Baixe 03 Peso e Balanceamento de Aeronaves e outras Notas de estudo em PDF para Engenharia Aeronáutica, somente na Docsity! 3-1 CAPÍTULO 3 PESO E BALANCEAMENTO DE AERONAVES INTRODUÇÃO A finalidade principal do controle do peso e balanceamento das aeronaves, é a segu- rança. Como finalidade secundária, podemos citar a maior eficiência durante o vôo. Um carregamento inadequado reduz a eficiência da aeronave com respeito ao teto, manobrabilidade, razão de subida, velocidade, e consumo de combustível; podendo ser motivo para interrupção de um vôo, ou mesmo de seu cancelamento. Uma possível perda de vida e destruição de equipamento de valor, pode ser o resultado de uma estrutura sobrecarregada ou de uma modificação súbita na carga, com a conse- qüente modificação nas características de vôo. O peso vazio e o correspondente centro de gravidade (c.g) de uma aeronave civil, deve ser determinado na época da homologação. O fabricante pode pesar a aeronave, ou pode pre- encher o registro de peso e balanceamento. O fabricante pode pesar apenas uma aeronave de cada dez que forem fabricadas; atribuindo às outras nove a média do peso e balanceamento, computado nas aeronaves efetivamente pesadas. A condição da aeronave no momento da deter- minação do peso vazio, deve ser tal, que possa ser facilmente repetida. As aeronaves têm uma tendência de ga- nhar peso devido ao acúmulo de sujeira, graxa, etc., em áreas que não são facilmente acessíveis para lavagem e limpeza. O peso ganho em dado período de tempo depende do funcionamento da aeronave, horas de vôo, condições atmosféricas e o tipo de aero- porto em que ela opera. Por estes motivos é que se faz necessário refazer a pesagem da aeronave periodicamente. Nos casos de aeronaves usadas para transportes aéreos e taxi aéreo, este proce- dimento é exigido pelos regulamentos aeronáu- ticos. Esses regulamentos não exigem a pesa- gem periódica de aeronaves privadas. Normal- mente elas são pesadas na época da homologa- ção, ou depois de sofrerem qualquer alteração de grande porte, que possa afetar seu peso e balanceamento. Embora a aeronave não precise ser pe- sada, ela deve ser carregada, de modo que os limites máximos de peso e c.g. não sejam ultra- passados durante a operação. As aeronaves de empresas aéreas (regu- lares ou não) que transportam passageiros ou carga, estão sujeitas a certos regulamentos, que exigem que seus proprietários apresentem pro- vas de que elas estão sendo carregadas adequa- damente, e que os limites de peso e balancea- mento não estão sendo excedidos. TEORIA DO PESO E BALANCEAMENTO A teoria do peso e balanceamento é ex- tremamente simples. Ela é a teoria da alavanca, que está em equilíbrio ou balanceada quando está em repouso sobre o fulcro, em posição ni- velada. A influência do peso depende diretamen- te de sua distância do fulcro. Para balancear a alavanca, o peso deve ser distribuído a fim de que o efeito de rotação seja o mesmo em ambos os lados do fulcro. De modo geral, o peso menor mais distante do fulcro tem o mesmo efeito que um peso maior mais próximo do fulcro. A dis- tância entre o fulcro e qualquer objeto é chama- do de braço da alavanca. O braço da alavanca multiplicado pelo peso do objeto nos dá o efeito de rotação em torno do fulcro. este efeito de rotação é chamado de momento. Similarmente, uma aeronave está balan- ceada se ela permanecer nivelada, suspensa por um ponto imaginário. Este ponto é a localização ideal de seu c.g. Uma aeronave balanceada não precisa permanecer perfeitamente nivelada, mas sua posição deve permanecer relati- vamente próximo desta. A obtenção deste ba- lanceamento é apenas uma questão de se colocar as cargas, de modo que, o braço médio da aero- nave carregada fique dentro da faixa do c.g. Figura 3-1 Aeronave Suspensa pelo seu Centro de Gravidade. 3-2 Comprovação matemática O controle do peso e balanceamento consiste em comprovar matematicamente o pe- so, balanceamento e carregamento corretos dos limites especificados. Estes limites são apresen- tados nas especificações da aeronave. A instala- ção ou remoção de equipamentos modifica o peso vazio e o c.g. da aeronave; afetando, con- seqüentemente, a carga útil na mesma propor- ção. Os efeitos que tais modificações produ- zem no balanceamento de uma aeronave devem ser investigados, para que se possa determinar o efeito sobre as características de vôo de tal ae- ronave. DADOS DE PESO E BALANCEAMENTO Os dados de peso e balanceamento po- dem ser obtidos das fontes seguintes: a. especificações da aeronave; b. limitações operacionais da aeronave; c. manual de vôo da aeronave; e d. registro de peso e balanceamento da aerona-- ve. Em caso de perda dos registros de peso e balanceamento, e na impossibilidade de se obter uma cópia, a aeronave deve ser repesada. Novos registros de peso e balanceamento devem, en- tão, ser computados e compilados. TERMINOLOGIA Ao se estudar o cômputo, controle e princípios de peso e balanceamento, é necessá- rio conhecer o significado de alguns termos. A terminologia seguinte é usada na aplicação prá- tica do controle de peso e balanceamento, de- vendo, portanto, ser estudada completamente. Plano de Referência O plano de referência é um plano verti- cal imaginário, a partir do qual, todas as medi- das são tomadas horizontalmente para fins de balanceamento com a aeronave em atitude de vôo nivelado. Este plano está em ângulo reto em relação ao eixo longitudinal da aeronave. Todas as localizações de equipamentos, tanques, compartimento de bagagem, assentos, motores, hélices, etc., estão incluídas nas espe- cificações técnicas da aeronave, ou nas folhas de dados de certificação de tipo, com as respec- tivas distâncias em relação ao plano de referên- cia. Não existe uma regra fixa para a locali- zação do plano de referência. Na maioria dos casos ele está localizado no nariz da aeronave, ou em algum ponto da estrutura, estando em outros casos um pouco adiante do nariz da aeronave. O fabricante pode localizar o plano de referência onde for melhor conveniente para a localização de equipamentos, medição, e com- putação do peso e balanceamento. A localização do plano de referência é indicada na maioria das especificações das aeronaves. Em algumas aeronaves antigas, em que o plano de referência não é indicado, pode-se se- lecionar qualquer plano de referência que seja conveniente. Entretanto, uma vez selecionado um pla- no de referência, ele deve ser adequadamente identificado, para que qualquer pessoa que leia os números não tenha dúvida quanto a sua loca- lização. A figura 3-2 mostra algumas localiza- ções de plano de referência usadas pelos fabri- cantes. Braço O Braço é a distância horizontal entre um equipamento e o plano de referência. O comprimento do braço é sempre dado ou medi- do em polegadas; e, exceto nos casos em que a localização seja exatamente sobre o plano de referência (0), ele é precedido do sinal positivo (+) ou negativo (-). O sinal positivo indica uma posição para trás do plano de referência, e o sinal negativo indica uma posição adiante do plano de referên- cia. Se o fabricante escolher uma plano de referência que esteja na posição mais dianteira da aeronave (ou alguma distância adiante da aeronave), todos os braços serão positivos. A localização do plano de referência em qualquer outro ponto da aeronave resultará em alguns braços positivos (ou para trás do plano de referência), e outros braços negativos (ou adiante do plano de referência). 3-5 qualquer tempo. A aeronave apresenta instru- ções detalhadas para a determinação da distri- buição de carga através de letreiros, inscrições, cartas de carregamento e reguladores de carga. Corda Aerodinâmica Média - CAM CAM é a corda média da asa. A secção transversal da asa, (do bordo de ataque ao bordo de fuga é uma secção de aerofólio). Uma corda é uma linha imaginária tra- çada paralela ao aerofólio, do bordo de ataque ao bordo de fuga da secção, a CAM de uma asa de corda constante seria o mesmo que a corda real da asa. Qualquer desvio do plano retangular da asa afetará o comprimento da CAM e a distân- cia resultante entre o bordo de ataque da CAM e o bordo de ataque da asa da aeronave. A figura 3-4 mostra a CAM para uma aeronave com asa enflechada. Figura 3-4 O c.g. mostrado em relação à corda aerodinâmica média. O c.g. da aeronave normalmente é colo- cado na posição dianteira máxima do centro de pressão da CAM, para que se obtenha a estabi- lidade desejada. Devido à relação existente en- tre a localização do c.g. e os momentos produ- zidos pelas forças aerodinâmicas, sendo a sus- tentação o maior deles, a localização do c.g. normalmente é expresso em relação à asa. Isto é feito especificando-se o c.g. em porcentagem da CAM da asa. A localização da CAM, em relação ao plano de referência, é fornecida nas Especifica- 3-6 ções da Aeronave ou nas Folhas de Dados de Certificação de Tipo; no Registro de Peso e Ba- lanceamento; ou no Manual de Vôo da Aerona- ve. Computa-se a localização do c.g. em porcentagem da CAM como segue: (1) Encontra-se a diferença existente na dis- tância entre o ponto de localização do c.g. do peso vazio e o plano de referência; e a distância entre o bordo de ataque da CAM e o plano de referência. (2) Divide-se a diferença pelo comprimento da CAM. (3) Multiplica-se o resultado por 100. (4) O resultado final é então expresso em por- centagem. A figura 3-5 apresenta um exemplo de problema que utiliza a equação para o cômputo da porcentagem da CAM. Meios de Nivelamento da Aeronave Existem pontos de referência para o ni- velamento da aeronave no solo. Estes pontos são determinados pelo fabricante e são indica- dos nas Especificações da Aeronave. O procedimento mais comum de nivela- mento é executado, colocando-se um nível de bolha em pontos determinados na estrutura da aeronave. Algumas aeronaves possuem escalas es- peciais de nivelamento, construídas na estrutura da célula. Essas escalas são usadas com um prumo para nivelar a aeronave longitudinal e lateral- mente. Pontos de Pesagem Ao se fazer a pesagem de uma aeronave, o ponto sobre a balança, na qual o peso está concentrado, é chamado de ponto de pesagem. Ao se fazer a pesagem de aeronaves le- ves e médias, as rodas são normalmente coloca- das sobre as balanças. Isto significa que o ponto de pesagem é de fato o mesmo ponto obtido ao se esticar uma linha verticalmente ao longo da linha de centro do eixo, até atingir a balança. Outros pontos estruturais, capazes de suportar a aeronave, tais como os pontos de a- poio dos macacos na longarina principal, tam- bém podem ser usados se o peso da aeronave estiver apoiado nos pontos de apoio dos maca- cos. Os pontos de pesagem devem ser indicados com clareza nos registros de peso e balanceamento da aeronave. Peso de Combustível Zero O peso de Combustível Zero é o peso máximo permissível de uma aeronave carregada sem combustível. No peso de combustível está incluído o peso da carga, dos passageiros e da tripulação. Todos os pesos que excederem o peso de combustível zero, devem consistir de combustível utilizável. Combustível Mínimo O termo combustível mínimo, não deve ser interpretado como a quantidade mínima de combustível necessária para voar uma aeronave. Combustível mínimo, tal como aplicado em peso e balanceamento, é a quantidade que deve ser apresentada no relatório de peso e balance- amento, quando a aeronave é carregada para uma verificação de condição extrema. Carga de combustível mínimo, para uma aeronave pequena, com motor convencional, para fins de balanceamento, é baseada na potên- cia do motor. Ela é calculada em termos de po- tência máxima, exceto para decolagem, e é utili- zada quando a carga de combustível tem que ser reduzida para a obtenção do carregamento mais crítico, no limite do c.g., que estiver sendo in- vestigado. Duas fórmulas podem ser utilizadas: Fórmula 1: Combustível mínimo = 1/12 galões por cavalo de potência. hp x 1/12 x 6 lbs. 1200 x 1/12 x 6 = 600 libras de combustível. Fórmula 2: Combustível mínimo = 1/2 lb. por cavalo de potência do motor. hp x 1/2 = combustível mínimo. 1200 x 1/2 = 600 libras de combustível. 3-7 Essa será a menor quantidade de libras de combustível, necessária para a verificação do peso dianteiro ou traseiro. Para as aeronaves com motor a turbina, a carga de combustível mínimo é especificada pelo fabricante da aeronave. H = Distância entre o plano de referência e o CGPV = 170 polegadas X = Distância entre o plano de referência e o bordo de ataque da CAM = 150 polegadas. C = Comprimento da CAM = 80 polegadas. c.g. em porcentagem da CAM: H-X x 100% da CAM = 170-150 x 100 = C 80 20 x 100 = 25% 80 Figura 3-5 Cálculo da Porcentagem da CAM. A localização do tanque de combustível, em relação ao limite do c.g. afetado pela computação, determina a utilização do combustível mínimo. Por exemplo, ao se fazer uma verificação do peso dianteiro, se os tanques de combustíveis estiverem localizados adiante do limite dianteiro do c.g., eles são considerados como se estives- sem cheios. Se eles estiverem localizados para trás do limite dianteiro do c.g., eles devem ser con- siderados como se estivessem vazios. Se a quantidade mínima de combustível necessária para uma certa aeronave exceder a capacidade dos tanques localizados, adiante do limite dianteiro do c.g., o excesso de combustí- vel deverá ser colocado nos tanques que estive- rem para trás do limite dianteiro do c.g. Ao se fazer a verificação de um peso dianteiro, as condições de carregamento de combustível são opostas àquelas usadas para a verificação dianteira. Óleo Total O óleo total é a quantidade de óleo, a- presentada como a capacidade de óleo nas Es- pecificações da Aeronave. Ao se fazer a pesagem de uma aeronave, o tanque de óleo poderá conter a quantidade de galões de óleo especificada, ou pode ser drena- do. Ao se fazer a pesagem de uma aeronave com o tanque de óleo cheio, o peso do óleo deve ser subtraído da leitura obtida para se chegar ao peso vazio real. O relatório de peso e balanceamento deve indicar se os pesos incluem o óleo ou se o óleo foi drenado. Tara A tara inclui os pesos de todos os itens extras; tais como macacos e calços, sobre a pla- taforma da balança de pesagem; exceto o peso do item que estiver sendo pesado. O peso desses itens, quando incluídos na leitura da balança, deve ser deduzido para se obter o peso real da aeronave. PROCEDIMENTOS DE PESAGEM DA AERONAVE Antes de iniciar o estudo do procedimen- to de pesagem da aeronave, ou antes de tentar fazer a pesagem real de uma aeronave, é neces- sário familiarizar-se com as informações de peso e balanceamento existentes nas Especifica- ção da Aeronave ou nas folhas de Dados de Cer- tificação de Tipo. A especificação para aeronave EMB-200 (IPANEMA), foi reproduzida integralmente na figura 3-6. Alguns itens precisam de explicação; os outros são auto-explicativos. A designação "L1P" é lida como "Avião Monomotor Convencional", conforme classifi- cação baseada na tabela abaixo: 3-10 A menos que seja especificado de outra forma, nas Especificações da Aeronave ou nas instruções do Fabricante, os reservatórios e sis- temas hidráulicos devem estar cheios. Os reservatórios de água potável e os tanques dos lavatórios devem ser drenados; e os tanques de óleo dos dispositivos de acionamento de velocidade constante devem ser enchidos. A verificação da aeronave deve ser feita a fim de nos certificarmos de que todos os itens incluídos no peso vazio homologado foram instalados no lugar correto. Também devemos remover os itens que não são normalmente levados em vôo, e verificar o compartimento de bagagem para que nenhum objeto permaneça em seu interior. Reinstalar todas as portas de acesso, tampas dos reservatórios de óleo e dos tanques de combustível, tampas da caixa de junção, ca- pôs, portas, saídas de emergência e outras peças que tenham sido removidas. Figura 3-7 Distância entre o Ponto de Pesagem Principal, Plano de Referência e o Ponto de Pesagem Traseiro. Figura 3-8 Distância entre o Ponto de Pesagem Principal, Plano de Referência e o Ponto de Pesagem Localizado no Nariz . Todas as portas, janelas e capotas corre- diças devem estar em sua posição normal de vôo. Remova da aeronave qualquer excesso de sujeira, óleo, graxa e umidade. Calibre adequadamente zere e utilize as balanças de pesagem conforme as instruções do fabricante. Algumas aeronaves são pesadas com as rodas fora das balanças, mas com as balanças 3-11 colocadas nos pontos de colocação dos maca- cos, ou em pontos especiais de pesagem. Independentemente das previsões exis- tentes para colocação da aeronave sobre maca- cos ou sobre balanças, todo cuidado para que ela não caia, é imprescindível, senão assim a aeronave ou o equipamento ficarão danificados. Ao se fazer a pesagem da aeronave com as rodas colocadas sobre as balanças, freios sol- tos para reduzir a possibilidade de uma leitura incorreta provocada por cargas laterais sobre as balanças. Todas as aeronaves possuem pontos ou alças de nivelamento, e todo cuidado deve ser tomado para se fazer o nivelamento da aerona- ve, especialmente ao longo de seu eixo longitu- dinal. Nas aeronaves leves de asa fixa, o nive- lamento lateral não é tão crítico quanto nas ae- ronaves mais pesadas. Entretanto, deve-se fazer um esforço para nivelar os aviões leves em tor- no de seu eixo lateral. A precisão do nivelamen- to longitudinal é de suma importância. Medições A distância entre o plano de referência e a linha de centro do ponto de pesagem principal; e a distância entre o ponto de pesagem princi- pal; e a linha de centro do ponto de pesagem da cauda (ou do nariz), devem ser conhecidas para que se possa determinar o c.g., relativo ao ponto de pesagem principal e o plano de referência. Um exemplo de medição da distância entre o ponto de pesagem principal e o plano de referência; e da distância entre o ponto de pesa- gem principal e o ponto de pesagem da cauda; é apresentado na figura 3-7. A figura 3-8 apresen- ta um exemplo de medição das distâncias entre o ponto de pesagem principal e o plano de refe- rência; e o ponto de pesagem principal e o trem de nariz. Essas distâncias podem ser calculadas, usando-se as informações fornecidas nas Espe- cificações da Aeronave ou nas Folhas de Dados de Certificação de Tipo, entretanto sempre será necessário determiná-las através de medições. Depois que a aeronave for colocada so- bre as balanças, e nivelada (Fig. 3-9), coloca-se os prumos no plano de referência no ponto da pesagem principal e no ponto de pesagem de cauda, ou no nariz, de modo que as pontas dos prumos toquem o piso. Uma marca de giz no piso, no ponto de contato deve ser feita. Se desejável, pode-se traçar uma linha com giz, unindo as marcas que foram feitas. Isto fornecerá um padrão claro das distâncias dos pontos de pesagem e suas locali- zações em relação ao plano de referência. Registramos os pesos indicados em cada balança, e fazemos as medições necessárias com a aeronave nivelada. Depois que todos os pesos e distâncias forem medidos e registrados, a ae- ronave pode ser removida das balanças. Pesar a tara, e deduzir seu peso da leitura da balança em cada ponto de pesagem, onde ela esteja envolvida. Figura 3-9 Pesagem de uma aeronave com a utilização de Balanças de Plataforma. 3-12 Cômputo do Balanceamento Para se obter o peso bruto e a localização do c.g. de uma aeronave carregada, primeira- mente determinamos o peso vazio e a localiza- ção do CGPV. Depois que estes dados são conhecidos, fica mais fácil o cômputo do efeito do; combus- tível, passageiros, carga e dos pesos consumí- veis; na medida em que eles forem adicionados. Isto é feito, somando todos os pesos e momen- tos destes itens adicionais, e refazendo o cálculo do c.g. para a aeronave carregada. As leituras das balanças e as medidas registradas no formulário de exemplo apresen- tado na figura 3-10 fornecem uma base para os exemplos de cômputo de peso vazio e c.g. do peso vazio. Peso Vazio O peso vazio de uma aeronave é deter- minado, adicionando-se o peso líquido em cada ponto de pesagem. O peso líquido é a leitura real da balança menos a tara. Ponto de Balan- ça de Pesagem Leitura da Ba- lança Tara (lbs) Peso Líquido (lbs) Trem Principal Esquerdo 622,00 -5,00 617,00 Trem Principal Direito 618,00 -4,00 614,00 Trem de Nariz 155,00 -3,00 152,00 Total 1.383,00 Isto nos dá o peso da aeronave, tal como pesado. C.G. do Peso Vazio A localização do C.G. é determinada através do uso progressivo de fórmulas. Primei- ramente calculamos os momentos totais através da fórmula seguinte: Momento = Braço x Peso Ponto de Pe- sagem Peso Líquido (Lbs) Braço (Pol.) Momento (Lb.pol.) Trem Princi- pal Esquerdo 617,00 68" 41956,0 Trem Princi- pal Direito 614,00 68" 41752,0 Trem de Na- riz 152,00 -26" -3592,0 Total 1383,0 79756,0 Depois dividimos a soma dos momentos pelo total de pesos envolvidos: .67,57 1383 0,79756.. pol totalPeso totalMomentogc === Conseqüentemente, o c.g., tal como pe- sado, está a 57,67 polegadas do plano de refe- rência. Uma vez que a aeronave foi pesada com os tanques de óleo cheios, será necessário re- mover o óleo para se obter o peso vazio e c.g. do peso vazio. ITEM Peso Líqui- do Braço Momen- to Aeronave total como pesada, menos 8 galões de óleo a 7,5 libras por galão. 1383,0 -60,0 57,67 -30,0 79756,0 1800,0 Peso vazio e momento da aeronave 1323,0 81556,0 Usando novamente a fórmula: .64,61 1323 0,81556.. pol totalPeso totalMomentogc === O CGPV está localizado a 61,64 polega- das para trás do plano de referência . 3-15 1. O peso, braço e momento da aeronave vazia. 2. Os pesos, braços e momentos máximos dos itens de carga útil que estejam localizados adiante do limite dianteiro do c.g. 3. Pesos, braços e momentos máximos dos itens de carga útil que estejam localizados para trás do limite dianteiro do c.g. O exemplo, apresentado na figura 3-11, introduz um método de condução da verificação de condição extrema. Esse método facilita vi- sualizar exatamente onde os pesos dos vários arranjos de carregamento estão distribuídos, e como eles afetam a localização do c.g. Utilizando os dados apresentados na figura 3-11, determine se a aeronave pode ser carregada, de modo a fazer com o que o c.g. ultrapasse os limites. Passo 1: Carregue o avião da seguinte forma: Óleo - 8 quartos a -41 pol. = (15 lbs) (41 pol.) Piloto - 170 lbs a +6 pol. = (170 lbs) (+6 pol.) Mínimo de combustível - 50 lbs. a +23 pol. = (50,0 lbs) (+23 pol.) Sem passageiros Sem bagagem Encha os tanques de combustível que estiverem adiante do limite dianteiro. Se os tan- ques de combustível estiverem para trás do limi- te dianteiro, use o mínimo necessário de com- bustível. Passo 2: Totalize todos os pesos e mo- mentos ITEM Peso (Lbs) Braço (Pol.) Momento (Lbs.Pol.) Peso vazio da aeronave 950,00 +12,3 +11685,0 Óleo 15,0 -41,0 -615,00 Piloto 170,0 +6,0 +1020,0 Combustível (Míni- mo) 50,0 +23,0 +1150,0 Total 1185,00 13240,0 Os números acima exigem uma conside- ração cuidadosa. Observe que cada peso é multiplicado por seu braço, para obter seu momento. Todos os pesos são adicionados, de modo a obter o peso total de 1185 lbs. Entretanto, ao se fazer o somatório dos momentos, todos os momentos positivos são somados: 11685,0 1020,0 1150,0 13855,0 O momento negativo de -615,0 é subtra- ído da soma dos momentos positivos. 13855,0 -615,0 13240,0 Passo 3 : Encontre a posição mais dianteira do c.g., dividindo os momentos totais pe- lo peso total 13240,0 .17,11 0,1185 0,13240 pol= Uma vez que o momento total é positivo, a resposta deve ser positiva. Portanto, a posição dianteira extrema do c.g. está localizada a 11,17 polegadas para trás do plano de referência. Para essa aeronave, o limite dianteiro do c.g. está a 9,0 polegadas para trás do plano de referência; portanto é fácil observar que ela po- de voar com este arranjo de carga. Verificação do Peso e Balanceamento Trasei- ro Para nos certificarmos de que o peso máximo e o limite traseiro do c.g. não estejam excedidos, as informações seguintes são neces- sárias: 1. Peso, braço e momento da aeronave vazia. 2. Pesos, braços e momentos máximos dos itens de carga útil que estejam localizados para trás do limite traseiro do c.g. 3. Pesos, braços e momentos mínimos dos itens de carga útil que estejam localizados adiante do limite traseiro do c.g. A posição mais traseira do c.g. é encon- trada repetindo-se os três passos seguidos ao se fazer a verificação do c.g. mais dianteiro. Exce- to que, desta vez a aeronave será carregada de modo a ficar com a cauda pesada. 3-16 Passo 1: Carregue o avião de modo a ficar com a cauda pesada Óleo - 8 quartos a -41 pol. = (15 lbs) (-41 pol.) Piloto - 170 lbs a +6 pol. = (170 lbs) (+6 pol.) Combustível (máximo) -40 galões a +23 pol. = (240 lbs) (+23 pol.) Passageiros - Dois a 170 lbs cada = 340 lbs a +34 pol. = (340 lbs) (+34 pol.) Bagagem (máximo) - 50 lbs a +56 pol. = (50 lbs) (+56 pol.) Encher todos os tanques de combustível que estiverem para trás do limite traseiro. Se os tanques de combustível estiverem adiante do limite traseiro, usamos a quantidade mínima de combustível necessária. Passo 2: Totalize todos os pesos e momentos conforme mostrado aqui: ITEM Peso (Lbs) Braço (Pol.) Momento (Lbs.Pol.) Peso vazio da aeronave 950,00 +12,3 +11685,o Óleo 15,0 -41,0 -615,00 Piloto 170,0 +6,0 +1020,0 Combustível (máximo) 240,0 +23,0 +5520,0 Passageiros (dois) 340,0 +34,0 +11560,0 Bagagem (máximo) 50,0 +56,0 +2800,0 Total 1765,00 31970,0 Passo 3: Encontre a posição mais traseira do c.g., dividindo os momentos totais pe- lo peso total. O c.g. mais traseiro quando carregado conforme mostra a figura 3-11: .11,18 1765 0,31970 pol= O limite traseiro do c.g., para esta aero- nave, é de +18,7 polegadas para trás do plano de referência; portanto ela pode voar com seguran- ça neste arranjo de carga. INSTALAÇÃO DE LASTRO O lastro é usado para se obter o balance- amento do c.g. desejado. Normalmente ele fica localizado, tanto para trás como para a frente, para manter o c.g. dentro dos limites usando-se uma quantidade mínima de peso. O lastro que é instalado para compensar a remoção ou instalação de equipamentos, e que deve permanecer na aeronave por períodos lon- gos de tempo, é chamado de lastro permanente. Eles podem ser pintados de vermelho, com a seguinte inscrição: LASTRO PERMANENTE - NÃO REMOVA. Na maioria dos casos, a instalação de lastro permanente resulta em um aumento no peso vazio da aeronave. Os lastros removíveis ou temporários são usados para satisfazer certas condições de car- regamento, que podem variar de tempos em tempos. Normalmente, eles possuem a forma de sacos de esferas de chumbo, sacos de areia, ou outro material, e não são instalados de maneira permanente. Os lastros temporários devem ter a ins- crição: LASTRO _____LIBRAS. SUA REMO- ÇÃO EXIGE UMA VERIFICAÇÃO DO PESO E BALANCEAMENTO. O compartimento de bagagem é, nor- malmente, o lugar mais conveniente para a ins- talação de lastros temporários. Os lugares designados para transporte de lastro devem ser adequadamente projetados, instalados e marcados. O manual de operação da aeronave deve conter as instruções referentes à colocação cor- reta de lastros removíveis, sob todas as condi- ções de carregamento, para as quais, tal lastro seja necessário. Controle da Posição do c.g. com Lastro A figura 3-12 apresenta um exemplo de aeronave, cujo c.g. excede o limite dianteiro do c.g. sob certas condições de carregamento. A verificação de peso e balanceamento dianteiro, prova que somente com o piloto e o mínimo de combustível, o c.g. dianteiro é excedido. Verificação do c.g. mais dianteiro ITEM Peso (Lbs) Braço (Pol.) Momento (Lbs.Pol.) Peso vazio da aeronave 1600,0 +15,6 +24960,0 Óleo 22,5 -22,0 -495,00 Piloto 170,0 +10,0 +1700,0 Combustível (Mínimo) 115,0 +18,0 +2070,0 Total 1907,5 28235,0 3-17 polegadas PesoTotal TotalMomentodiantmaisgc 8,14 5,1907 28235... = === Sem um lastro colocado em algum lugar da parte traseira, para trazer o c.g. para dentro dos limites de +16,5 pol a +20,0 pol., a aerona- ve não oferece segurança para vôo, com o piloto e com o mínimo de combustível. O problema de determinar, a quantidade de libras necessárias, para deslocar o c.g. para dentro dos limites a- provados, pode ser resolvido com a utilização da fórmula seguinte: Peso do lastro necessário: Peso da aeronave como pesada, multipli- cado pela Distância que excedeu os limi- tes, dividido pelo Braço entre a localiza- ção do peso variável e o limite afetado. Inserindo os valores aplicáveis na fórmula: Peso da aeronave como pesada = 1907,5 Distância em excesso do limite = 1,7 pol. Braço entre a localização do peso variável e o limite afetado = 53,5 pol. Obtemos o seguinte: ( ) = 5,53 7,1)5,1907( Quando o resultado do cálculo matemá- tico for uma fração de libra, usamos o valor inteiro, imediatamente superior, como o real peso do lastro. Consequentemente, colocarmos um lastro de 61,0 libras no compartimento de bagagem para que o c.g. fique dentro dos limites com segurança. Figura 3-12 Exemplo de Aeronave cujo c.g. excede o Limite Dianteiro do c.g. Deve-se fazer uma verificação final do peso e balanceamento dianteiro, para provar que a aeronave pode voar com segurança depois da colocação do lastro de 61,0 libras, no comparti- mento de bagagem. Colocamos um letreiro de modo que fique bem evidente na cabine, para que possa ser visto pelo piloto ou quem de direi- to. Esse letreiro deve indicar: PARA VÔO SOLO, CARREGUE PELO MENOS 61,0 LIBRAS NO COMPARTIMENTO DE BAGAGEM. Condições de carregamento máximo Uma verificação do peso e balanceamen- to traseiro, determinará se a aeronave apresen- tada na figura 3-12 pode voar com segurança, quando totalmente carregada, sem exceder o limite traseiro do c.g. ou seu peso máximo. 60,6 libras é o peso do lastro necessário no compartimento de bagagem. 3-20 EQUIPAMENTO ELETRÔNICO DE PESAGEM O equipamento eletrônico de pesagem simplificou muito o procedimento de pesagem de aeronaves grandes e pesadas. A figura 3-15 apresenta um tipo de balança eletrônica. O "Kit" de pesagem completo está contido em uma ma- leta portátil. Esse "Kit" contém uma trena, pru- mos, níveis de bolha, escalas, hidrômetros (para especificação da gravidade específica do com- bustível) e as células de carga. As células de carga, em verdade, são in- dicadores de tensão que refletem a carga impos- ta sobre elas pela aeronave, em termos de varia- ção de voltagem. Esta variação é indicada em uma escala, que é calibrada para apresentar a leitura em libras. Cada célula de carga é colocada entre o macaco e seu ponto de apoio (ponto de pesa- gem). Cada célula de carga deve ser balanceada ou "zerada", antes de se aplicar qualquer peso sobre ela. Depois de completa a operação de pesa- gem, removemos todo o peso das células, e veri- ficamos se a leitura que elas apresentam é zero. Qualquer desvio deve ser considerado como "desvio do zero da escala" e constitui a tara, quando da utilização de balanças eletrônicas para pesagem. O sentido da variação determina se a tara é adicionada ou subtraída da leitura da balança. Siga sempre as instruções do fabricante da balança que você estiver utilizando. Figura 3-15 Equipamento Eletrônico de Pesa- gem de Aeronaves. PESO E BALANCEAMENTO DE HELI- CÓPTEROS Os princípios e procedimentos de peso e balanceamento que foram descritos, aplicam-se, de modo geral, aos helicópteros. Cada modelo de helicóptero é homologado para um peso bru- to máximo específico. Entretanto, ele não pode ser operado neste máximo em todas as condi- ções As combinações de grande altitude, tem- peratura alta e umidade alta, determinam a "alti- tude de densidade" para um determinado local. Por outro lado, isto afeta de maneira crítica, a flutuação, decolagem, subida, auto-rotação e pouso dos helicópteros. Um helicóptero pesado suporta menos os choques e cargas adicionais causadas pelo ar turbulento. Quanto maior a carga, menor será a margem de segurança das estruturas, tais como o rotor principal, fuselagem, trem de pouso, etc. A maioria dos helicópteros tem o passeio do c.g. mais restrito que os aviões. Em alguns casos, esse passeio está dentro de três polega- das. A localização e o comprimento exato do passeio do c.g. é determinado para cada helicóp- tero; e, normalmente, ele se estende a uma dis- tância curta para a frente e para trás do rotor- principal, ou do centróide de um sistema de ro- tor duplo. De maneira ideal, o helicóptero deve ter um balanceamento; com tal perfeição que, a fuselagem permaneça na posição horizontal durante uma flutuação, sendo necessário fazer correções somente para compensar o vento. A fuselagem funciona como um pêndulo suspenso por um rotor. Qualquer variação, no centro de gravi- dade, provoca uma variação no ângulo em que o helicóptero está suspenso por este ponto. Os helicópteros projetados mais recen- temente, tem os compartimentos de carga e os tanques de combustível localizados no ponto de balanceamento ou perto deste. Se o helicóptero não estiver carregado adequadamente, e o c.g. não estiver bem próxi- mo do ponto de balanceamento, a fuselagem não ficará pendurada horizontalmente durante a flu- tuação. Se o c.g. estiver muito para trás, o nariz tende a subir, e será necessário um controle cí - clico excessivo para frente, para manter uma flutuação estacionária. Por outro lado, se o c.g. 3-21 estiver muito para frente, o nariz tenderá a cair, requerendo um controle excessivo para trás. Em condições extremas de desbalanceamento, mesmo um controle cíclico total para frente ou para trás, ainda será insuficiente para manter o controle. Em caso de transporte de cargas exter- nas, pode-se ter problemas parecidos de balan- ceamento lateral. Quando o fabricante entrega o helicópte- ro, o peso vazio, o c.g. do peso vazio e a carga útil, elas são anotadas, nas folhas de dados de peso e balanceamento no manual de vôo do he- licóptero. Se depois que o helicóptero for entregue, houver um adicionamento, remoção de equipa- mento ou em caso de execução de um reparo ou alteração maior que possa afetar o peso vazio, o c.g. de peso vazio, ou a carga útil; as folhas de dados de peso e balanceamento devem ser revi- sadas. Todas as variações de peso e balancea- mento, devem ser inseridas nos registros apro- priados da aeronave Figura 3-16 Exemplo do Preenchimento da “Ficha de Pesagem de Aviões”.