximo 
de 5°. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Velocidades: VMCA – Velocidade Mínima de Controle no Ar 
 
 
 
 
4.1- Velocidade Associadas com a Decolagem 
 
V1 – Velocidade de Decisão (Decision Speed) 
 
Velocidade de Decisão na qual o piloto, percebendo a falha do motor crítico, optará por continuar a 
decolagem ou abortá-la. Esta decisão porém já deve ter sido tomada na V1. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
V1 – Velocidade de Decisão (Decision Speed) 
 
 
 
 
 
 
4.1- Velocidade Associadas com a Decolagem 
 
 
VR – Velocidade de Rotação (Rotation Speed) 
Velocidade na qual a rotação é iniciada durante a decolagem para se atingir a V2 a 35 ft de 
altura . A VR não deve ser inferior a 1,05 % da VMCA. 
 
 
VMU – Velocidade Mínima com Manche Livre (Minimum Unstick Speed) 
Velocidade na qual ou acima da qual o avião poderá deixar o solo e continuar a decolagem 
com segurança, mantendo o gradiente inicial de subida. 
 
 
 
 
 
 
 
4.1- Velocidade Associadas com a Decolagem 
 
VLOF – Velocidade de Abandono do Solo (Lift Off Speed) 
É a velocidade no exato momento em que a aeronave deixa o solo. Com todos os motores operando, a VLOF 
não poderá ser inferior a 110 % da VMU, e com um motor inoperante a 105% da VMU; 
O limite superior da VLOF é a velocidade máxima dos pneus VMTS; 
 
VMTS – Velocidade Máxima dos Pneus (Maximum Tire Speed) 
É a velocidade determinada pela resistência dos pneus, que são expostos a grandes esforços nas velocidades 
elevadas; 
 
 
 
• 4.1- Velocidade Associadas com a Decolagem 
 
 
• V2 – Velocidade de Decolagem e Subida (Take Off Climb Speed) 
 
• É a velocidade a ser atingida a 35 ft de altura sobre a pista, devendo ser igual ou superior a 
120% da Velocidade de Estol na Configuração de Decolagem (VS0) e 110% da Velocidade Mínima 
de Controle no Ar (VMCA); 
 
• VMBE – Velocidade Máxima para Iniciar Frenagem (Maximum Break Energy Speed) 
 
• Velocidade Máxima para aplicação dos freios, sem que ocorra super aquecimento e destruição do 
sistema de freio da aeronave; 
 
 
4.2- Limitações da V1 
 
Quando o piloto perceber a falha de motor crítico na V1, ele poderá abortar a decolagem ou 
continuá-la, e portanto devemos ter: 
 
V1 ≥ VMCG – O piloto poderá manter a reta numa decolagem sem um dos motores; 
 
V1 ≤ VMBE – Se a decisão for interromper a decolagem, é indispensável o uso de freios, o que não 
poderia ocorrer se a V1 fosse maior que a VMBE; 
 
V1 ≤ VR – Se a VR fosse menor que a V1, o piloto poderia abortar a decolagem após a 
rotação do avião. Ele precisaria abaixar rapidamente o nariz do avião, podendo danificar a 
roda dianteira da aeronave; 
 
 
Relação entre as diferentes Velocidades de Decolagem 
 
 
 
 
 
 
 
PERFORMANCE DE AVIÕES A JATO 
SEGMENTOS DE DECOLAGEM 
 
 
 
 
 
Velocidades: V1 – Velocidade de Decisão 
 
 
PERFORMANCE DE AVIÕES A JATO 
SEGMENTOS DE DECOLAGEM 
 
 
 
 
 
Velocidades: VR – Rotate Speed 
 
 
PERFORMANCE DE AVIÕES A JATO 
SEGMENTOS DE DECOLAGEM 
 
 
 
 
 
Velocidades: V2 – Velocidade de Segurança 
 
 
PERFORMANCE DE AVIÕES A JATO 
SEGMENTOS DE DECOLAGEM 
TAKE OFF DISTANCE 1° SEGMENTO 2° SEGMENTO 
Take off Thrust 
Take off Flaps 
Acceleration to V2 
T.O Thrust 
T.O Flaps 
V2 
Gear 
Retraction 
T.O Thrust 
T.O Flaps 
V2 
Gear Retracted 
3° SEGMENTO 
T.O Thrust-Reducing 
Flap Retraction 
Acceleration to 
FINAL CLIMB 
SPEED 
(4°) SEGMENTO FINAL 
Max Continuous Thrust 
FLAPS Retracted 
CLIMB SPEED 
ENROUTE 
CLIMB 
1500ft 
Gross Path 
Minimum height 400ft 
Gear up 
V2 
VEF 
35ft 
ALL 
ENGINES 
1 ENGINE 
FAIL 
Min. 0% Min 1,2% 
min2,4% 
Positivo 
35ft 
Gradientes mínimos – 2 engines (considerando perda de 1 motor na V1 – FAR25) 
 
 
 
 
 
 
DISTÂNCIAS DECLARADAS 
SENTIDO DE OPERAÇÃO 
CWY 
 
SWY 
 
 
 
 
 
 
 
 
-LDA – Landing Distance Available 
-TORA – Take-off Runway Available 
 
 
-ASDA – Accelerate Stop Distance Available 
-TODA – Take-off Distance Available 
 
 
DISTÂNCIAS DECLARADAS 
 
 
▪ Pista Disponível para Corrida de Decolagem (Take-Off Run Available – TORA) significa o 
comprimento declarado da pista, disponível para corrida no solo de uma aeronave que decola. 
 
▪ Distância Disponível para Decolagem (Take-Off Distance Available – TODA) significa o 
comprimento da pista disponível para corrida de decolagem, acrescido da extensão da zona 
desimpedida (Clearway), se existente. 
 
▪ Distância Disponível para Aceleração e Parada (Accelerate-Stop Distance Available – ASDA) 
significa o comprimento da pista disponível para corrida de decolagem, somado ao 
comprimento da zona de parada (Stopway), se existente. (iv) Distância Disponível para Pouso 
(Landing Distance Available – LDA) significa o comprimento declarado de pista disponível para 
 
 
a corrida no solo de uma aeronave que pousa. 
 
 
DISTÂNCIAS DECLARADAS 
 
 
▪ Clearway (CWY): área livre de obstáculos após a pista, usada para ganhar 
altura imediatamente após a decolagem. 
 
▪ Stopway (SWY): área após a pista para eventual frenagem de aviões que abortem a 
decolagem. 
 
 
▪ RESA (RBAC 154 - Runway End Safety Area - Área de Segurança de Fim de Pista): 
significa a área simétrica ao longo do prolongamento do eixo da pista de pouso e 
decolagem e adjacente ao fim da faixa de pista, utilizada primordialmente para reduzir o 
risco de danos a aeronaves que realizem o toque antes de alcançar a cabeceira 
(undershoot) ou que ultrapassem acidentalmente o fim da pista de pouso e decolagem 
 
 
(overrun). 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Definição e estudo das 
velocidades de 
decolagem e pouso 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
• VEF (engine failure speed) : 
Definições de 
Velocidades 
a velocidade na qual se considera que o motor crítico falhou. Motor crítico é 
aquele que tem o maior impacto na performance e controle do avião. 
• V1 (Decision Speed) : 
• É a velocidade máxima onde pode ser iniciada uma abortagem de 
decolagem, assegurando uma parada completa até o final da pista, e 
• É a velocidade mínima que assegura que uma decolagem poderá ser 
continuada com segurança na pista remanescente, cruzando 35 ft na 
cabeceira oposta, e 
• É a única velocidade onde, para um peso em particular, será permitida 
uma parada completa ou a continuação da decolagem para a pista 
remanescente. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Definições de 
Velocidades 
• VMCG (Ground Minimum Control Speed) : 
na qual é possível retomar o controle do avião apenas com recursos 
aerodinâmicos (leme) após o motor crítico ter falhado. 
comando de leme de direção não pode superar 150 lb. Não pode ser 
considerado “nose wheel steering” e frenagem diferencial. 
 
• VMCA (Air Minimum Control Speed) : 
qual o controle direcional pode ser recuperado e mantido em vôo. Neste 
caso, é permitido empregar uma inclinação lateral de no máximo 5°. 
 
• VR (Rotation Speed) : É definida como a velocidade na qual a 
rotação é iniciada durante a decolagem para atingir a velocidade V2 a 35 
ft de altura. A VR não deve ser inferior a 1,05 VMCA, e nem menor que 
a V1. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
• VMU (Minimum Unstick Speed) : Velocidade na qual ou acima da 
qual o avião poderá deixar o solo e continuar a decolagem com 
segurança. A VMU deverá ser determinada tanto para todos os motores 
funcionando como para monomotor. Esta velocidade é determinada em 
ensaios de vôo, e consiste em deixar a aeronave no máximo ângulo 
possível, e acelerar a aeronave nesta atitude até ele deixar o solo. 
• VLOF (Lift OffSpeed) : 
aeronave deixa o solo. Está bastante ligada à VR, e será ditada porela. 
Com todos os motores funcionando, a VLOF não poderá ser inferior a 
110% da VMU com todos os motores operando, ou 105% da VMU com 
um dos motores inoperante. 
• V2 (Takeoff Safety Speed) : ft 
sobre a pista, devendo ser igual ou maior que 120% da velocidadede 
estol na configuração de decolagem, e 110% da VMCA. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Definições de 
Velocidades 
• VMBE (Maximum Brake Energy Speed) : Quando se freia uma 
aeronave, sua energia cinética é transformada em calor, que deve 
suportado pelos freios. Quanto maior a velocidade da aeronave, maior será 
o calor gerado. A VMBE é a velocidade máxima onde a aeronave poderá ser 
freada sem que o calor gerado cause super-aquecimento e destruição dos 
freios. 
 
• Velocidade máxima dos pneus (Maximum Tire Speed) : É a 
velocidade máxima determinada pela resistência dos pneus, que são 
expostos a grandes esforços, principalmente em altas velocidades. 
 
• VS (Stall Speed) : 
ensaio, reduzindo a velocidade da aeronave a uma dada configuração e 
 
 
peso até que seja percebida redução súbita de sustentação nas asas. 
 
 
 
 
 
One Engine INOP 
Acceleration 
All Engine 
Acceleration 
Definições de 
• Relação típica das velocidades
V
: A
e
cc
l
e
o
le
c
ra
i
t
d
e -
a
GO
des 
 
 
 
35 ft 
 
 
 
 
 
1 sec 
 
 
V2 VLOF VR V1 VEF Brake 
Release 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Transition 
Stopping 
All Engine 
Acceleration 
Definições de 
• Relação típica das velocidades
V
: A
e
cc
l
e
o
le
c
ra
i
t
d
e -
a
ST
d
OP
es 
 
 
 
 
 
 
 
 
Full 
Stop 
 
 
Full 
Stop 
Configuration 
1 sec 
 
V1 
 
 
VEF 
 
 
Brake 
Release 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
% do 
total de 
RTOs 
Acima de 
120 Kts 
De 100 a 
120 Kts 
De 80 a 
100 Kts 
80 Kts ou 
menos 
Acidentes 
decorrentes de 
RTO acontecem 
principalmente nos 
2% de rejeições 
em altas 
velocidades 
Definições de 
Velocidades 
 
 
 
Definições de Velocidades 
 
 
Definições de velocidades 
 
 
Os speedbrakes oferecem grande ajuda para a parada da aeronave, pois 
aumentam o arrasto e a carga sobre as rodas, o que representa um aumento 
aproximado de 34% na capacidade de frenagem. O diagrama abaixo mostra uma 
comparação de RTO com e sem a utilização dos speedbrakes. 
 
 
 
 
 
 
 
 
Definições de 
Velocidades : Aproximação / Po
V
us
e
o 
locidades 
 
 
 
• VREF (Reference Speed) : 
cabeceira a 50 ft de altura. VREF = 1,3 VSO, sendo que VSO é a 
velocidade de estol na configuração de pouso. 
 
• VAPP (Velocidade de Aproximação) : Normalmente, a velocidade 
de cruzamento da cabeceira de pista para vento calmo será : 
VAPP = VREF+5Kt. Se ocorrerem vento de proa e rajadas, a Boeing 
recomenda : VAPP = VREF + ½ Vento de Proa + Rajadas (Max 20 Kt) 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
4.1- Velocidade Associadas com a Decolagem 
 
VMCA – Velocidade Mínima de Controle no Ar (Air Minimum Control Airspeed) 
 
É a menor velocidade na qual o controle direcional pode ser recuperado e mantido em vôo, 
podendo ser empregada uma inclinação de 5º de curva. 
VEF(enginefailurespeed): 
avelocidadenaqual se consideraque omotorcríticofalhou. Motorcríticoé aqueleque tem omaior 
impactonaperformanceecontroledoavião. 
 
 
 
 
• Pista Contaminada : 
Definições 
quando mais de 25% de sua superfície estiver coberta por uma camada 
de água, slush, neve de pelo menos 3mm de espessura, ou então se 
tiver uma acumulação de neve ou gelo (Definição da FAA Advisory 
Circular 91-6B). Esta condição influi tanto para a aceleração como para a 
desaceleração da aeronave. 
• Não devem ser realizadas decolagens quando a espessura da camada 
de água ou gelo for maior que 13 mm. O fabricante considera que 
nestes casos, o “spray” gerado pela aeronave se choca contra ela 
podendo causar danos estruturais. 
• Neste caso, passa a ser considerada “screen height” de 15 ft na 
cabeceira oposta, ao invés de 35 ft, além de contar com 1 reverso para 
auxiliar na parada da aeronave (assim como para pista molhada) 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Aceleração em Pista Seca 
Drag Friction Thrust 
Definições 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Aceleração em Pista Contaminada 
Drag Friction Slush Drag Thrust 
Definições 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Definições 
Redução da capacidade de aceleração para pista 
contaminada para o Boeing 737 
 
 
 
 
 All Engine Engine Out 
Dry Runway 3,7 Kt/sec 1,3 Kt/sec 
6 mm 3,0 Kt/sec 0,5 Kt/sec 
13 mm 2,2 Kt/sec -0,1 Kt/sec 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Definições 
• Pista Escorregadia : É a pista coberta por gelo, neve compactada, ou 
água. Esta condição vai causar impacto na capacidade de desaceleração 
da aeronave. 
• A Boeing utiliza informação de condição de frenagem reportada 
(reported runway braking condition) para fazer as correções para pista 
escorregadia. Para se ter uma idéia, o braking coeficient de uma pista 
seca é 0,40 
 
 
 Good Medium Poor 
Assumed 
Airplane 
Braking 
Coefficient 
 
0,20 
 
0,10 
 
0,05 
 
 
 
 
 
 
 
Definições 
Pistas úmidas ou molhadas NÃO são 
o mesmo que contaminadas 
 
• Pista Úmida : 
superfície não dá uma aparência espelhada à pista. (JAR-OPS 1.480) 
 
 
 
 
 
NOTA 
• Pista Molhada : 
camada de água menor que 3 mm (JAR-OPS 1.480) 
Pista Contaminada: 
quando mais de 25% de sua superfície estiver coberta por uma camada de água, slush, neve 
de pelo menos 3mm de espessura, ou então se tiver uma acumulação de neve ou gelo 
(Definição da FAA Advisory Circular 91-6B). Esta condição influi tanto para a aceleração como para a 
desaceleração da aeronave. 
 
 
 
 
 
 
Definições 
 
 
 
Análises de pista molhada 
 
• Historicamente, não havia a necessidade de rodar análises de pista 
MOLHADA (o que havia eram apenas recomendações de correções de 
peso e velocidade – “advisory data”) 
 
• Porém, os regulamentos (FAR 25 / 121) foram revisados, e aeronaves 
homologadas após 1998 obrigatoriamente têm de apresentar análises de 
performance de decolagem específicas para pista molhada. É o caso da 
série 737-600/700/800/900, do 777, 757-300, 767-400, entre outros. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Definições 
 
 
 
Pista Balanceada 
 
• Como é de conhecimento geral, basicamente, temos duas situações a 
considerar durante uma decolagem. A primeira é a continuação da 
decolagem após um determinado evento (accelerate-go), e a segunda é 
a abortagem da decolagem após este evento (accelerate-stop). 
 
• Podemos fazer uma relação entre as distâncias envolvidas para 
acelerar e continuar a decolagem (até atingir 35ft) ou acelerar e parar 
completamente a aeronave com a nossa V1. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Accelerate - GO 
Distância 
Grande 
para 
Acc-GO 
Distância 
Pequena 
para 
Acc-GO 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
- V1 + 
Definições 
Na primeira situação 
(Accelerate – GO), 
podemos notar pelo 
gráfico ao lado que 
quanto maior a nossa V1, 
menor será a distância de 
Accelerate – GO. 
A razão para que isso 
aconteça, é que 
consideramos que o 
evento ocorrerá 
aproximadamente 1 seg. 
antes da V1. Portanto, 
para V1 baixa teríamos 
muito tempo para 
acelerar a aeronave com 
- 
D
is
tâ
n
c
ia
 
V
1
 B
a
ix
a
 
V
1
 A
lt
a
 
 
 
1 motor 
 
 
+
 
 
 
Accelerate - STOP 
 
Distância Grande 
Para Acc-STOP 
Distância 
Pequena 
para 
Acc-S TOP 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
- V1 + 
Definições 
Na segunda situação 
(Accelerate – STOP), 
podemos notar pelo 
gráfico ao lado que 
quanto maior a nossa V1, 
maior será a distância de 
Accelerate – STOP. 
A razão para que isso 
aconteça, é que 
consideramos que o 
evento ocorrerá 
aproximadamente 1 seg. 
antes da V1. Portanto, 
para V1 baixa estaríamos 
a uma baixa velocidade 
para frear a aeronave 
- 
D
is
tâ
n
c
ia
 
V
1
 B
a
ix
a
 
V
1
 A
lt
a
 
 
 
completamente.