-Performance-Peso-e-Balanceamento

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AA JJAATTOO,, PP&&BB 
 
 
 
 
 
Notas de aula 
Rogério B. Parra 
 
 
 
 
 
 
 
 
-- 2012 – 
 
 
 
 UNIVERSIDADE FUMEC – FEA 
 
Performance, Peso e Balanceamento 
 
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INTRODUÇÃO 
 
CARACTERÍSTICA DO JATO: 
 
Com os aviões a jato, de melhor performance se comparada com a dos aviões a pistão, a 
duração dos vôos foi reduzida pela metade, a maioria das escalas foi eliminada, as novas 
altitudes permitiram voar acima das camadas do tempo e multiplicou-se o número de lugares 
a bordo. 
Este melhoramento de performance acarreta em operações a altitudes e velocidades onde o 
efeito da compressibilidade começa a surgir, sendo portanto necessário o conhecimento de 
novas teorias de operação. 
Uma das diferenças básicas está na rotação dos motores. Quando a tração cresce 
rapidamente no motor convencional, a sustentação é simultaneamente aumentada sem 
modificação de atitude devido ao aumento da velocidade do ar produzida pela hélice, 
conseqüentemente sem mudanças no angulo de ataque. A única maneira de se aumentar a 
sustentação no jato, é levantando o nariz e aumentando o ângulo de ataque. Uma aeronave 
de asa enflechada requer uma modificação ainda maior em atitude. 
A performance do avião a jato com um motor inoperante, requer muito menos cuidado do que 
a de um avião a pistão com todos os motores operando. Os procedimentos a serem tomados 
são extremamente fáceis. Além disto, para executar uma curva no avião com motor 
convencional é necessário usar o leme por causa do arrasto produzido pelo “aileron” da asa 
que se eleva. No jato, normalmente, isto não acontece por causa dos spoilers, que 
trabalhando em conjunto, fazem com que a curva seja coordenada, limpa. 
Um outro diferente aspecto dos convencionais , é o ajuste de potência para um determinado 
valor de velocidade. No jato devemos aplicar uma determinada potência até atingirmos uma 
velocidade e depois reduzirmos para manter os ajustes ideais. Além disto para vários pesos 
temos vários ajustes de potência. Daí a necessidade de se fazer acertos constantemente. 
O controle da aeronave em relação à posição do CG também é outro fator. Nos jatos, o 
estabilizador com ângulo de incidência variável, permite uma melhor flexibilidade do CG. 
Porém, antes da decolagem o piloto deve ajustar o estabilizador de acordo com o 
balanceamento. Durante o vôo o piloto automático fará as correções para as variações de 
“CG”. 
 
Esta apostila visa a apresentação de alguns conhecimentos básicos operacionais da 
performance de aeronaves a jato, ou seja, como calcular velocidades, potência e dimensão de 
pistas para decolagem e pouso; Calcular velocidades, autonomia e desempenho do vôo de 
cruzeiro além de cálculos de peso e balanceamento de aeronaves comerciais a jato. Dois 
aviões serão usados como exemplos básicos: 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
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Com o desenvolvimento dos motores turbofan Garrett AirResearch TFE731 no final da 
década de 60, com expectativas de menores níveis de ruído e consumo específico, levou ao 
desenvolvimento de uma nova versão do Learjet 25, conhecido inicialmente como Lear 25B-
GF (de Garrett Fan). Um Lear 25 adaptado, com um TFE731 em seu lado esquerdo apenas 
voou em maio de 1971, seguido de um segundo protótipo com dois motores deste tipo e 
finalmente em agosto de 1973, o primeiro protótipo do novo avião, já conhecido como Learjet 
35. Além dos motores, os 35 e a versão de longo alcance Lear 36, com mais capacidade de 
combustível, diferem dos Learjet mais antigos, por terem a fuselagem 30cm maior e uma 
quinta janela na lateral direita da fuselagem. O Learjet 35 tem capacidade para até 8 
passageiros, enquanto que o 36 leva no máximo seis, já que ambos possuem o mesmo peso 
máximo de decolagem. Ambos foram homologados em julho de 1974. As melhorias nos dois 
modelos levaram ao desenvolvimento das séries 35A e 36A, em 1976, com peso máximo de 
decolagem maior. Foram produzidos até 1994. 
Em meados da década de 70, visando enfrentar o crescente sucesso da Airbus, a Boeing 
decidiu desenvolver um novo avião de grande capacidade para rotas de médio e longo 
alcance. Nascia o Boeing 767, o segundo modelo de fuselagem larga da Boeing, configurado 
para acomodar até 8 assentos por fileira, separados por dois corredores. 
O primeiro protótipo voou em 26 de setembro de 1981, e as entregas começaram no ano 
seguinte para a United. Porém, logo a Boeing percebeu um novo segmento de mercado, de 
média capacidade e grande alcance, capaz de substituir os veneráveis 707 e DC-8. Assim, a 
necessidade de uma versão de maior alcance determinou a instalação de tanques extras de 
combustível, maiores pesos operacionais, além de uma série de outros sistemas de 
segurança. 
Nascia não apenas uma nova aeronave, mas uma nova categoria: a ETOPS, Extended Twin 
OPerationS. Conhecida como B767-200ER, tornou-se a primeira aeronave bimotor a cruzar o 
regularmente vastos oceanos. Hoje, no Atlântico Norte, a grande maioria dos vôos é feita em 
bi-reatores e o 767 foi o grande desbravador deste segmento. 
Deixando os passageiros e empresas receosos a princípio, a prática se tornou comum e anos 
mais tarde, voltaria a ser usada no 777. Assim mesmo, alguns críticos ainda sustentam que a 
sigla ETOPS deve significar "Engines Turn Or Passengers Swim" (as turbinas giram ou os 
passageiros nadam), uma lembrança nada agradável para quem passa 10, 12 horas cruzando 
oceanos. 
Outra coisa que pode ser dita dos 767-200 é que eles se tornaram os aviões mais tristemente 
famosos da história: foram dois jatos do tipo que os terroristas arremessaram contra as torres 
do World Trade Center em Nova York, em 11 de setembro de 2001. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
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No final da apostila, apresentamos o calculo de um vôo completo SBBH para SBRF de um 
Boeing 737-300 como ilustração 
O Boeing 737 é uma linha de aviões da Boeing, de curta e média distância. Lançada em 
1967, é o avião comercial mais vendido do mundo, com mais de 5 mil unidades vendidas, 
pouco mais do que o total de aeronaves vendidas da Airbus. 
Primeiro vôo foi realizado em 9 de abril de 1967. A Lufthansa foi a primeira e única cliente do 
modelo 737-100. As vendas estavam estáveis, mas não eram nada do outro mundo, até que a 
Grande Depressão atingiu os Estados Unidos. Só foram registradas 145 vendas. Foi por isto 
que o projeto do 737 esteve perto de ser cancelado, mas com a compra de 737 por parte de 
regionais, o projeto avançou. O primeiro vôo do 737-200 foi realizado em 8 de agosto de 
1967, e sua primeira cliente foi a United Airlines. Posteriormente foram lançados os modelos 
300, 500, 700 e 800 além do NG. 
 
 
1. DEFINIÇÕES 
 
1.1 VELOCIDADES 
 
A sustentação produzida pelas asas varia com a velocidade do avião. Quanto mais rápido ele 
voar, mais sustentação será produzida. Portanto, o estudo de velocidades é de extrema 
importância na performance das aeronaves. 
 
É sabido que a força de sustentação é diretamente proporcional a densidade do ar e 
inversamente ao aumento da altitude. Então a aeronave tem que compensar este problema 
com uma velocidade aerodinâmica maior. Por definição,teremos: 
 
Vi – É a velocidade do ar indicada sem considerar o erro de posição. Inclui as correções de 
compressibilidade adiabática ao nível do mar na calibração do instrumento. 
 
VI – É a velocidade do ar indicada, corrigida por um erro de instalação do instrumento. 
Conhecida na prática com “IAS” (Indicated Airspeed), é relacionada à “Vi” pela 
seguinte expressão: 
VI = Vi + � Vi . Onde a “� Vi” é a correção para o erro de instalação do instrumento. 
Em aeronaves modernas podemos desprezar “� Vi”, ou seja VI=ViVc– É a velocidade calibrada, e é igual a velocidade indicada corrigida para erro de posição. 
Sua abreviação é “CAS” (Calibrated Air Speed), e a equação que relaciona “Vc” e “VI” é: 
Vc = VI + � Vp. Onde “Vp” é a correção para erro de posição. 
 
Ve – É a velocidade equivalente e é igual à velocidade indicada corrigida por erro de posição, 
de instrumento, e para compressibilidade adiabática numa certa altitude. Também é 
conhecida com “EAS” (Equivalent Air Speed) sua relação com a “Vc” é: 
Ve = Vc - � Vc. Onde a “� Vc” é a correção para erro de compressibilidade. 
Notar que � Vc é inferior zero, ou seja, nas grandes altitudes e velocidades, a indicação do 
velocímetro é sempre superior à velocidade equivalente, devido aos erros causados pela 
compressibilidade. 
 
Va – É a velocidade verdadeira do ar “TAS” (True Air Speed). 
É relacionada a “Ve” da seguinte forma: 
Va = Ve x I √° . Onde “o” é a razão da densidade P/Po. 
 
VGS – É a velocidade de uma aeronave tomada em relação ao solo. 
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Para encontrar a “VGS” (Ground Speed) é necessário computar o vento: 
VGS = Va +� W . Onde “� W” é o componente de vento. 
 
Vs – Stall speed, esta é uma velocidade muito importante, uma vez que as velocidades de 
decolagens e pousos são baseadas nela. O “F.A.R” (Federal Aviation Regulation) estabelece 
que, por definição a “Vs” é atingida quando o “CL” é máximo (CL = coeficiente lift = 
coeficiente de sustentação), expressa em “CAS” (Calibrated air speed). 
A “Vs” (Stall Speed) é a velocidade em que o avião atinge o “STALL”; em outras palavras, é a 
mínima velocidade em vôo estabilizado, na qual o avião é controlável com: 
• Tração dos motores igual a zero, ou motores em marcha lenta, desde que a marcha lenta 
não tenha efeito sobre a “Vs”; a tração pode permitir até “1.6 Vs” para estabilizar a aeronave 
em nível de vôo. 
• Centro de gravidade na posição desfavorável (Dianteira). 
• Vôo reto com aproximadamente 30° de inclinação lateral. 
A técnica de demonstração em testes, é feita para uma velocidade superior à de “STALL” 
(geralmente 1.3 Vs), suficiente para manter condições de vôo estabilizado. A partir desse 
ponto, o profundor é aplicado numa razão tal que a redução de velocidade do avião não 
exceda a “1 nó p/segundo”. 
Os testes são feitos voando com um equipamento medidor de velocidade – “Training Cone” 
de 1.3 Vs até o completo “STALL”, gravando a “VI x tempo” e depois convertendo em Ve/Vc 
(EAS/CAS). O estol é obtido quando o ângulo de ataque for maior que o máximo ângulo de 
sustentação (Angulo de STALL) 
 
Vs0 - Velocidade de “STALL” na configuração de pouso (Flaps e trens de pouso extendidos) 
 
Vs1 - Velocidade de “STALL” na configuração desejada, a ser estabelecida para um caso 
particular. 
Portanto, podemos dizer que a velocidade mínima em vôo normal é a menor velocidade com 
o avião estável , sem apresentar buffet ou stick shaker , isto é, com margem de segurança 
sobre o estol. 
 
VMO/Mmo – (Maximum Operating Limit Speed): Velocidade Máxima de Operação. 
A velocidade máxima de operação é a que não pode ser excedida deliberadamente em 
qualquer fase do vôo (Subida, Cruzeiro c/ ou descida) a não ser teste ou operações de 
treinamento . Esta limitação operacional denominada pelos símbolos VMO/MMO (Velocidade 
MACH). 
Á velocidade máxima pode ter outras limitações aerodinâmicas. Quanto maior a velocidade 
acima do Mach crítico, mais intensas as ondas de choque e maior, portanto, o descolamento 
dos filetes por ela provocados. Assim, o descolamento produz uma vibração (buffeting) 
semelhante à provocada pelo pré-estol de baixa velocidade. O buffeting muito intenso poderá 
ser uma limitação aerodinâmica de velocidade máxima, impedindo que o avião ultrapasse 
determinado número de Mach, mesmo que possua tração suficiente para isso. 
 
VNO/MNO – (Normal Operating Speed): Velocidade Normal de operação ou Máxima para 
operações normais, em algumas aeronaves será a própria VMO/MMO. 
 
VFE – (FLAP EXTENDED SPEED) : Velocidade máxima permitida com os FLAPs extendidos 
numa determinada porcentagem do seu curso. 
 
VLO – (Landing Gear Operation Speed) : Velocidade máxima permitida para operação do 
trem de pouso, ou seja Extender ou Recolher o trem sem que o impacto do vento danifique o 
mesmo. 
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VLE – (Landing Gear Extended Speed): Máxima velocidade permitida com os trens de pouso 
entendidos. 
 
VRA/MRA – (ROUGH AIR SPEED) : Velocidade recomendada para voar em turbulência. 
Hoje em dia, a velocidade recomendada é conhecida como “Air Turbulent Penetration Speed”. 
 
 
1.2 TEMPERATURA 
 
A temperatura é um dos parâmetros básicos usados para estabelecer os dados de 
performance de uma aeronave, sendo empregada na determinação dos pesos máximos de 
decolagem, cálculos de Va`s, tração dos motores,consumo de combustível, alcance, etc. Em 
condições estáticas, a temperatura é relativamente fácil de ser medida, usando um 
termômetro comum. Entretanto, a temperatura do ar em vôo é afetada pela compressão 
adiabática, do fluxo de ar em torno da aeronave. Esta compressão resulta em um aumento de 
temperatura comumente chamado de “Ram Rise”. Este aquecimento, devido a compressão 
adiabática, pode ser calculado matematicamente como uma função do n° MACH com o auxilio 
de um computador de vôo. 
Como o ram rise é proporcional ao quadrado do número de Mach, ele pode acarretar 
problemas de creep nas estruturas dos aviões supersônicos e hipersônicos. O nariz do 
Concorde, por exemplo, voando a Mach 2, altitude de 50000 pés, pode atingir até 127°C de 
temperatura, o que corresponde a um ram rise de 127-(-56,5) = 183,5°. Quando a 
temperatura ultrapassa esse limite, o piloto deverá reduzir a velocidade. 
Teremos então as seguintes temperaturas: 
• SAT (Static Air Temperatura): É temperatura verdadeira do ar ambiente. Esta 
temperatura também é conhecida como OAT (Outside Air Temperature), ou seja, temperatura 
do ar livre, não perturbado (sem o Ram Rise). Esta é a temperatura mais difícil de ser medida 
apuradamente em vôo porque todos os sensores de temperatura são afetados de alguma 
forma pelo aquecimento. Este, é obtido de uma carta e subtraido da leitura do instrumento, 
ou, por meios eletrônicos o sinal corrigido é enviado para o indicador. 
• RAT (Ram Air Temperature): a RAT é igual a temperatura do ar ambiente mais o 
aquecimento. A proporção do aquecimento depende da capacidade do equipamento em sentir 
e recuperar o aumento de temperatura adiabática. 
 A sensibilidade do equipamento ao “Ram Rise” é expressa em porcentagem conhecida como 
Recovery Factor (Fator de Recuperação). Se um sensor tem um fator de recuperação de 
0.80, este medirá a temperatura ambiente mais 80% de aquecimento. 
RAT é igual à SAT quando a aeronave estiver parada. Para todos os propósitos práticos, o 
aquecimento é considerado desprezível até a velocidade de MACH 0.30. 
• TAT (Total Air Temperature). Esta temperatura é igual a temperatura do ar ambiente 
mais todo o aquecimento. Em outras palavras, a TAT é igual a RAT quando o fator de 
 recuperação do sensor for igual a 100% . 
 
 
1.3 ALTITUDES 
 
 
1.3.1 Altitude pressão 
 
A medição da altitude normalmente é feita por instrumentos barométricos, porém, na 
aproximação é necessário maior precisão, e por isso se emprega o radio altímetro. A medição 
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barométrica da altitude é simplesmente a medição da pressão atmosférica. A relação entre a 
pressão atmosférica e a altitude é dada pela atmosfera padrão ICAO. A pressão é tirada das 
tomadas estáticas na parte externa da fuselagem ou do sistema Pitot-estático, podendo ser 
diferente dapressão atmosférica local porque o fluxo através desses dispositivos pode ter 
velocidade diferente da do avião, e assim serão obtidas pressões diferentes da real (princípio 
de Bernoulli). Este erro, que depende da direção e da velocidade do fluxo do ar, e que 
também ocorre na medição da velocidade, é o chamado erro de posição. Ou seja: 
Hp=Hi+∆p, onde, Hp=altitude pressão, Hi= altitude pressão indicada (lida no altímetro) e 
∆p=erro de posição.Nos aviões modernos, este erro é compensado com um air data computer 
que tem interface com o instrumento. 
Para a determinação da folga de ultrapassagem sobre obstáculos, é necessário a altitude 
verdadeira. No entanto, esta será obtida por métodos mais precisos que o altímetro comum. 
Como aproximação usa-se a altitude indicada, que tem como base a pressão do nível médio 
do mar, denominado ajuste QNH. A altitude indicada só seria igual à altitude verdadeira se a 
pressão e a temperatura variassem exatamente como na altitude padrão, o que é 
praticamente impossível. No entanto, quando um avião está pousado numa pista com ajuste 
QNH, a leitura do altímetro (altitude indicada) é exatamente igual à altitude verdadeira. 
 
 
1.3.2 Altitude densidade 
 
A altitude densidade tem como referência não uma pressão, mas a variação da densidade do 
ar na atmosfera padrão. Como o avião não possui nenhum instrumento que meça a 
densidade do ar, esta altitude deve ser calculada a partir da altitude pressão e da temperatura 
do ar atmosférico, com o auxílio de um computador. Se a variação da temperatura do ar for 
igual à variação na atmosfera padrão, a altitude pressão e a altitude densidade serão iguais. 
Se a temperatura real for maior que a temperatura na atmosfera padrão, a altitude densidade 
será maior que a altitude pressão, e vice-versa. 
A altitude densidade é muito importante na determinação das pistas necessárias para a 
decolagem e pouso, da razão e ângulo de subida, tetos prático e absoluto, na tração do 
motor, etc. Os cálculos da performance do avião dependem da altitude densidade e não das 
outras altitudes (verdadeira, indicada, de pressão, absoluta, etc.). 
Influência da meteorologia sobre o altímetro: 
Mudanças de pressão — quando o avião voa de uma área de alta pressão para uma de 
baixa, o altímetro ‘pensará” que está subindo, e indicará aumento de altitude. Quando ocorrer 
o contrário, isto é, quando o avião passar de uma área de baixa pressão para uma de alta, o 
altímetro “pensará’ que está descendo, e registrará uma redução de altitude. 
O efeito da temperatura é o mesmo, ou seja, com uma temperatura inferior à ISA indicará 
uma altitude superior à real, enquanto com uma temperatura superior à ISA, uma altitude 
inferior à real. A situação será, portanto, crítica quando ocorrer em baixas temperaturas e 
baixas pressões. 
 
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2. DECOLAGEM 
 
A decolagem pode ser decomposta em duas partes distintas: 
A decolagem propriamente dita, que vai.do brake release até o avião atingir.35 pés de altura 
sobre a pista, e a trajetória de decolagem, que começa a 35 pés e termina quando o avião 
atinge um mínimo de 1500 pés de altura em relação à pista, ou na altitude na qual a transição 
da configuração de decolagem para a configuração de rota for completa (utiliza-se a altitude 
que for maior). 
 
2.1 Velocidades na decolagem 
 
 VMCG-(Velocidade Mínima de Controle no solo} - É aquela velocidade calibrada, 
desenvolvida no solo durante a corrida de uma decolagem, que possibilita a recuperação e a 
manutenção dos controles aerodinâmicos primários após a falha repentina do motor critico, 
quando o restante dos motores estiverem ainda com a potencia de decolagem. 
 
O FAR 25 define na seção 25.149(e) os requisitos para o ensaio de demonstração da VMCG: 
• A VMCG deve ser ensaiada em cada configuração de decolagem aprovada para a 
aeronave; 
• Deve ser utilizada tração máxima de decolagem nos motores; 
• O CG deve estar na posição mais desfavorável; 
• A aeronave deve estar compensada para a decolagem; 
• Deve ocorrer falha do motor crítico; 
• A aeronave deve permancer controlável; 
• É permitida apenas a utilização de controles aerodinâmicos, ou seja, não é permitido o 
uso do steering da roda do nariz para auxiliar no controle direcional; 
• A aeronave deve ser capz de continuar a decolagem de forma segura, considerando 
habilidades normais de pilotagem; 
• A força máxima aplicada ao pedal do leme de direção não pode exceder 150lb; 
• A aeronave pode desviar-se, no máximo, 30 pés do eixo da pista mas a aeronave pode 
continuar a decolagem paralela ao eixo, não sendo necessário retornar ao eixo. 
A figura 1 mostra um ensaio de VMCG. 
 
Figura 1 - demonstração de VMCG 
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A figura 2 mostra as forças envolvidas na assimetria de tração que ocorre quando o motor 
torna-se inoperante. 
 
 Figura 2 - Torque gerado por um motor inoperante 
Nota-se que o torque T1 depende da tração do motor remanescente e da distância entre esse 
motor e o eixo longitudinal da aeronave. Uma vez que, para o ensaio de VMCG, deve ser 
sempre usada tração máxima nos motores e que a distância do eixo do motor ao eixo 
longitudinal da aeronave são constantes, o torque T1 é fixo. 
Para que seja possível manter a aeronave alinhada com o eixo da pista (ao menos paralelo a 
ele), para continuar a decolagem, o piloto precisa comandar o leme de direção para gerar um 
torque contrário a T1, na mesma intensidade. A figura 3 mostra um torque T2 equilibrando o 
efeito de T1. 
 
 Figura 3 - Compensação de torques para manter o eixo de decolagem 
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O torque T2 é determinado pela distância entre o leme de direção e o CG da aeronave (d2) e 
a força gerada pela ação do piloto (F2). Uma vez que a distância d2 é fixa, é necessário que a 
força F2 seja suficiente para igualar T2 a T1. 
A força F2, por sua vez, é determinada pela deflexão aplicada ao leme de direção e pela 
velocidade da aeronave. Mesmo aplicando-se deflexão máxima ao leme, existe uma 
velocidade mínima que gera F2 suficientemente grande para que T2 seja igual a T1. 
Caso a velocidade da aeronave seja inferior a essa velocidade mínima, a deflexão máxima do 
leme de direção vai produzir um torque T2 inferior a T1 e, mesmo com o piloto comandando 
totalmente a aeronave para retornar ao eixo da pista, esta vai continuar tendendo a sair da 
pista, tornando-se incontrolável e obrigando o piloto a interromper a decolagem. Essa 
velocidade mínima é a VMCG. 
A “VMCG” é publicada no Airplane Flight Manual ou nos manuais de operação da aeronave. 
A “VMCG” esta somente relacionada com a densidade do ar, portanto somente com a altitude 
pressão do aeroporto e a temperatura do ar ambiente. 
Grandes altitudes pressão e temperaturas baixas, bem como CG à frente, diminuem a VMCG. 
O steering da roda do nariz, não e considerado, representando um aumento de segurança. 
Por razões óbvias, a VMCG é maior nos aviões com motores nas asas que naqueles com 
motores na fuselagem; a do Boing 727 é de 60 kts e a do 737-300 é de ll6 kts no nível do mar. 
 
V1 – (Decision speed) – Também conhecida como velocidade máxima de falha do motor 
critico (Critical Engine Failure Speed). O ponto onde ocorre a “V1” é chamado de ponto critico 
de decolagem. Em função da decisão do piloto em continuar ou não a decolagem, a “V1”. 
De acordo com o FAR 25.107(a)(2), V1 é definida como a velocidade de decisão na 
decolagem, selecionada pelo fabricante da aeronave. Entretanto, a V1 não pode ser inferior a 
VEF mais o ganho de velocidade,com o motor crítico inoperante, durante o intervalo de 
tempo entre o instante que ocorre a falha do motor crítico e o instante que o piloto reconhece 
a reage à falha, indicado pela aplicação do primeiro método de desaceleração pelo piloto 
durante os testes de aceleração e parada. 
Para efeitos de certificação, o tempo decorrido entre a falha do motor crítico na VEF e a 
primeira ação do piloto no sentido de parar a aeronave é de 1 segundo. Ou seja, o tempo 
entre a VEF e a V1 é de 1 segundo. 
V1 significa a máxima velocidade na decolagem em que o piloto deve tomar a primeira ação 
(i. e. aplicar os freios, reduzir a potência, abrir os spoilers) para parar a aeronave dentro da 
distância de aceleração e parada. 
V1 também significa a mínima velocidade na decolagem, após uma falha do motor crítico na 
VEF, que o piloto pode continuar a decolagem e atingir a altura requerida (35ft) acima da 
superfície dentro da distância de decolagem. 
 
Limitações da V1 
A V1 não pode ser inferior a VMCG devendo ser possível continuar a decolagem a partir dela. 
A V1 não deve ser maior que a VMBE pois, caso contrário, não é possível frear a aeronave 
para parar. 
A V1 também não poder ser maior que a VR pois, caso a rotação para decolagem tenha sido 
iniciada, não é possível interromper a decolagem. 
As estatísticas também mostram que das causas das decisões Go/ NoGo, apenas 25% foram 
problemas de motor; 25% foram devidos a problemas de rodas e pneus, sendo o restante 
distribuido por inúmeras causas. Em suma, em 75% dos casos, o avião tinha todos os 
motores e poderia atingir 150 pés na cabeceira. 
No caso da decisão Go, a tripulação simplesmente continuará a decolagem. Se a decisão for 
“No Go”, nessa velocidade, deverá ser seguido o procedimento de abortagem. No Boeing 
737, se o piloto perdesse dois segundos para a decisão e optasse pela abortagem, isto 
poderia aumentar a distância de parada de 400 a 500 pés. 
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Vmbe – A VMBE - Maximum Brake Energy Speed - é a velocidade máxima suportada pelos 
conjuntos de freio, caso seja necessário interromper a decolagem. Para entender como a 
VMBE é definida, alguns conceitos são necessários. 
 
Energia Cinética 
 
Energia Cinética é a energia acumulada por um corpo em razão de estar em movimento. 
Quando um corpo está parado, sua energia cinética é zero. Tão logo esse corpo entre em 
movimento, sua energia cinética aumenta, na razão da equação 
 
onde: 
Ec - energia cinética 
m - massa do corpo 
v - velocidade de deslocamento do corpo 
 
Sendo assim, durante a decolagem, a energia cinética de uma aeronave aumenta de forma 
proporcional ao quadrado da velocidade, chegando a valores muito grandes quando em altas 
velocidades. Por exemplo, uma aeronave decolando com peso de 180 toneladas e numa 
velocidade de 150kts, tem energia cinética igual a 1,389 x 10^7 J. 
 
Pela Lei de Conservação de Energia, a energia em um corpo não pode ser destruida, 
podendo apenas mudar de forma. Sendo assim, para parar uma aeronave em movimento, a 
energia cinética acumulada precisa ser transformada em outro tipo de energia. Os conjuntos 
de freios são responsáveis por converter energia cinética em energia térmica. 
 
Conjuntos de Freio 
 
Os conjuntos de freio das aeronaves são compostos por vários pares de estatores , que são 
partes fixas, presas à estrutura dos trens de pouso e rotores , que são partes móveis e giram 
juntamente com as rodas. A figura 1 ilustra um conjunto de freio. 
 
 
Figura 1 - Conjunto de freio 
 
Quando os pedais de freio são pressionados, a pressão hidráulica é liberada para os pistões, 
que fazem os rotores e estatores entrarem em contato, gerando o atrito necessário para frear 
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a aeronave. Essa frenagem nada mais é do que a transformação da energia cinética, 
acumulada na aeronave em função de sua velocidade, em calor. Um conjunto de freio é, 
portanto, um conversor de energia cinética em energia térmica e essa conversão segue o 
ilustrado na equação 
 
onde: 
c - calor específico do material do freio (constante específica) 
mh - massa do conjunto de freio (rotores e estatores) 
Dt - variação de temperatura do freio 
 
Uma vez que o calor específico e a massa do conjunto de freio são constantes em uma dada 
decolagem, pode-se concluir que a variação (aumento) de temperatura nos conjuntos de freio 
aumentam proporcionalmente à energia cinética a ser transformada e, então, aumenta com o 
quadrado da velocidade. 
 
Por isso, em abortagens de alta velocidade, a temperatura dos freios chega a valores muito 
elevados e, em casos extremos, ocorre incêndio e destruição dos conjuntos, fazendo a 
aeronave perder sua capacidade de frenagem. A VMBE garante que isso não ocorrerá e a 
aeronave irá parar de forma segura. 
Uma vez que o DELTA t não pode ser maior que a diferença entre a temperatura do freio 
antes do início da frenagem e a temperatura máxima suportada pelo conjunto, quanto maior a 
temperatura ambiente, menor a quantidade de energia que o freio pode dissipar pois o DELTA 
t será menor. 
 
Demonstração da VMBE 
O FAR 25.735(f) requer que sejam realizados testes em dinamômetros e em voo para 
demosntrar: 
1. A capacidade de absorção de energia do sistema de freio seja igual ou superior a 
energia cinética de uma aeronave num pouso com peso máximo, considerando-se toda a 
faixa de desgaste dos conjuntos de freio (desde um freio novo até o máximo desgaste 
permitido para uso). Nesse ensaio, a desaceleração média não pode ser inferior a 10 fps2 . 
2. A capacidade de absorção de energia do sistema de freio seja igual ou superior a 
energia cinética de uma aeronave em uma decolagem rejeitada no peso máximo, 
considerando-se toda a faixa de desgaste dos conjuntos de freio. A desaceleração mínima é 
de fps2 . 
3. A capacidade de absorção de energia na condição de pouso mais severa, ou seja, na 
combinação de peso e velocidade que resulte na maior energia cinética. 
Nos testes com aeronaves, deve ainda ser demosntrado que, após a parada total da 
aeronave e aplicação do freio de estacionamento, não deve surgir nenhuma condição de fogo 
nos freios, rodas ou pneus que possa prejudicar uma evacuação segura e completa da 
aeronave por, pelo menos, 5 minutos. 
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Performance, Peso e Balanceamento 
 
12
Até 1988, os testes com aeronaves podiam ser feitos com conjuntos de freios novos. Após a 
ocorrência de em acidente com um DC-10, onde 8 dos 10 conjuntos de freio estavam dentro 
do desgaste limite e não suportaram uma rejeição de decolagem, o FAR 25 passou a exigir 
que os testes sejam realizados com freios 90% desgastados. 
Após a determinação da máxima energia cinética suportada pelos freios na decolagem, 
determina-se a VMBE, que deve ser analisada em todas as decolagens. A VMBE estabelece 
um limite máximo para a V1 e, consequentemente, para o peso máximo de decolagem, como 
será visto mais a frente. 
Normalmente, a VMBE apresenta-se como limitante em pistas com grande elevação, altas 
temperaturas e utilização de pouco flap / slat para decolagem, pois essas decolagens têm 
velocidades altas e, por isso, muita energia cinética. 
 
Vr – (Rotation Speed): Somente considerar nos aviões a jato (nos turbo-hélices a “Vr” é quase 
igual a “V2”). Velocidade na qual o piloto inicia a rotação do avião, ou seja, o levantamento da 
roda do nariz, com as rodas de trem de pouso principal ainda na pista, isto permite obter o 
máximo rendimento do comprimento da pista a ser percorrido; Se o nariz for levantado antes, 
a corrida de decolagem será aumentada devido ao aumento do arrasto induzido, e se for 
levantado após a “Vr”, deverá prejudicar a performance de decolagem em relação aos 
segmentos.A “Vr” não poderá ser: 
 
a) Menor que a “V1” . 
b) Menor que 1.05 Vmca. 
c) Menor que a Vmu. 
 
Vmu – (Minimum Unstick Speed): Mínima velocidade com manche livre; De acordo com a 
definição do FAR 25.107(d), a VMU é a menor velocidade que permite à aeronave deixar o 
solo com segurança e prosseguir na decolagem. A VMU deve ser determinada em ensaios 
realizados pelo fabricante, na faixa de relações peso - potência que deseja-se certificar a 
aeronave, isto é, nas diversas combinações de peso e tração de decolagens possíveis para a 
aeronave. 
Para determinar a VMU, durante a certificação, são feitas decolagens onde o piloto aplica 
potência de decolagem e segura o manche na posição totalmente cabrado desde o início da 
corrida. Tão logo a velocidade da aeronave permita que a asa produza a sustentação mínima 
necessária para voar, a aeronave sai do solo e, no instante em que a última roda perde 
contato com o solo, é registrada a VMU. A figura 1 ilustra um ensaio de VMU. 
 
 
Figura 1 - Ensaio de VMU 
 
A VMU é utilizada na determinação da VR. 
 
VMCA - Minimum Control Speed on Air; O conceito de VMCA é similiar ao de VMCG. A 
diferença básica é que a VMCA é determinada para a aeronave em voo. De acordo com o 
FAR 25.149(b), VMCA é a velocidade na qual, ocorrendo falha súbita do motor crítico, é 
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Performance, Peso e Balanceamento 
 
13
possível manter o controle da aeronave em voo reto, com inclinação máxima de cinco graus 
para o lado do motor operante. A figura 1 ilustra a condição de demonstração de VMCA. 
 
Figura 1 - Condições de determinação da VMCA 
 
Quando um motor torna-se inoperante em voo, o piloto deve compensar o torque produzido 
pela diferença de tração dos motores através de controles aerodinâmicos - essencialmente, o 
leme de direção. Como visto no tópico de VMCG, a força produzida pelo leme é função da 
deflexão e da velocidade da aeronave. Caso a velocidade diminua, a força também diminui. 
Há uma certa velocidade que, mesmo com a deflexão máxima do leme, a força produzida é a 
mínima necessária para compensar a diferença de tração. Caso a velocidade diminua ainda 
mais, a força produzida pelo leme não será suficiente e, então, a aeronave não será capaz de 
manter-se voando reto. Essa velocidade é a VMCA. 
 
As condições exigidas pelo FAR 25 para determinação da VMCA são: 
• potência máxima de decolagem em ambos motores antes da falha; 
• CG na posição mais desfavorável; 
• aeronave compensada para decolagem; 
• peso máximo de decolagem; 
• aeronave na configuração mais crítica de decolagem, exceto pela posição do trem de 
pouso, que pode estar recolhido; 
• aeronave fora do efeito solo; 
• a força aplicada ao leme de direção não pode exceder 150 libras. Esse requisito pode 
determinar a necessidade de dotar o sistema de controles de voo com atuadores 
hidráulicos para minimizar a força exercida pelo piloto e 
• não se pode reduzir a potência do motor operante. 
A VMCA é usada na determinação da VR e da V2, que serão vistas mais a frente. 
 
 
Vlof – (Lift Off Speed): Velocidade de Levantamento de vôo. É a velocidade do exato 
momento na qual a aeronave deixa o solo. Não é publicado nos manuais de vôo. A Vlof 
depende do ângulo de ataque, ajuste do Flap e peso de decolagem. Não pode ser menor do 
que 1.1 Vmu com todos os motores operando ou 1.05 Vmu com o motor critico inoperante. A 
velocidade máxima de Vlof deve ser inferior á velocidade que os pneus suportam (Tire Speed 
Limit). 
 
Vts-Tire Speed Limit: Velocidade máxima dos pneus. Os pneus foram construídos para 
suportar até uma certa velocidade. Nos casos em que a “Vr”, determinada de acordo com os 
critérios anteriores for muito elevada, a velocidade máxima dos pneus poderia ser 
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Performance, Peso e Balanceamento 
 
14
ultrapassada, o que não é permitido. Isto acarreta algumas vezes limitação de peso máximo 
de decolagem.Normalmente nos manuais de operações existem gráficos ou tabelas para se 
determinar o peso de decolagem limitado pela velocidade máxima dos pneus. 
NOTA: Esta velocidade aparece normalmente nos manuais em MPH 
(Milhas Terrestres por hora ou Milhas Inglesas ). 
 
V2 — velocidade de decolagem e subida (take off climb speed) — é a velocidade a ser 
atingida a 35 pés de altura sobre a pista, e deve ser igual ou maior que 120% da velocidade 
de estol na configuração de decolagem e 110% da velocidade mínima de controle no ar 
(Vmca). Uma decolagem normal, com todos os motores funcionando, o avião normalmente 
sobe com 10 a 15 nós acima de V2 nos primeiros segmentos de decolagem. 
 
 
 
 
 
 
Relação das velocidades na decolagem: 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
V2 V1 VR 
MIN I R
V V V≤ ≤
VMU 
MCA R
1,05 V V≤ 
LOF
V
1.1 VMANUAL ENG
LOF
V≤ 
1.05 VMUENG OUT
LOF
V≤ 
LOF MAXITIRE
V V≤
1 MBE
V V≤ 
MCG
V 
S1 2
1,2 V V≤ 
MCA 2
1,1 V V≤ 
35 ft 
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Performance, Peso e Balanceamento 
 
15
2.2 Calculo de Velocidades / Comprimento de pistas. 
 
 
2.2.1 Limitações: 
A performance de uma aeronave na decolagem depende de diversos fatores. Os principais 
são: 
 
A) Peso Total do Avião 
Quanto mais pesado estiver, maior será a distância de decolagem e maior a velocidade 
necessária para tirar o avião da pista. 
 
B) Densidade do Ar 
O conjunto Temperatura / Pressão é um dos fatores mais importante, pois faz variar a 
densidade do ar que entra nos cálculos de tração do motor e sustentação. Neste caso deve 
ser levado em consideração sempre que se calcular o peso máximo para decolagem, a 
temperatura e a elevação do aeroporto corrigido pelo QNH (Altitude de Pressão). 
 
C) Influência do Vento 
A influencia do vento na decolagem se reflete na velocidade que o avião atinge no solo 
(Velocidade Resultante) para adquirir a velocidade indicada necessária para decolagem. 
O vento de proa permite que se aumente o peso de decolagem de um avião . Como o vento 
(positivo) aumenta a velocidade em relação ao ar (TAS) para o mesmo comprimento de pista 
(efetivo), o ganho em retificação permite então um melhoramento de performance. 
Com vento de cauda a situação é invertida fazendo com que o peso máximo de decolagem 
seja reduzido. 
 
D) Efeito do Gradiente de Pista (SLOPE) 
O Gradiente de pista é a variação de altitude entre cabeceiras em relação ao comprimento 
total da pista. Geralmente é expresso em porcentagem considerado a relação entre altitude e 
distância horizontal. Quando o gradiente é ascendente (UPHILL) é representado pelo sinal 
(+).O contrario (-) para descendente (DOWNHILL). 
O efeito do Slope descendente(-) influi na capacidade de aceleração da aeronave e 
consequentemente a distância de decolagem pode se tornar um inconveniente numa 
interrupção de decolagem. 
O FAA não permite decolagens de aeronaves comerciais a reação em pista com SLOPÊ 
superior a +2% e inferior a –2%. 
O gradiente (+) produz um comprimento retificado menor da pista e o gradiente (-) produz um 
comprimento retificado maior da pista. 
 
E) Influência do Flap na Decolagem 
Os Flaps fazem aumentar o efeito de sustentação como também o do arrasto, aumentando a 
área da asa. Isto faz com que o comprimento da pista necessária para a corrida de 
decolagem seja reduzido, o que permite um aumento do peso máximo de decolagem (PMD) 
para um mesmo comprimento de pista. 
Quanto maior for a incidência dos Flapes, maior será também o arrasto, o que prejudica a 
capacidade de subida( Vide 2° Segmento). 
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F) Condições da Pista 
As distâncias para decolagens e pouso nos manuais de operação de vôo estão baseadasna 
condições da superfície das pistas, ou seja, rígida e resistente, lisa e seca, caso contrário, a 
performance da aeronave será deteriorada devido ao atrito, arrasto, etc. 
 
G) Condições da Aeronave 
Sistemas diversos em operação ou não, afetam sensivelmente o desempenho da aeronave. 
Sangria do ar do motor para atender as necessidades do Ar Condicionado, Pressurização, 
Anti Gelo, etc., reduzem a potência dos motores, conseqüentemente reduzem o máximo peso 
de decolagem. 
O sistema de frenagem computadorizada (ANTI-SKID) que evita o bloqueio da rodas, Sistema 
Hidráulico que atua nas principais superfícies de controles, condições de freio, e outras 
coisas operando com deficiência fazem com que o peso máximo da decolagem seja reduzido. 
 
H) Formação de Gelo na Asas 
O gelo faz com que as características da asa sejam modificadas, podendo causar perda de 
sustentação, aumento de arrasto, aumento de velocidade de “Stall” e tendências indesejáveis 
na atitude da aeronave. 
 
I) Obstáculos 
Nos manuais de performance existem gráficos que determinam o peso máximo de decolagem 
considerando obstáculos próximos ou afastados da cabeceira da pista. 
A exigência destes obstáculos deteriora a trajetória do vôo, isto faz com que o comprimento 
da pista necessário para a corrida aumente ou diminua de acordo com a performance da 
aeronave. 
 
2.2.2 Calculo de V1, Vr e V2. 
As tabelas a sequir, mostram como são determinadas as velocidades V1, Vr e V2 para o Lear 
Jet 35ª, para o Boeing 767 e um exemplo para o 737-300. 
 
 
 
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Performance, Peso e Balanceamento 
 
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Exemplo: 
Boeing 737-300 CFM56-3 
Origem SBBH Temp. 25°C 2716ft. 
Destino SBSV Temp. 30ºC 0064ft. 
 
 FUEL TIME 
Destino SBSV 3182 0120 526NM 
Peso Básico 34,057Kg 
Fuel 9304Kg 
Carga Paga 8000Kg + 
 51,361Kg 
Táxi 00200 - 
 51,161Kg Peso planejado de decolagem 
 
Calculo de V1, Vr e V2: 
 
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VMCG = 107 kt
 
 
 
 
 
 
 
 
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22
2.2.3 Requisitos Mínimos para Decolagem-comprimento de pista 
 
Os requisitos quanto ao mínimo comprimento de pista para decolagem, variam com peso, 
temperatura, altitude do aeroporto, vento, slope da pista, ajuste de flapes e condições de 
sangria de motor. 
Dependendo da aeronave, o ajuste dos flapes para a decolagem pode ser fixo e único, 
selecionado de acordo com a situação e uma posição dentro de uma faixa fixa determinada 
pelo fabricante ou, como no B-767, que pode variar a um ajuste tal, que resulte em melhor 
performance para qualquer condição – Flape ótimo. 
O comprimento de pista requerido para qualquer combinação das variantes acima, deve ser o 
maior dentre as seguintes distâncias: 
 
 
a) All-engine take-of field lenght 
 
Calcula-se 115 % da distancia de decolagem com todos os motores, medida do “Brake 
Release”(freios soltos) até a altura de 35 pés. Este procedimento não é utilizado para 
aeronaves turbo-hélices. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
b)Accelerate – Stop distance 
 
È a distância para acelerar do “Brake Release” até a V1 com todos os motores operantes, 
reconhecer a falha do motor crítico ate a V1, retardar as manetes de potência (throttles) para 
a posição de marcha lenta (idle), aplicar máxima frenagem com anti-skid operando (ou 
moderada sem o anti-skid, de acordo com a situação), operar os Spoilers manualmente (se 
instalados), e levar a aeronave à parada total em pista seca, sem a utilização dos reversíveis. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 c) Take –off distance 
 
 È a distância para acelerar até a V1 com todos os motores, perder um motor, continuar 
acelerando até a Vr e rodar a aeronave para atingir os 35 pés de altura sobre a pista com 
velocidade igual á V2. 
 
 
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2.2.4 Limitações da pista 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
A) TORA – Take off run available ( Distância de de colagem utilizável ). 
 
 A “Take-off run available” é declarada pelas autoridades aeroportuárias como a parte de 
superfície de decolagem que é livre de obstáculos e consiste de uma superfície capacitada de 
suportar a aeronave sob condições normais. 
 
 
B) TODA – Take off distance available ( Distância d e decolagem disponível ). 
 
A “Take-off distance available” é a distancia disponível, ou seja, é igual ao cumprimento da 
pista mais qualquer área adjacente de Clearway. 
 
 
C) ASDA – Accelerate stop distance available ( Dis tância de acelerar e parar disponível) 
 
É o comprimento da pista existente para aceleração e parada da aeronave, incluindo qualquer 
Stopway existente. 
 
 
D) Clearway 
 
Uma “Clearway” é uma área da pista, com uma largura de 500 pés, centrada com o eixo da 
pista, e sob o controle das autoridades aeroportuárias. É expressa em termos de uma área 
livre plana, extendendo-se do final da pista com um gradiente não superior a 1,25% e sem 
obstáculos , exceto as luzes da cabeceira da pista com altura no final da pista até 26 
polegadas e localizadas somente de cada lado da pista. 
 
 
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24
F) Stopway 
 
É uma área ao longo da pista, com largura não inferior a da própria pista, centrada com seu 
eixo, e designada por autoridades aeroportuárias para uso em caso de desaceleração e 
parada da aeronave numa decolagem interrompida. Para ser considerada, a “Stopway”, deve 
ser capaz de suportar o peso da aeronave durante a abortagem de uma decolagem sem 
induzir a um dano estrutural. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Ressalta-se que a V1 associada ao USO de “Clearway” ou “Stopway”, é diferente da básica 
V1 utilizada nos manuais do FAA. A utilização da “Clearway” e Stopway” tem vantagem de 
permitir maiores pesos de decolagem para um determinado comprimento de pista. 
 
OBS: Alguns dos fatores usados durante os testes de voo para preparação dos dados de 
performance foram os seguintes: 
 
# Os reversíveis não foram considerados para estabelecer distancias de parada. 
 
# As cartas de performance foram construidas usando apenas 50% dos ventos de proa 
reportados, e 150% dos ventos de cauda, medidos a uma altura de 50 pés (FAA). 
 
 
 
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25
 
Exemplos do cálculo 
Exemplo 1 
A pista de decolagem tem nem um stopway nem um clearway, e os pontos iniciais são ficados 
situados nas extremidades da pista de decolagem. 
Todos os quatro declararam distâncias têm conseqüentemente o mesmo valor. 
 
 
Exemplo 2 
A pista de decolagem tem somente um clearway 
O TODA inclui conseqüentemente o clearway. 
 
 
Exemplo 3 
A pista de decolagem tem somente um stopway. 
O ASDA inclui conseqüentemente o stopway. 
 
 
Exemplo 4 
A pista de decolagem tem um ponto inicial deslocado em cada extremidade. 
O LDA não inclui essa parte da pista de decolagem que são na frente do ponto inicial 
deslocado (e que é chamada o deslocamento). 
 
 
Exemplo 5 
A pista de decolagem tem um ponto inicial deslocado, um stopway e um clearway. 
 
 
 
 
 
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26
 
 
 
G) Pista Balanceada 
 
Uma pista é balanceada quando o comprimento para parar a aeronave, após uma falha de 
motor antes da V1, é igual ao comprimento horizontal ao longo da pista utilizado para acelerar 
a aeronave e continuar a decolagem com falha de motor após a V1, ou seja, TOD=ASD 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Quando a V1 é selecionada de forma que a ASD fique igual à TOD , o comprimento de pista 
resultante da operação “Engine-out” é chamado de “Balanced Field Lenght”. Adicionalmente 
aos requisitos acima, que utilizam somente o comprimento da pista ou espaço sobre a 
mesma, podem incluir a utilização de “Clearway” ou “Stopway”. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
ASD 
TOD 
BR 
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27
H) TIPOS DE PISTAS - ACN / PCN 
 
Devido à mundialização da aviação foi necessário criar padrões internacionais envolvendo a 
utilização do avião como transporte aéreo. Sendo assim, foram criados padrões para o uso 
das pistas em comparação com o peso das aeronaves e, nesse caso, entre o peso do avião e 
a capacidade da pista em suportar esse peso. 
Dentre os muitos tipos de métodos de reporte dessa capacidade, o método ACN/PCN (Aircraft 
Classification Number/Pavement Classification number) é o modelo mais adotado pela ICAO. 
Como exemplo, temos abaixo, marcado em negrito, o PCN da pista 09L / 27R do Aeroporto 
Internacional de Guarulhos. 
SÃO PAULO I Internacional - Guarulhos, SP SBGR 23 26 08S/046 28 24W 
INTL PUB/MIL 24NE UTC-3 VFR IFR L21, 23, 26 INFRAERO 750 (2459) 09L 
- L5,9(2.97)(1),10,llA,12A - (3700 x 45 ASPH(2) 85/F/B/W/T L14A,15,19,20) - 
4,9(3.36)(1),10,12A - 27R 
 
PCN (PAVEMENT CLASSIFICATION NUMBER) 
Ou Número de Classificação do Pavimento. Esse reporte é dividido em cinco partes: 
 
1. PCN: é um número dado à capacidade do pavimento da pista em suportar o peso de um 
avião em um número irrestrito de movimentos (um movimento representa um pouso, uma 
decolagem e uma rolagem sobre a pista), expressa o efeito relativo da aeronave no 
pavimento para uma específica camada de sub-Ieito. Esse número começa em zero, em uma 
escala contínua sem limite. 1 PCN é a força necessária para suportar uma massa de 500kg 
em um único pneu com pressão de 1,25MPa (181,5 psi). 
2. Tipo de Pavimento: é representado por duas letras, "R" para Rígido e "F" para Flexível. É 
relacionado à rigidez do pavimento. Normalmente, se a força de resistência é derivada de 
uma laje de concreto, é dito como Rígido; se de asfalto, Flexível. 
3. Categoria de Resistência do Sub-Ieito: a resistência da camada de sub-Ieito é medida, 
classificada e dividida em 4 grupos: 
"A"- alta; 
"B"- média; 
"C"- baixa; 
"D"- muito baixa. 
4. Categoria da Pressão dos Pneus: Dividido em quatro grupos: 
"W" - alta pressão do pneu, sem limites; 
"X" - média, máxima pressão de até 1,5MPa (217,5psi); 
"Y" - baixa, máxima pressão de até 1,0Mpa (145psi); 
"Z" - muito baixa, máxima pressão de até 0,5MPa (72,5psi). 
5 .Método de Avaliação: existem apenas dois métodos para determinar as características do 
pavimento e são representadas como "T" para uma avaliação realizada por um profissional e 
meios técnicos e "U" se a avaliação é baseada na experiência conseguida pelo uso das 
aeronaves. 
Assim, a exemplo do Aeroporto de Guarulhos: PCN 85,F,B,W,T, a decodificação seria: 
•Número de Classificação do Pavimento: 85; 
•Pavimento do tipo flexível (asfalto); 
•Resistência da Camada de Sub-Ieito: Média; 
•Pressão de pneu ilimitada, sem restrições; 
•As características do pavimento foram avaliadas tecnicamente. 
 
 
 
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28
 
ACN (AIRCRAFT CLASSIFICATION NUMBER) 
Ou Número de Classificação da Aeronave. Expressa o efeito relativo da massa da aeronave 
sobre um pavimento. 1 ACN representa uma massa de 500kg suportada por uma única roda 
com pressão do pneu de 1,25Mpa (181,25psi). Abaixo temos uma tabela com os ACN's 
máximos e mínimos de diferentes aeronaves. 
 
ACN relativo à categoria da camada de sub-leito 
 
 
Pavimentos Rígidos 
 
Pavimentos Flexíveis 
 
Alta Média Baixa Muito Alta Média Baixa Muito Baixa 
 
Baixa 
 
 
CBR=15% CBR=IO% CBR=3% CBR=6%
Tipo da Peso Pressão 
 
Aeronave Máx, do Pneu K=150 K=80 K=40 K=20 
 
Peso (MPa) 
 
 
Mín. Kg) 
 
 A319- 69.000 1,07 37 40 42 45 35 36 40 46 
100 38.200 
 
18 20 21 23 18 18 20 23 
A330- 226.400 1,42 54 62 74 86 62 68 79 107 
300 169.700 39 43 50 58 44 47 53 70 
AN-225 588.400 1,13 45 61 89 125 63 75 95 132 
 
450.000 
 
30 39 55 75 41 48 62 88 
B717- 53977 1.13 34 36 38 39 30 32 36 39 
200 30618 
 
17 18 20 20 16 16 18 21 
B737- 69.000 1,39 43 46 48 50 38 40 44 49 
700 37.000 
 
21 22 23 24 18 19 20 23 
B747- 390500 1,38 54 65 77 88 59 66 82 105 
400 180000 
 
20 23 27 31 23 24 27 35 
B777- 294500 1,48 54 69 89 109 68 76 97 129 
300 160000 
 
27 28 35 43 30 32 38 53 
ERJ-145 21700 0,90 14 15 15 16 12 13 15 16 
 
11000 
 
6 7 7 7 5 6 6 7 
 
Seu uso é simples. Escolha a aeronave a se utilizar e siga em linha reta até o Tipo de 
Pavimento com a relativa Categoria da Camada de Sub-Ieito. Os dois números encontrados 
representam os ACN's da aeronave com peso máximo - MTWA [Maximum Total Weight 
Authorized, ou Peso Máximo Total Autorizado, normalmente o Peso Máximo de Rampa 
(MRW), que é o Peso Máximo de Decolagem (MTOW) somado com o Combustível para o 
Taxi (TXF)] - e mínimo [Peso Básico Operacional (BOW)]. Deve-se agora fazer a interpolação 
para que o ACN Real da aeronave seja obtido. Para isso, pode-se usara fórmula abaixo: 
 
ACN = ACNmáx - (Peso Máximo - Peso Real) (ACNmáx - ACN mín) 
 (Peso Máximo - Peso Mínimo) 
 
Por exemplo, qual é o ACN de um B717-200 com um peso de 48000kg e pressão de pneus 
de 164psi, utilizando a pista 09Lj27R de Guarulhos (asfalto e categoria de resistência de sub-
Ieito média)? 
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29
ACN = 32 - (53977 ~ 48.000)(32 - 16) 
 (53977 - 30618) 
ACN = 32 - 95632 
 23359 
ACN = 32 - 4,09= 27,91 
 
Limite de Resistência de Pavimento 
 
O Número de Classificação de Aeronave (ACN) deve ser menor ou igual ao Número de 
Classificação de Pavimento (PCN) publicado para uma determinada pista a fim de que a 
operação da aeronave seja permitida. 
O PCN é usualmente apresentado no seguinte formato: PCN 50 / F / A / X / T 
 
 
 1 2 3 4 
1 - Tipo de Pavimento: 
 R = Rígido (Concreto) F = Flexível (Asfalto) 
2 - Categoria do Sub-Leito do Pavimento: 
 A = Alto, B = Médio, C = Baixo, D = Ultra Baixo 
3 - Pressão Máxima de Pneu Autorizada: 
 W = Alto, sem limite X = Médio (até 217 psi) 
 Y = Baixo (até 145 psi) Z = Muito Baixo (até 73 psi) 
4 - Método de Avaliação do Pavimento: 
 T = Avaliação Técnica U = Avaliação por Experiência 
 
Procedimento: 
 
Nas páginas a seguir há um gráfico para tipo de pavimento “R” = Rígido-(concreto) e um para 
“F”= Flexível (asfalto). Para calcular o limite de pavimento em um determinado aeroporto, 
deve-se entrar no lado esquerdo do gráfico apropriado com o valor do PCN, trançando-se 
uma linha à esquerda até interceptar a linha de categoria de sub-leito aplicável (A, B, C ou D), 
e em seguida traçar uma linha para baixo determinando assim o limite de pavimento. 
 
Sobrecarga: 
 
As autoridades aeroportuárias podem autorizar operações com sobrecarga no pavimento 
(ACN maior do que PCN), desde que o pavimento permaneça seguro para utilização. Em 
geral, os seguintes critérios são adotados: 
1. Uma diferença de 10% entre o ACN e PCN para pavimentos flexíveis, ou 5% para 
pavimentos rígidos é normalmente aceitável, desde que as operações com sobrecarga não 
excedam 5% do número total de decolagens no ano, e que estas operações sejam 
espalhadas ao longo do ano. 
 
 
 
 
 
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30
Tabela de Conversão ACN / PCN 
 
 
A B C D A B C D
15 32300 31800 15
16 34050 33400 31600 16
17 35800 35000 33000 32200 17
18 37550 36600 34400 31100 33700 32450 18
19 39300 38200 35800 32400 35200 33850 32200 19
20 41300 40000 37200 33700 36700 35250 33550 32200 20
21 43050 41600 38600 35000 38200 36650 34900 33540 21
22 44800 43200 40000 36300 39700 38050 36250 34880 22
23 46550 44800 41400 37600 41200 39450 37600 36220 23
24 48300 46400 42800 38900 42700 40850 38950 37560 24
25 50050 48000 44200 40200 44200 42250 40300 38900 25
26 51800 49600 45600 41500 45700 43650 41650 40240 26
27 53550 51200 47000 42800 47200 45050 43000 41580 27
28 55300 52800 48400 44100 48700 46450 44350 42920 28
29 57050 54400 49800 45400 50200 47850 45700 44260 29
30 59000 56300 51300 47000 51600 49500 47200 45600 30
31 60750 57900 52700 48300 53100 50900 48550 46940 31
32 62500 59500 54100 49600 54600 52300 49900 48280 32
33 64250 61100 55500 50900 56100 53700 51250 49620 33
34 62700 56900 52200 57600 55100 52600 50960 34
35 64300 58300 53500 59100 56500 53950 52300 35
36 59700 54800 60600 57900 55300 53640 36
37 61100 56100 62100 59300 56650 54980 37
38 62500 57400 63600 60700 58000 56320 38
39 63900 58700 62100 59350 57660 39
40 60000 63500 60700 59000 40
41 61300 62050 60340 41
42 62600 63400 61680 42
FLEXIBLE RIGID
PCNPCN
 
 
 
Esta tabela foi preparada a partir dos dados dos gráficos de pavement loading do manual da 
Boeing para possibilitar uma consulta mais rápida. 
Exemplos : 
 
1) Pista com PCN 25/F/A/X/T : O peso máximo será de 50.050 Kg 
 
2) Pista com PCN 34/R/C/W/T : O peso máximo será de 52.600 Kg 
 
 
2.2.5 Interrupção da Decolagem 
 
Algumas vezes a decolagem tem que ser interrompida por razões que contra-indicam seu 
prosseguimento. O aspecto mais importante desta manobra, é ter comprimento restante de 
pista para poder parar o avião com segurança. 
Teoricamente, se a força dos freios mais o atrito com o solo tivessem capacidade igual de 
desaceleração como a tração tem para acelerar, a metade do comprimento mínimo de pista 
seria o ponto de decisão. Na prática, a soma da ação dos freios, mais o atrito com o solo e, 
em alguns aviões a ação dos “spoilers”, produzem uma desaceleração maior do que a 
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31
aceleração da força de tração, fazendo com que o ponto de decisão (V1) se desloque para 
além da metade da pista mínima de decolagem. 
Os recursos para interromper uma decolagem são os mesmos usados para parar o avião 
após o pouso. .Os principais mais usados na aviação civil, são os seguintes: 
 
*Freios das rodas - este é o principal e mais eficiente recurso; 
 
*Spoilers - os aviões de grande porte dispõem deste recurso,que atua de duas maneiras: 
- como freio aerodinâmico para reduzir a velocidade em vôo e 
- na função de quebrar a sustentação após o pouso, a fim de que os freios possam atuar com 
maior eficiência; 
 
*Reversíveis — Tanto os jatos como os turbohélices estão equipados com este dispositivo, 
que permite usar a tração dos motores como um freio aerodinâmico para ajudar a desacelerar 
o avião após o pouso. 
Outros recursos mais usados na aviação militar são os drag-chute (paraquedas) e um sistema 
chamado de “arresting gear”, o qual consiste de um cabo que é apanhado por uma espécie de 
gancho no avião, fazendo-o parar em caso de atingir o fim da pista. Este sistema é 
basicamente o mesmo utilizado nos navios porta-aviões. 
Na certificação oficial dos aviões civis o efeito dos reversíveis geralmente não é considerado 
para o cômputo da distância de parada numa interrupção de decolagem. 
 
 
2.2.6 Cálculo de comprimento de pistas. 
 
As tabelas a seguir, mostram como é determinado o comprimento de pistas para o Lear Jet 
35A e para o Boeing 737. 
 
 
 
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2.3 Trajetoria de decolagem 
 
A trajetória de decolagem começa após o avião ter atingido 35 pés na velocidade V2 e 
termina a no mínimo 1500 pés de altura sobre a pista ou em uma altitude onde a transição de 
configuração de decolagem para a configuração de vôo em rota for completada, o que 
equivale dizer, na altitude mais elevada entre as duas. Ela é dividida em 4 segmentos, nos 
quais são considerados valores referência para segurança em caso de perda ou falha do 
motor na corrida de decolagem após ter sido atingida a velocidade V1 (decisão). 
Os gradientes mínimos de decolagem são determinados pelo FAR 25 (Federal Aviation 
Regulations). Durante uma decolagem na qual ocorra falha de qualquer um dos motores,o 
avião deverá ser mantido nesta trajetória ou acima dela. Para alguns tipos de aviões a 
trajetória de decolagem difere um pouco com relação ao 3º segmento ou à velocidade em 
cada segmento, porém, as características de cada um nunca poderão ser inferiores aos 
mínimos relativos a gradientes e velocidades. Durante essa trajetória, qualquer curva só 
poderá ser realizada após atingir a V2 a 35 pés de altura e sua inclinação máxima deverá ser 
de 15º. 
Durante a subida a razão de subida e o ângulo de subida diminuem gradativamente, enquanto 
a TAS (True Airspeed - Velocidade Aerodinâmica) aumenta. A subida é feita com velocidade 
de maior razão de subida.Não havendo obstáculos nas proximidades do aeródromo, somente 
é exigido que a aeronave cumpra o 1º e o 2º segmentos, podendo voltar para pouso após ter 
completado os dois. É permitido eliminar o 3º segmento, passando do 2º para o Final, a 
critério do operador, fazendo a aceleração e o recolhimento do flap no segmento final. 
 
 
 
 
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35
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; 
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D) flap recolhendo; 
E) velocidade - acelerando de V2 para 1,25 VS; 
F) gradiente nulo -0% 
 
 
Segmento Final: 
 
Inicia-se a partir do ponto onde a configuração for atingida. Neste ponto o avião atinge 
normalmente o limite de uso da potência de decolagem (5 minutos para motores a reação) e 
passa a utilizar a potência máxima contínua (MCT - Maximum Continuous Thrust). Termina a 
no mínimo 1500 pés acima do nível da pista. 
 
Definições do Segmento Final: 
A) um motor inoperante; 
B) demais motores em potência máxima contínua; 
C) trem de pouso recolhido; 
D) flap recolhido; 
E) velocidade - no mínimo 1,25 VS; 
F) gradiente mínimo - aeronave de 04 reatores: 1,7% 
 aeronave de 03 reatores: 1,5% 
 aeronave de 02 reatores: 1,2% 
 
 
Cálculo do gradiente mínimo em relação ao peso e te mperatura da pista: 
As tabelas a sequir, mostram como é determinado o gradiente mínimo de decolagem para o 
Lear Jet 35A e para o Boeing 737. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
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2.4 Trajetoria Net de decolagem 
 
A trajetória “NET” de decolagem, deve sobrevoar todos os obstáculos no mínimo á 35 pés 
acima dos mesmos. 
O setor começa no fim da pista com uma largura de 300 pés de cada lado de eixo 
longitudinal da pista, continuando com um desvio angular de 7 graus de cada lado . 
2.5 Decolagem com Curva após decolagem 
 
A altura mínima para se iniciar uma curva é de 50 pés, onde a influencia da elevação do 
campo, temperatura e vento deverão ser levados em consideração. 
No caso de um vôo em curva, a redução de performance deverá ser aplicados conforme 
publicado no Airplane Flight Manual. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
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39
 
2.6 Subida 
 
A subida influi muito no consumo de combustível e no alcance da aeronave. Como após a 
decolagem o avião ainda está voando na densa atmosfera das baixas altitudes e geralmente 
ainda muito pesado, o consumo de combustível será extremo. Normalmente é a subida a fase 
do vôo onde há o maior consumo de combustível. Por isso mesmo é que pequenas mudanças 
na razão de subida ou na velocidade podem fazer uma grande diferença. 
Com uma mesma potência é possível se subir mais rápido, porém com menor velocidade, e 
vice-e-versa. Com uma maior potência pode-se subir mais rápido e mais veloz, porém nem 
sempre o aumento no consumo de combustível será viável para esta operação. 
 
 
 
 
 
ERJ-145 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
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Time: 19min 
Fuel: 1500kg 
Distance: 116NM 
TAS: 400 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
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3. VÔO DE CRUZEIRO 
 
Considerando que os aviões comerciais passam o maior tempo de vôo durante o regime de 
cruzeiro, serão de máxima importância os cálculos relativos á consumo de combustível, 
alcance, autonomia, tempo de vôo, etc. Nas aeronaves equipadas com motores a pistão , o 
alcance máximo é obtido voando-se num angulo de ataque onde a relação Cl/Cd é máxima. 
Para os aviões equipados com motores turbofan ou turbojato, o alcance máximo será obtido 
quando a relação M (Cl/ Cd) for máxima, ou seja, uma aeronave a jato de baixa velocidade é 
ineficiente. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Para os aviões, o alcance específico, é a distância percorrida dividida pelo peso do 
combustível consumido, ou seja: 
 
Alcance Específico = ____NM______ = _____NM/h________ = ____Va(TAS)___ 
 Ib de combustível Ib de combustível/h consumo horário 
 
NM - distância percorrida (em relação ao ar) em milhas náuticas 
 
Devemos ressaltar, que muitas vezes, os pilotos, aumentam em alguns Knots na 
velocidade, acelerando um pouco o avião, com o intuito de chegar mais rápido ao destino e 
economizar combustível. Para qualquer aeronave , isto só é válido até certas condições. 
Chega-se a um momento em que o aumento no consumo não é proporcional ao aumento de 
velocidade, então a aeronave passa a voar um pouco mais rápido, mas estará consumindo 
muito mais combustível. Também é fundamental, para a economia de combustível, a escolha 
do nível de vôo que se utilizará, pois em função do tempo de subida e dos ventos em rota 
muitas vezes é preferível que se voe em níveis bem mais baixos do que o máximo 
operacional do avião.Analisemos os regimes de cruzeiro mais empregados: 
 
Máx. Alcance 
Máx. Autonomia 
Fluxo de Combustível 
Longo Alcance 
Velocidade 
A
lc
an
ce
 E
sp
ec
ífi
co
 
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3.1 Maximum Range Cruise.(MRC) 
Cruzeiro de máximo alcance (maximun range cruise - MRC) é aquele no qual o alcance 
específico é máximo. Com este regime o avião voará o maior número de milhas náuticas por 
libra de combustível consumido. Se dois aviões iguais decolarem com o mesmo peso e a 
mesma quantidade de combustível, o que empregar o MRC terá o maior alcance, 
independente do regime empregado pelo outro avião. No entanto, neste regime a estabilidade 
de velocidade é relativamente pequena, o que torna necessário frequentes ajustes do motor 
pelo piloto. 
 
 
 
 
3.2 Long Range Cruise.(LRC) 
 
Cruzeiro de longo alcance (!ong range cruise - LRC) comparando com MRC, o LRC tem o 
alcance específico cerca de 1 % menor, e a velocidade 3 a 5% maior. 
Assim, os benefícios de maiores velocidades (viagens mais rápidas, maior estabilidade de 
velocidade e menos ajustes do motor) são obtidos ao preço de uma perda de perto de 1 % do 
alcance específico máximo. Os flight manuals dos aviões de transporte a jato normalmente 
incluem dados e tabelas sobre o LRC e não sobre o MRC.UNIVERSIDADE FUMEC – FEA 
 
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43
3.3 Maximum Endurance Cruise.(MEC) 
 
Cruzeiro de máxima autonomia (maximum endurance cruise-MEC) é aquele que permite a 
maior autonomia, isto é,o maior número de horas de vôo. A velocidade para a autonomia 
máxima é obtida quando o consumo horário for mínimo, o que ocorre numa velocidade pouco 
menor que a de máximo Cl/ Cd. É usado nas esperas sobre aeroportos. 
 
3.4 Maximum Speed Cruise.(MSC) 
 
Cruzeiro de velocidade máxima — é aquele no qual é atingida a VMO/ MMO. Naturalmente a 
tração e o EGT são muito elevados, o que diminui a vida útil do motor, e aumenta o consumo 
de combustível. 
 
3.5 Constant Speed Cruise.(CSC) 
 
Cruzeiro com velocidade constante (constant speed cruise) algumas vezes o LRC pode ser 
substituído por um regime de velocidade constante, sem apreciável perda de alcance 
específico. Este regime tem a vantagem da simplicidade. 
 
3.6 Cruzeiro econômico . 
 
È aquele no qual o custo por quilômetro percorrido é mínimo. Ver descrição fig. abaixo. 
 
 
 
As tabelas a sequir, mostram o Normal Cruise e o Long Range Cruise para o Lear Jet 35A e o 
Long Range Cruise para o Boeing 767. 
 
ECONOMIZANDO COMBUSTÍVEL 
• Aerodinâmica 
• Acúmulo de sujeira 
• Portas, janelas, painéis e rebites desalinhados ou com saliências 
• Vazamento de vedações 
• Rugosidade da superfície e da tinta 
• Superfícies desalinhadas (em especial superfícies de controle) 
• Folgas e reparos mal-feitos na superfície da aeronave 
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• Time: 38 min 
• Fuel: 1412kg 
• Distance: 304NM 
 
 
 
 
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5. AFUNDAMENTO - DRIFTDOWN 
 
Caso ocorra a perda de um ou dois motores, o avião normalmente não terá capacidade de 
manter a altitude de cruzeiro, apesar da possibilidade de se empregar o regime de potência 
máxima contínua nos motores restantes. A velocidade escolhida para a descida deve 
assegurar: 
a) Maior L/D 
b) Trajetoria Líquida - 2000ft acima do maior obstáculo e 8 Km afastamento 
c) Chegada – 1500ft da pista + 30 min de reserva 
d) Alcance suficiente 
Os regulamentos determinam que nesses casos a trajetória liquida ultrapasse em pelo menos 
600 m (2.000 pés) os obstáculos que estejam a 8 Km de cada lado da trajetória prevista .Esta 
trajetória é obtida da seguinte forma: 
Determina-se o gradiente bruto e subtrai-se o valor tirado da tabela abaixo, obtendo-se o 
gradiente líquido. A trajetória líquida pode ser estabelecida a partir deste gradiente. 
 
 
Motores 
Motores parados 
1 2 
 4 1.6% 0.5% 
 3 1,4% 0,3% 
 2 1,1% 
 
 
Se, na descida para uma altitude menor, o alcance ou a ultrapassagem de um obstáculo se 
tornar crítico, então a trajetória deve seguir o menor ângulo possível. Para isso, o avião 
inicialmente deve desacelerar para a velocidade de menor arrasto (CL/CD)Max, e descer até 
à altitude de nivelamento. Se esta não for suficiente para ultrapassar os obstáculos com 
segurança, então o peso deve ser reduzido por alijamento de combustível para assegurar 
uma altura de nivelamento maior. Quanto mais cedo for iniciado o alijamento, maior será o 
alcance obtido. É evidente que o combustível remanescente deve ser suficiente para 
prosseguir o vôo até o aeroporto a uma altitude mínima de chegada de 1.500 pés, e com 30 
minutos de vôo de reserva. 
 
Exemplo: 
Se um Boing 767 estiver com 170 toneladas de peso no instante da perda do motor, e a 
temperatura do ar externo for igual ou menor que a ISA, ele poderá atingir a altitude máxima 
de 18.900 pés com um peso de 164 000Kg, e se o vento local for de 40 kt de proa, a 
distância percorrida em relação ao solo será de 400 milhas náuticas em 75min (Tab) .Se 
considerarmos o nivelamento a 18000 pés, o avião terá um consumo de 5373Kg/h de 
combustível para LRC (Tab) . 
 
As tabelas a sequir, mostram como é determinado o Driftdown para o Boeing 767 e para o 
Lear Jet 35A 
 
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6. DESCIDA 
 
A determinação das velocidades de descida são estabelecidas por critérios puramente 
econômicos e são influenciadas pelo peso, vento, levando-se em consideração o conforto dos 
passageiros e a pressurização da cabine. 
Usualmente determina-se uma velocidade de descida de 20 a 30 kt maior que a velocidade de 
descida de custo mínimo. A velocidade econômica de descida é definida comparando-se 
custos e consumo em diferentes velocidades. 
Normalmente especifica-se três perfis de descida em idle power (aceleração mínima), A, B e 
C onde o perfil A terá velocidade no arrasto mínimo até C na VMO. O perfil “ A” será o de 
maior economia e o perfil C, o de menor tempo de vôo. A velocidade econômica é cerca de 
20 a 40 kt acima da velocidade de arrasto mínimo, enquanto a velocidade para consumo 
mínimo é cerca de 10 kt acima da velocidade de arrasto mínimo.E uma vez feita a seleção de 
velocidades, ela poderá ser corrigida caso haja a ocorrência de ventos. Para o planejamento e 
execução de descidas, isto significa que no caso de ventos não previstos, ela deve ser 
iniciada um pouco mais tarde, corrigindo-se o perfil de descida através de mudanças de 
velocidade. Isto evitaria a situação adversa de retornar ao perfil previsto através de aumento 
de potência do motor. 
 
 
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52
7. POUSO 
 
7.1 Generalidades 
O desempenho de um avião na operação de pouso tem muitos fatores em comum com a 
operação de decolagem, ou seja, o peso do avião, a densidade do ar, o arrasto total, o atrito 
com o solo, o vento e o gradiente da pista influenciam na distância de pouso. 
Os fatores que influenciam especificamente na distância de pouso são os recursos de 
frenagem do avião, sendo o principalmente os freios das rodas e, nos aviões mais modernos, 
teremos também os reversíveis e os “spoilers”. 
Um fator que é comum às duas manobras, mas que na distância de pouso é extremamente 
importante, são as condições de atrito da pista; uma pista contaminada por água, neve, gelo, 
etc. pode ocasionar um pouso tão longo que o piloto não consegue parar o avião no 
comprimento existente de pista. 
 
7.2 Ação dos Reversíveis 
O efeito dos reversíveis no pouso é mais acentuado nas velocidades mais altas, logo após o 
pouso, diminuindo gradativamente com a velocidade. Daí a importância de serem acionados o 
mais cedo possível após o toque das rodas no solo. 
Com pista seca, a ação combinada dos freios com os “spoilers” é o recurso de desaceleração 
mais eficiente; nesta situação, o efeito do reversível representa uma percentagem pequena na 
desaceleração. 
Em pistas contaminadas, onde o coeficiente de atrito fica reduzido, o efeito de frenagem do 
reversível passa a ser o principalrecurso de desaceleração do avião. 
 
7.3 Fatores que Afetam a Distância de Pouso 
Os principais fatores que influem na distância que o avião necessita para pousar são: 
* Velocidade no cruzamento da cabeceira da pista 
* Altura sobre a mesma 
* Angulo da trajetória de aproximação 
* Peso do avião 
* Capacidade de desaceleração 
* Vento 
* Gradiente da pista 
* Altitude do aeroporto ou densidade do ar 
* Condições de atrito do piso da pista 
 
 
 
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53
7.4 Velocidades no Cruzamento da Cabeceira da Pista 
Normalmente, o cruzamento da cabeceira da pista é previsto ser feito com uma velocidade 
que garanta uma margem de segurança sobre o estol. Nos aviões de grande porte, os 
fabricantes recomendam que essa velocidade seja 30% acima do estol (1,3 Vs). As distâncias 
previstas para o pouso são baseadas nessa velocidade e qualquer valor adicional implicará 
numa maior distância para parar o avião. 
 
VRef (Reference Speed): Velocidade teórica na configuração de pouso na qual a aeronave 
deve cruzar a cabeceira da pista numa altura mínima de 50 pés, não deve ser menor que 1.3 
VS. A VRef depende do peso e da configuração e da posição dos Flapes; 
 
VMcl (Velocidade Mínima de Controle no Ar para aproximação e Pouso): É a mínima 
velocidade de controle no ar com a aeronave na configuração de aproximação ou pouso, ou 
seja, é a mínima velocidade na qual é possível com um motor inoperante, manter o controle 
da aeronave dentro dos limites definidos enquanto aplicando as variações máximas de 
potencia no(s) motor(es) ativo(s). 
Atualmente os aviões mais modernos possuem FMCs ou MCDUs para calcular as Vrefs, 
ajustes de potência, razões de subida e descida baseado no ZFW (Zero Fuel Weight), 
quantidade de combustível e gross weight (peso total) da aeronave. Os jatos mais antigos 
como o B707, B727, DC-8, DC-9, DC-10 e aeronaves executivas não possuem estes 
computadores e o engenheiro de vôo ou o piloto tem que consultar seus manuais e gráficos 
para obter os dados . 
 
VSo Velocidade de pouso (Flaps e trens de pouco entendidos) 
 
7.5 Regulamento para o Máximo Peso de Pouso para um determinado comprimento de 
Pista. 
a) Distancia de Pouso Demonstrado, é a requerida para pousar e alcançar a parada total da 
aeronave a partir de uma altura de 50 pés acima da pista. Esta distancia é determinada por 
vários pesos de pouso, altura da pista e componentes de vento, considerando condições de 
pista seca, temperatura (ISA) e VRf = 1.3 Vs até uma altura de 50 pés acima da pista. 
 
b) Distancia de Pouso Disponivel, é a superfície designada pelas autoridades aeroportuárias, 
usada para pouso e rolagem numa certa direção, livre de obstáculos e capacitada a suportar 
o peso da aeronave. 
 
c) Velocidade de Referencia para Pouso (VRef), também chamada de THRESHOLD SPEED 
(Vth) ou velocidade na cabeceira da pista, que é a prevista para manter na configuração de 
pouso a 50 pés de altura, na cabeceira da pista para um pouso normal. 
Vref = Vth = 1.3 Vs, onde Vs = Velocidade de “STALL” na configuração de pouso. 
 
7.5 Regulamento para Pouso 
A distancia de pouso demonstrada sem uso de reversível é baseada no peso de pouso, 
estimado a partir de peso de decolagem menos o consumo normal da etapa, não devendo 
exceder 60% da distancia total existente da pista. Ou seja, a distancia requerida para pouso 
deve ser pelo menos 1,67 vezes a distancia de pouso demonstrado. 
Para efeito de planejamento de vôo, o comprimento requerido da pista deve ser aumentado 
de 15% quando a pista estiver molhada (exceto para aeroporto de alternativas). 
Esta margem pode ser reduzida se o fabricante da aeronave puder demonstrar que a 
aeronave tem condições de pousar numa pista molhada com menor margem. Por exemplo, o 
B-727, que foi demonstrando pousos e paradas em pista molhada com sucesso. 
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54
Em condições normais com uma pista molhada , teremos então que a distancia requerida 
para pouso é igual a 115% da distancia demonstrada para pouso em pista seca. 
 
 
7.6 Máximo Peso de Pouso limitado pela Energia dos freios (Brake Energy) 
Considerando uma ação de frenagem completa, que os spoilers são totalmente estendidos e 
reversíveis não aplicados, os freios podem produzir energia térmica suficiente para permitir 
que o fusível derreta depois de um certo período. Isto naturalmente, ocorre sob condições 
extremamente desfavoráveis (Peso alto de pouso, elevação do aeroporto, temperatura alta do 
ar ambiente, pouco flap e declive acentuado na pista). Decolagem imediata sem dar o tempo 
necessário para o resfriamento dos freios, poderia causar dificuldades posteriormente. O 
tempo de permanência no solo e a temperatura nos freios para evitar que os fusíveis 
derretem, podem ser obtidas nos manuais de vôo publicados pelo fabricante. 
 
7.7 Pousos com Pesos acima do Estrutural 
Razões técnicas podem forçar o retorno de um vôo, necessitando assim, alijamento de 
combustível para evitar pousos acima do estrutural. Considerando os aspectos da falta de 
combustível, e os pontos de vista ecológicos, pousos acima do estrutural, podem ser 
autorizados pelas autoridades competentes sob certas condições, desde que não apresente 
nenhum risco na segurança da aeronave e seus ocupantes, caso contrario, o combustível 
deverá ser alijado. Planejar um vôo com pouso acima do estrutural, não é permitido. 
Os seguintes aspectos devem ser levados em consideração para um pouso acima do 
estrutural. 
 
a)Flap placard speeds 
Um pouso com excesso de peso permite configuração de flap normal para pouso. Já que 
aerodinamicamente as cargas nos flaps são em função de velocidade e independentes do 
peso. Não é possível que as velocidades sejam inferiores das que constam nos “PLACARD 
SPEED”. Os esforços adicionais sobre a estrutura da asa devido a pesos maiores no pouso 
podem ser reduzidos limitando as curvas à um ângulo de 30 graus, assim sendo reduz a fator 
“G”. 
 
b) Distancia requerida para Pouso com Peso acima do Estrutural 
Para um pouso com um peso acima do estrutural, a distancia de pouso requerida (seca ou 
molhada) deve ser levada em consideração. 
 
c) Inspeção após Pouso 
Se um pouso for efetuado com peso acima do estrutural, é necessário a inspeção de acordo 
com os manuais de manutenção, independente, da suavidade do toque da aeronave. 
 
Os gráficos a seguir, mostram como é determinada a distância de pouso para o Boeing e 
Lear Jet 35, alem das velocidades de aproximação e Vref: 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
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Peso planejado de 
pouso: 49.685Kg
Velocidade: 131Kts para 
flaps 40°
 
 
 
 
 
 
 
 
 
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Peso para pouso: 49.685 Kg = 109.535 lbs
Distância para pouso: 3871 ft
 
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8. PESO E BALANCEAMENTO 
 
Para garantir condiçőes de vôo, um balanceamento adequado das cargas permite que o CG 
fique nos limites de posicionamento determinados pelo fabricante. Por este motivo, para cada 
decolagem é obrigatória a determinaçăo da posiçăo do CG . 
Nas aeronaves atuais, o estabilizador horizontal tem sua posiçăo para decolagem 
determinada em funçăo do CG . Por esta razăo é necessário que o comandante da aeronave 
tenha ou calcule posiçăo correta do CG. 
Um mau balanceamento pode trazer sérios problemas, năo só na decolagem comotambém 
durante o vôo, como, atitude anormal , vôo desnivelado, maior consumo de combustível, 
velocidade abaixo da prevista, comandos restritos do profundor , pouso difícil, mudança da 
velocidade de estol, etc. 
A posiçăo ideal é aquela em que o aviăo pode operar mais eficientemente. O melhor 
balanceamento para vôo de cruzeiro é aquele em quę o aviăo pode voar uma maior distância 
para o combustível transportado, obtendo um melhor rendimento 
Um bom balanceamento é obtido com uma distribuiçăo de carga planejada e consciente. As 
cargas concentradas, localizadas próximo ŕ asa, podem ser balanceadas por cargas mais 
leves, posicionadas em direçăo ao nariz ou ŕ cauda da aeronave. 
 
 
8.1 Pesos 
Definiçőes de peso: 
 
A) Peso básico – PB , Basic weight - WB 
Situaçăo em que a aeronave é pesada para cálculos de peso e balanceamento. Č informado 
pelo fabricante da aeronave. 
 
 
Constam do PB os seguintes itens: 
-Célula, 
-Motores, 
-Sistemas, 
-Instalaçőes nas cabines (acabamentos, equipamentos fixos, etc.), 
-Equipamentos de Emergęncia, 
-Combustível e Óleo residuais (năo drenáveis). 
 
 
 
 
 
 
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59
 
B) Peso basico operacional – PBO , Basic operational weight – BOW 
É igual ao Peso Básico mais a tripulaçăo com bagagem mais as comissarias. 
 
 
 
 
 
C) Peso zero combustivel – PZC , Dry operating weight – DOW 
 
Também conhecido como Peso Zero Combustível Atual (Actual Zero Fuel Weight) para 
diferenciá-lo do Peso Máximo Zero Combustível (Maximum Zero Fuel Weight), que é um 
Iimitante. É igual ao Peso Básico Operacional acrescentado do total de carga a bordo 
(PAYLOAD). 
 
 
D) Peso de decolagem – PD ,Take off weight – TOW 
 
E igual ao Peso Zero Combustível acrescentado do combustível na decolagem (Take off fuel); 
 
 
E) Peso de pouso – PP , Landing weight LW 
É igual ao Peso de decolagem menos o combustível a ser consumido na etapa 
 
 
F) Peso Maximo de táxi – PMT , Maximun strutural ramp weight MSRW 
Limite de peso estrutural da aeronave que nunca poderá ser ultrapassado. 
 
 
G) Peso Maximo estrutural de decolagem – PMED , Maximun takeoff Gross weight 
MTOGW 
É o Peso Máximo de Decolagem, determinado pelo fabricante em funçăo da resistęncia 
estrutural da aeronave ou outro fator relacionado ŕ sua construçăo. 
 
 
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60
H) Peso Maximo de decolagem – PMED , Maximun takeoff weight MTOW 
O Peso Máximo de Decolagem pode estar também limitado pelo Peso Máximo Zero 
Combustível, Peso Máximo de Pouso, condiçőes meteorológicas, obstáculos, gradiente de 
subida e até mesmo velocidade de pneus, entre outras coisas. 
 
I) Peso Máximo estrutural de pouso – PMEP, Maximun landing gross weight - MLGW 
É o Peso Máximo de Pouso determinado pelo fabricante em funçăo de sua estrutura. 
 
J) Peso máximo de pouso – PMP, Maximun landing weight - MLW 
 
 
É o menor peso limitante entre a pista do aeroporto de destino e o estrutural da aeronave. 
 
 
K) Peso máximo zero combustível – PMZC , Maximun zero fuel weight - MZFW 
É um limite estrutural em funçăo da resistęncia da asa. Com aviăo em voo, as asas sofrem 
esforço de baixo para cima (sustentaçăo) e a fuselagem, com seu peso, produz sempre uma 
força para baixo. Esta força tem que ser limitada para que a asa năo se quebre. 
 
 
 
 
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Performance, Peso e Balanceamento 
 
61
 
8.2 Balanceamento 
 
A teoria de. Peso e Balanceamento é baseada no Princípio da balança de onde se origina o 
termo balanceamento. O trabalho de quem utiliza uma balança é equilibrá-la. No 
balanceamento de uma aeronave o trabalho não é diferente. 
 
Pode-se afirmar que estando pesos iguais a uma mesma distância do ponto de apoio, a 
gangorra está equilibrada. Esta distância do ponto de aplicação do peso ao ponto de apoio 
recebe o nome de BRAÇO. 
Qualquer peso aplicado em qualquer ponto desta gangorra, diferente do ponto de apoio, gera 
uma força que a movimenta em torno deste. Esta força recebe o nome de MOMENTO, e seu 
valor pode ser determinado com o uso da seguinte fórmula: M = P x B, onde: 
M=MOMENTO 
P=PESO 
B = BRAÇO 
 
 
8.3 Datum Line 
 
 
Datum Line é uma linha vertical da qual todas as medidas horizontais são tomadas. 
A datum line pode ser posicionada no bordo de ataque da asa, tangente ao nariz do avião ou 
adiante deste, não existindo uma regra quanto à sua localização. Na maioria das aeronaves é 
localizada à frente do nariz. Sua posição é determinada pelo fabricante da aeronave. 
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62
 
8.4 Estação de balanceamento (STA) 
 
È um plano vertical em relação ao eixo longitudinal da aeronave. A estação é identificada por 
sua distância da DATUM LINE, geralmente medida em polegadas. 
 
 
8.5 Cálculo do CG 
 
Considera-se a aeronave à direita da gangorra e o ponto de apoio coincidindo com a Datum 
line . As distâncias coincidem assim com as estações. 
A aeronave tem no exemplo, três pontos de apoio: Um no trem de pouso de nariz e dois nos 
trens de pouso principais, cujas posições em estação são conhecidas. Determina-se o peso 
em cada ponto com o uso de balanças e calcula-se o CG com a somatória dos momentos. 
 
 
8.6 Deslocamento do CG 
 
O centro de gravidade de uma aeronave tem sua posição determinada em função da 
distribuição de pesos a bordo como: carga nos porões, material de comissaria , número de 
tripulantes e passageiros, e muda sempre que algum peso é retirado, colocado ou trocado de 
posição em relação ao eixo longitudinal da aeronave. 
O centro de gravidade pode ser deslocado ao longo de qualquer um dos três eixos básicos do 
avião. Devido às reduzidas dimensões de largura e altura da fuselagem, não existe muita 
variação de posição do CG em torno dos eixos vertical e lateral. 
 
Geralmente, os fabricantes apresentam os limites de posição de CG, de uma aeronave, em 
forma de gráfico que chamamos de ENVELOPE. Os limites do CG devem: 
1 - Garantir condições de manobrabilidade do avião em vôo, 
2 - Impedir excesso de peso no trem de pouso dó nariz, 
3 – Garantir o peso máximo de decolagem estrutural, 
4 - Impedir excesso de peso no trem de pouso principal, 
5 - Impedir o Centro de Gravidade (CG) de coincidir com o Centro de Pressão (CP), 
6 – Garantir o peso máximo zero combustível. 
 
 
8.7 Calculo dos limites de posição do CG. 
As tabelas a sequir, mostram como são determinadas as posição do CG para o Lear Jet 35A 
e para o Boeing 767. 
 
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Choque de DC-8 com o solo é provocado por carregame nto incorreto 
 
O carregamento foi realizado sem seguir os procedimentos preconizados pela empresa aérea. 
Como resultado, a tripulação usou ajuste do compensador que não correspondia ao centro de 
gravidade (traseiro) da aeronave. 
 
Durante a decolagem do aeroporto Internacional de Miami, um DC-8-61 perdeu sustentação e 
chocou-se com o solo aproximadamente 915 metros após o final da pista, no pátio de 
estacionamento de automóveis de um supermercado, falecendo os tripulantes e pessoa no 
solo. 
 
Segundo a investigação, o acidente foi conseqüência do carregamento incorreto do avião, 
resultando em um centro de gravidade muito traseiro e que, por essas informações, os 
tripulantes foram induzidos a utilizar um ajuste de compensador incorreto provocando um 
excessivo 'pitch-up' durante a rotação. 
 
- Planejamento e carregamento do avião 
 
O vôo foi planejado originalmente para ser realizado por um outro avião também DC-8, com 
características diferentes, que não chegou no horário previsto. Com o replanejamento, nova 
distribuição da carga foi confeccionada, alterando as posições de alguns 'pallets', com as 
posições 2 e 13 vazias. 
 
O funcionário que levou os documentos até a rampa não sabia da troca de aeronaves e 
apanhou, no escritório, a ficha de distribuição da carga com o planejamento anterior, no qual 
seria baseado o carregamento. 
 
O supervisor de carga da empresa de rampa possuía pouca experiência em carregamento de 
aeronaves. O supervisor de carga da empresa aérea não era o responsável pelo 
carregamento, por ser esse serviço prestado por outra empresa. 
 
O atraso provocado pela troca de aeronave fez com que o serviço de carregamento fosse 
executado apressadamente e com uma série de improvisos. Não foram travados vários 
'pallets' em face da carga bloquear a passagem. Como tentativa de correção, todos os 'pallets' 
a partir da posição 5 foram empurrados para trás, ocupando, assim, a posição que ficaria 
vazia. 
 
Não foi feita nenhuma tentativa para estabelecer como essas alterações afetariam 
adversamente a performance do avião. 
 
O manual de operações da empresa estabelece que o engenheiro de vôo deve verificar a 
condição da carga, entretanto, existe uma confiança entre o supervisor de carga e a 
tripulação. 
 
Outras pessoas informaram que nessa base, normalmente os aviões são carregados antes da 
chegada dos tripulantes e, como neste caso específico, a carga não permitia a locomoção 
dentro do avião para essa conferência. 
 
- Investigação 
 
A investigação constatou que a carga foi pesada pela empresa de rampa, antes de ser 
acomodada nos 'pallets', mas não foi conferido pela empresa aérea. 
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Performance, Peso e Balanceamento 
 
75
 
A sucessão de erros das empresas e as deficiências nos procedimentos de carregamento 
deste vôo, não permitiram que a investigação pudesse reconstituir esse processo. 
 
O peso declarado na folha de carga pode ter sido muito inferior ao real colocado no avião, 
assim como o CG poderia estar além do limite traseiro. 
 
Tal erro causaria um 'pitch-up' maior do que a expectativa e fora dos limites previstos para a 
aeronave. 
 
Há cerca de seis meses antes deste acidente a empresa aérea vinha apresentando 
deficiências no processo de carregamento e não adotava medidas corretivas concretas. 
 
Uma vistoria detectou, após observar os serviços da empresa, problemas na área de peso e 
balanceamento; manejo da carga no solo e amarração da mesma; precisão no peso dos 
'pallets' individuais; a conservação de 'pallets' e redes de contenção. Nesse período uma 
aeronave foi carregada sem que os pesos da carga fossem registrados. O piloto constatou 
essa deficiência e um erro no cálculo do CG, cancelando o vôo. 
 
Um mês antes deste acidente, nessa mesma base, durante a corrida de decolagem, uma 
aeronave começou uma rotação não comandada, próximo a V1. Este incidente não teve uma 
investigação aprofundada, somente uma discussão a esse respeito com o setor de operações 
da empresa, não gerando nenhuma recomendação preventiva. 
 
- Conclusão 
 
A investigação concluiu que as causas prováveis do acidente foram: 
 
- a deficiência da empresa aérea em controlar o processo operacional de carregamento; 
- a deficiência da empresa operadora de rampa em não observar os procedimentos 
operacionais estipulados pela empresa aérea; e, 
- a deficiência do Órgão fiscalizador em monitorar adequadamente as responsabilidades de 
controle operacional, e em assegurara a correção das deficiências conhecidas da empresa 
aérea. 
 
- Recomendações de segurança de vôo 
 
Todas as empresas aéreas devem desenvolver e utilizar um 'checklist' de carregamento, para 
confirmar que todos os passos foram realizados para cada posição no avião, e que a 
condição, peso e seqüência de cada 'pallet' está correta. 
 
Deve fornecer treinamento periódico para o pessoal que manipula cargas e desenvolver 
material explicativo sobre os riscos de erros no carregamento. 
 
Artigo adaptado da Revista Accident Prevention da Flight Safety Foundation (Retirado do 
Informativo VASP Safety News). 
 
 
 
 
 
 
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Performance, Peso e Balanceamento 
 
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Boeing 737-300 CFM56-3 
 
Origem SBCF Temp. 25°C 2715ft. 
Destino SBRF Temp. 25ºC 0033ft. 
 
 FUEL TIME 
Destino SBRF 5511 0230 (estimado) 878NM 
Reserva de 10% 0551 0020 
Alternativo 1062 0025 135NM 
Espera Alternativo 0980 0030 
Mínimo Requerido 8104 0348 
Extra 1000 0031 
Táxi 0200 
TOTAL 9304 0421 
 
------------------------------------------------------------------------------ 
Peso Básico 34,057Kg 
Fuel 9304Kg 
Carga Paga 8000Kg + 
 51,361Kg 
Táxi 00200 - 
 51,161Kg 
 
Peso planejado de decolagem: 51,161Kg 
 
Peso planejado de decolagem 51.161Kg 
 
Peso Básico 34.057Kg 
 
Peso máx. de táxi 61.461Kg 
 
Peso máx. de decolagem 61.234Kg 
 
Peso máx. de pouso 51.709Kg 
 
Peso planejado de pouso 45.650Kg 
 
Peso máximo sem combustível 48.307Kg 
 
Carga paga máxima 14.250Kg 
 
Carga paga transportada 8.000Kg 
 
Portanto teremos: 
 
 
 
 
 
 
 
 
 UNIVERSIDADE FUMEC – FEA 
 
Performance, Peso e Balanceamento 
 
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 UNIVERSIDADE FUMEC – FEA 
 
Performance, Peso e Balanceamento 
 
78
 
CLIMB: 
FL350 
Time: 19min 
Fuel: 1500kg 
Distance: 116NM 
TAS: 400 
 UNIVERSIDADE FUMEC – FEA 
 
Performance, Peso e Balanceamento79
 
ENROUTE 
Time: 1h 40min 
Fuel: 3716kg 
Distance: 636NM 
 
 UNIVERSIDADE FUMEC – FEA 
 
Performance, Peso e Balanceamento 
 
80
 
 
DESCENT 
Time: 23min 
Fuel: 295kg 
Distance: 111NM 
 UNIVERSIDADE FUMEC – FEA 
 
Performance, Peso e Balanceamento 
 
81
 
 
 
 
 
 
 UNIVERSIDADE FUMEC – FEA 
 
Performance, Peso e Balanceamento 
 
82
POUSO 
 
Recife – SBRF 
Pista: 3007 x 45 ASPH 
Vento: 0kt 
Condição da pista: seca 
Slope: 0° 
 
Vref: 131Kts com 40° de flap 
 
 
 
 
 UNIVERSIDADE FUMEC – FEA 
 
Performance, Peso e Balanceamento 
 
83
 
 
 
 
Peso para pouso: 45.650Kg = 122.306 lbs 
 
Distância para pouso: 4500ft. = 1371,6 metros 
 
Time: 19min (subida) 
Time: 1h 40min (cruzeiro) 
Time: 23min (descida) 
 
Total: 2h 22min