Os dados de peso e equilíbrio da aeronave são informações importantes para um piloto que deve ser frequentemente reavaliado. Embora a aeronave tenha sido pesada durante o processo de certificação, esses dados não são válidos indefinidamente. As alterações ou modificações do equipamento afetam os dados de peso e balanceamento. Muitas vezes, os pilotos reduzem o peso e o equilíbrio da aeronave em uma “regra prática”, como: “Se eu tiver três passageiros, posso carregar apenas 100 galões de combustível; quatro passageiros, 70 galões”.

Os cálculos de peso e equilíbrio devem fazer parte de todos os briefings de pré-voo. Nunca assuma que três passageiros têm sempre o mesmo peso. Em vez disso, faça um cálculo completo de todos os itens a serem carregados na aeronave, incluindo bagagem, bem como do piloto e do passageiro. É recomendável que todos os sacos sejam pesados para fazer um cálculo preciso de como o CG da aeronave está posicionado.

A importância do GC foi enfatizada na discussão sobre estabilidade, controle e desempenho. A distribuição desigual de carga causa acidentes. Um piloto competente entende e respeita os efeitos do CG em uma aeronave. O peso e o equilíbrio são componentes críticos na utilização de uma aeronave em seu potencial máximo. O piloto deve saber quanto combustível pode ser carregado na aeronave sem violar os limites do CG, bem como os limites de peso para realizar voos longos ou curtos com ou sem um conjunto completo de passageiros permitidos. Por exemplo, uma aeronave tem quatro assentos e pode transportar 60 galões de combustível. Quantos passageiros a aeronave pode transportar com segurança? Todos esses assentos podem ser ocupados em todos os momentos com as cargas de combustível variadas? Quatro pessoas que pesam 150 libras levam a um cálculo de peso e equilíbrio diferente do que quatro pessoas pesam 200 libras. O segundo cenário carrega 200 libras adicionais na aeronave e é igual a cerca de 30 galões de combustível.

O peso adicional pode ou não colocar o CG fora do envelope CG, mas o peso bruto máximo pode ser excedido. O excesso de peso pode sobrecarregar a aeronave e degradar o desempenho.

As aeronaves são certificadas quanto ao peso e equilíbrio por dois motivos principais: o efeito do peso na estrutura primária da aeronave e suas características de desempenho; O efeito da localização deste peso nas características do vôo, particularmente na recuperação e estabilidade do spin e do spin.

Aeronaves, como balões e controle de mudança de peso, não requerem cálculos de peso e equilíbrio porque a carga é suspensa abaixo do mecanismo de elevação. A faixa de CG nesses tipos de aeronaves é tão difícil de exceder os limites de carga. Por exemplo, a posição do banco traseiro e o combustível de uma aeronave de controle de mudança de peso estão o mais próximo possível do ponto de suspensão com a aeronave em uma atitude suspensa. Assim, as variações de carga têm pouco efeito sobre o CG. Isso também vale para a cesta de balão ou gôndola. Embora seja difícil

O piloto na imagem superior está voando a 120 nós. Depois de perceber o erro, o piloto aposta duro e usa um ângulo de banco de 30° para reverter o curso. Esta aeronave requer cerca de 4.000 pés para girar 180° e sai do desfiladeiro com segurança. O piloto na imagem inferior está voando a 140 nós e também usa um ângulo de banco de 30° na tentativa de reverter o curso. A aeronave, embora voe apenas 20 nós mais rápido que a aeronave na imagem superior, requer mais de 6.000 pés para reverter o curso para a segurança. Infelizmente, o Canyon tem apenas 5.000 pés de diâmetro e a aeronave atingirá a parede do desfiladeiro. O ponto é que a velocidade do ar é o fator mais influente para determinar a distância necessária para girar. Muitos pilotos cometeram o erro de aumentar a inclinação de seu ângulo de banco quando uma simples redução de velocidade teria sido mais apropriada. Para exceder os limites de CG nessas aeronaves, os pilotos nunca devem sobrecarregar uma aeronave porque a sobrecarga causa danos estruturais e falhas. Os cálculos de peso e equilíbrio não são necessários, mas os pilotos devem calcular o peso e permanecer dentro do limite estabelecido pelo fabricante.

4.10.1 Efeito do peso no desempenho do voo #

O desempenho de decolagem e pouso de uma aeronave é determinado com base em seus pesos máximos permitidos de decolagem e pouso. Um peso bruto mais pesado resulta em uma decolagem mais longa e uma subida mais rasa, e uma velocidade de touchdown mais rápida e uma rolagem de pouso mais longa. Mesmo uma pequena sobrecarga pode tornar impossível para a aeronave eliminar um obstáculo que normalmente não seria um problema durante a decolagem em condições mais favoráveis.

Os efeitos prejudiciais da sobrecarga no desempenho não se limitam aos riscos imediatos envolvidos com decolagens e pousos. A sobrecarga tem um efeito adverso em todos os desempenhos de subida e cruzeiro, o que leva ao superaquecimento durante as subidas, desgaste adicional nas peças do motor, aumento do consumo de combustível, velocidades de cruzeiro mais lentas e alcance reduzido.

Os fabricantes de aeronaves modernas fornecem dados de peso e equilíbrio com cada aeronave produzida. Geralmente, essas informações podem ser encontradas no AFM/POH aprovado pela FAA e nos gráficos fáceis de ler para determinar os dados de peso e equilíbrio agora. O aumento de desempenho e capacidade de carga dessas aeronaves exigem estrita adesão às limitações operacionais prescritas pelo fabricante. Os desvios das recomendações podem resultar em danos estruturais ou falhas completas na estrutura da aeronave. Mesmo que uma aeronave seja carregada dentro das limitações máximas de peso, é fundamental que a distribuição de peso esteja dentro dos limites da localização do CG. O breve estudo anterior da aerodinâmica e fatores de carga aponta os motivos dessa precaução. A discussão a seguir é informações básicas sobre algumas das razões pelas quais as condições de peso e equilíbrio são importantes para o voo seguro de uma aeronave.

Em algumas aeronaves, não é possível preencher todos os assentos, compartimentos de bagagem e tanques de combustível, e ainda permanecer dentro dos limites de peso ou equilíbrio aprovados. Por exemplo, em várias aeronaves populares de quatro lugares, os tanques de combustível podem não ser preenchidos com capacidade quando quatro ocupantes e sua bagagem forem transportados. Em uma determinada aeronave de dois lugares, nenhuma bagagem pode ser transportada no compartimento atrás dos assentos quando os spins devem ser praticados. É importante que um piloto esteja ciente das limitações de peso e equilíbrio da aeronave que está sendo voada e das razões para essas limitações.

4.10.2 Efeito do peso na estrutura da aeronave #

O efeito do peso adicional na estrutura da asa de uma aeronave não é facilmente aparente. Os requisitos de aeronavegabilidade prescrevem que a estrutura de uma aeronave certificada na categoria normal (na qual são proibidos acrobacias) deve ser forte o suficiente para suportar um fator de carga de 3,8 Gs para cuidar de cargas dinâmicas causadas por manobras e rajadas. Isso significa que a estrutura primária da aeronave pode suportar uma carga de 3,8 vezes o peso bruto aprovado da aeronave sem que ocorra uma falha estrutural. Se isso for aceito como indicativo dos fatores de carga que podem ser impostos durante as operações a que se destina a aeronave, uma sobrecarga de 100 libras impõe uma sobrecarga estrutural potencial de 380 libras. A mesma consideração é ainda mais impressionante no caso de aeronaves de categorias de serviços públicos e acrobáticos, que possuem requisitos de fator de carga de 4,4 e 6,0, respectivamente.

As falhas estruturais resultantes da sobrecarga podem ser dramáticas e catastróficas, mas mais frequentemente afetam os componentes estruturais progressivamente de uma maneira difícil de detectar e cara de reparar. A sobrecarga habitual tende a causar estresse cumulativo e danos que podem não ser detectados durante as inspeções de pré-voo e resultam em falhas estruturais posteriormente durante operações completamente normais. Acredita-se que a tensão adicional colocada nas peças estruturais por sobrecarga acelere a ocorrência de falhas de fadiga metálica.

O conhecimento dos fatores de carga impostos por manobras e rajadas de vôo enfatiza as consequências de um aumento no peso bruto de uma aeronave. A estrutura de uma aeronave prestes a sofrer um fator de carga de 3 Gs, como na recuperação de um mergulho íngreme, deve ser preparada para suportar uma carga adicional de 300 libras para cada aumento de 100 libras no peso. Deve-se notar que isso seria imposto pela adição de cerca de 16 galões de combustível desnecessário em uma aeronave em particular. As aeronaves civis certificadas com FAA foram analisadas estruturalmente e testadas para voos no peso bruto máximo autorizado e dentro das velocidades postadas para o tipo de voo a ser realizado. Voos com pesos superiores a essa quantidade são bastante possíveis e geralmente estão dentro das capacidades de desempenho de uma aeronave. Este fato não deve enganar o piloto, pois o piloto pode não perceber que cargas para as quais a aeronave não foi projetada estão sendo impostas a toda ou parte da estrutura.

Ao carregar uma aeronave com passageiros ou carga, a estrutura deve ser considerada. Assentos, compartimentos de bagagem e pisos de cabine são projetados para uma certa carga ou concentração de carga e nada mais. Por exemplo, um compartimento de bagagem de avião leve pode ser colocado em 20 libras devido à resistência limitada de sua estrutura de suporte, mesmo que a aeronave não esteja sobrecarregada ou fora dos limites do CG com mais peso naquele local.

4.10.3 Efeito do peso na estabilidade e controlabilidade #

A sobrecarga também afeta a estabilidade. Uma aeronave estável e controlável quando carregada normalmente pode ter características de voo muito diferentes quando sobrecarregadas. Embora a distribuição do peso tenha o efeito mais direto sobre isso, pode-se esperar que um aumento no peso bruto da aeronave tenha um efeito adverso na estabilidade, independentemente da localização do GC. A estabilidade de muitas aeronaves certificadas é completamente insatisfatória se o peso bruto for excedido.

4.10.4 Efeito da distribuição de carga #

O efeito da posição do CG na carga imposta à asa de uma aeronave em vôo é significativo para subir e subir o desempenho do cruzeiro. Uma aeronave com carregamento para frente é “mais pesada” e, consequentemente, mais lenta do que a mesma aeronave com o CG mais à frente.

A Figura 4-55 ilustra por que isso é verdade. Com o carregamento para a frente, o corte “nose-up” é necessário na maioria das aeronaves para manter o voo de cruzeiro de nível. O acabamento do nariz para cima envolve o ajuste das superfícies da cauda para produzir uma carga maior na parte traseira da fuselagem, o que aumenta o carregamento da asa e o levantamento total exigido da asa se a altitude for mantida. Isso requer um AOA mais alto da asa, o que resulta em mais arrasto e, por sua vez, produz uma velocidade de travamento mais alta.

Com o carregamento traseiro e o acabamento “nariz para baixo”, as superfícies da cauda exercem menos carga, aliviando a asa de tanto carregamento e sustentação da asa necessários para manter a altitude. O AOA necessário da asa é menor, então o arrasto é menor, permitindo uma velocidade de cruzeiro mais rápida. Teoricamente, uma carga neutra nas superfícies da cauda em voos de cruzeiro produziria o desempenho geral mais eficiente e a velocidade de cruzeiro mais rápida, mas também resultaria em instabilidade. As aeronaves modernas são projetadas para exigir uma carga baixa na cauda para estabilidade e controle.

Uma indicação de zero no controle da guia de acabamento não é necessariamente o mesmo que “neutral trim” devido à força exercida pela lavagem das asas e pela fuselagem nas superfícies da cauda.

Os efeitos da distribuição da carga útil da aeronave têm uma influência significativa nas características de seu vôo, mesmo quando a carga está dentro dos limites de CG e no peso bruto máximo permitido. Importante, entre esses efeitos, estão as mudanças na controlabilidade, estabilidade e carga real imposta na asa.

Geralmente, uma aeronave se torna menos controlável, especialmente em velocidades de vôo lentas, pois o CG é movido para trás. Uma aeronave que se recupera de forma limpa de um giro prolongado com o CG em uma posição pode falhar completamente em responder às tentativas normais de recuperação quando o CG é movido para trás em uma ou duas polegadas.

É uma prática comum que os projetistas de aeronaves estabeleçam um limite de CG AFT dentro de uma polegada do máximo, o que permite a recuperação normal de um giro de uma volta. Ao certificar uma aeronave na categoria de serviços públicos para permitir rodadas intencionais, o limite de CG AFT geralmente é estabelecido em um ponto a vários centímetros daquele permitido para a certificação na categoria normal.

Outro fator que afeta a controlabilidade, que se tornou mais importante nos projetos atuais de aeronaves de grande porte, é o efeito de braços longos para as posições de equipamentos pesados e cargas. A mesma aeronave pode ser carregada com um peso bruto máximo dentro de seus limites de CG, concentrando o combustível, passageiros e cargas próximos ao CG de design, ou distribuindo cargas de combustível e carga em tanques de asa e caixas de carga para frente e para trás da cabine.

Com o mesmo peso total e CG, manobrar a aeronave ou manter o vôo nivelado em ar turbulento requer a aplicação de maiores forças de controle quando a carga é dispersa. Os braços de momento mais longos para as posições das cargas pesadas de combustível e carga devem ser superados pela ação das superfícies de controle. Uma aeronave com tanques de asa completos ou tanques de gorjeta tende a ser lento no rolo quando as situações de controle são marginais, enquanto uma com caixas cheias e com caixas de carga traseiras tende a ser menos responsiva aos controles do elevador.

O limite de CG traseiro de uma aeronave é determinado em grande parte por considerações de estabilidade. Os requisitos originais de aeronavegabilidade para um certificado de tipo especificam que uma aeronave em vôo a uma certa velocidade amortece o deslocamento vertical do nariz dentro de um certo número de oscilações. Uma aeronave carregada muito para trás pode não fazer isso. Em vez disso, quando o nariz é puxado momentaneamente para cima, ele pode alternar entre si e mergulhar, tornando-se mais íngreme a cada oscilação. Essa instabilidade não é apenas desconfortável para os ocupantes, mas pode até se tornar perigosa, tornando a aeronave incontrolável em certas condições.

A recuperação de uma baia em qualquer aeronave se torna progressivamente mais difícil à medida que seu CG se move para trás. Isso é particularmente importante na recuperação do spin, pois há um ponto no carregamento para trás de qualquer aeronave em que um giro “plano” se desenvolva. Um giro plano é aquele em que a força centrífuga, atuando através de um CG localizado bem na retaguarda, puxa a cauda da aeronave para longe do eixo do giro, tornando impossível abaixar o nariz e se recuperar.

Uma aeronave carregada até o limite traseiro de sua faixa de CG admissível se comporta de forma diferente em turnos e manobras de parada e possui características de pouso diferentes do que quando é carregada perto do limite para frente.

O limite de CG para frente é determinado por uma série de considerações. Como medida de segurança, é necessário que o dispositivo de corte, seja com aba ou estabilizador ajustável, seja capaz de segurar a aeronave em um deslizamento normal com a energia desligada. Uma aeronave convencional deve ser capaz de um pouso completo e desligado para garantir a velocidade mínima de pouso em emergências. Uma aeronave do tipo roda de cauda carregada excessivamente pesada no nariz é difícil de taxiar, principalmente em ventos fortes. Ele pode ser facilmente usado pelos freios, e é difícil pousar sem saltar, pois tende a se inclinar nas rodas, pois é retardado e alargado para o pouso. Dificuldades de direção no solo podem ocorrer em aeronaves do tipo roda de nariz, principalmente durante o rolo de pouso e a decolagem. Para resumir os efeitos da distribuição de carga:

• A posição CG influencia o levantamento e o AOA da asa, a quantidade e a direção da força na cauda e o grau de deflexão do estabilizador necessário para fornecer a força da cauda adequada para o equilíbrio. Este último é muito importante por causa de sua relação com a força de controle do elevador.
• A aeronave para em uma velocidade mais alta com um local CG para frente. Isso ocorre porque o AOA de paralisação é alcançado em uma velocidade mais alta devido ao aumento do carregamento das asas.
• Forças superiores de controle do elevador normalmente existem com uma localização CG para frente devido ao aumento da deflexão estabilizadora necessária para equilibrar a aeronave.
• A aeronave faz um cruzeiro mais rápido com um local CG AFT devido à redução de arrasto. O arrasto é reduzido porque um AOA menor e menos deflexão para baixo do estabilizador são necessários para apoiar a aeronave e superar a tendência de arremesso para baixo.
• A aeronave se torna menos estável à medida que o CG é movido para trás. Isso ocorre porque, quando o CG é movido para trás, causa um aumento no AOA. Portanto, a contribuição da asa para a estabilidade da aeronave agora é diminuída, enquanto a contribuição da cauda ainda está se estabilizando. Quando se chega ao ponto em que as contribuições da asa e da cauda se equilibram, existe estabilidade neutra. Qualquer movimento de CG mais à frente resulta em uma aeronave instável.
• Um local de CG para frente aumenta a necessidade de uma maior pressão do elevador traseiro. O elevador pode não ser mais capaz de se opor a qualquer aumento no arremesso de nariz para baixo.

É necessário um controle adequado do elevador para controlar a aeronave em toda a faixa de velocidade do ar até a parada.

Uma discussão detalhada e informações adicionais relacionadas ao peso e ao equilíbrio podem ser encontradas no Capítulo 9, Peso e Equilíbrio.