Avião: Peso e Equilíbrio
Os dados de peso e balanceamento da aeronave são informações importantes para um piloto que devem ser reavaliadas com frequência. Embora a aeronave tenha sido pesada durante o processo de certificação, esta informação não é válida indefinidamente. Mudanças ou modificações no equipamento afetam os dados de peso e balanceamento. Com muita frequência, 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 balanceamento devem fazer parte de todas as instruções 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, piloto e passageiro. Recomenda-se que todas as malas sejam pesadas para fazer um cálculo preciso de como o CG da aeronave está posicionado.
A importância do CG foi enfatizada na discussão de estabilidade, controlabilidade e desempenho. A distribuição desigual da 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 todo o seu potencial. O piloto deve saber quanto combustível pode ser carregado na aeronave sem violar os limites de CG, bem como os limites de peso para realizar voos longos ou curtos com ou sem o número total 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 o tempo todo com as diferentes cargas de combustível? Quatro pessoas que pesam cada uma 150 libras levam a um cálculo de peso e equilíbrio diferente de quatro pessoas que pesam cada uma 200 libras. O segundo cenário carrega 200 libras adicionais na aeronave e equivale a cerca de 30 galões de combustível.
O peso adicional pode ou não colocar o CG fora do envelope do CG, mas o peso bruto máximo pode ser ultrapassado. O excesso de peso pode sobrecarregar a aeronave e prejudicar o desempenho.
As aeronaves são certificadas para peso e balanceamento por duas razões principais:
1. O efeito do peso na estrutura primária da aeronave e suas características de desempenho
2. O efeito da localização deste peso nas características de voo, particularmente na recuperação e estabilidade de estol e giro
Aeronaves, como balões e controle de deslocamento de peso, não requerem cálculos de peso e equilíbrio porque a carga é suspensa abaixo do mecanismo de elevação. O alcance do CG nestes tipos de aeronaves é tal que é difícil ultrapassar 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 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 exceder os limites de CG nessas aeronaves, os pilotos nunca devem sobrecarregar uma aeronave porque a sobrecarga causa danos estruturais e falhas. Cálculos de peso e balanceamento não são necessários, mas os pilotos devem calcular o peso e permanecer dentro do limite estabelecido pelo fabricante.
Efeito do peso no desempenho de voo
O desempenho de decolagem/subida 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 corrida de decolagem mais longa e uma subida mais rasa, e uma velocidade de pouso mais rápida e uma rolagem de pouso mais longa. Mesmo uma pequena sobrecarga pode impossibilitar a aeronave de ultrapassar 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 perigos imediatos envolvidos nas decolagens e aterrissagens. A sobrecarga tem um efeito adverso em todas as subidas e desempenho de cruzeiro, o que leva ao superaquecimento durante as subidas, desgaste adicional das 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 balanceamento com cada aeronave produzida. Geralmente, essas informações podem ser encontradas no AFM/POH aprovado pela FAA e agora são fornecidos gráficos de fácil leitura para determinar os dados de peso e balanceamento. O aumento do desempenho e da capacidade de carga dessas aeronaves exigem o cumprimento rigoroso das limitações operacionais prescritas pelo fabricante. Desvios das recomendações podem resultar em danos estruturais ou falha completa da estrutura da aeronave. Mesmo que uma aeronave esteja carregada dentro das limitações de peso máximo, é imperativo que a distribuição de peso esteja dentro dos limites da localização do CG. O breve estudo anterior de aerodinâmica e fatores de carga aponta as razões para esta precaução.
Em algumas aeronaves, não é possível encher todos os assentos, compartimentos de bagagem e tanques de combustível e ainda permanecer dentro dos limites aprovados de peso ou balanceamento. Por exemplo, em várias aeronaves populares de quatro lugares, os tanques de combustível podem não estar cheios quando quatro ocupantes e suas bagagens são transportados. Em uma determinada aeronave de dois lugares, nenhuma bagagem pode ser transportada no compartimento traseiro dos assentos quando os giros forem praticados. É importante que um piloto esteja ciente das limitações de peso e balanceamento da aeronave que está sendo pilotada e as razões para essas limitações.
Efeito do peso na estrutura da aeronave
O efeito do peso adicional na estrutura da asa de uma aeronave não é prontamente aparente. Os requisitos de aeronavegabilidade prescrevem que a estrutura de uma aeronave certificada na categoria normal (na qual acrobacias são proibidas) deve ser forte o suficiente para suportar um fator de carga de 3,8 Gs para atender às 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 ocorrer falha estrutural. Se isso for aceito como indicativo dos fatores de carga que podem ser impostos durante as operações para as quais a aeronave se destina, 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 categoria utilitária e acrobática,
As falhas estruturais resultantes da sobrecarga podem ser dramáticas e catastróficas, mas mais frequentemente afetam os componentes estruturais progressivamente de uma maneira que é difícil de detectar e dispendiosa de reparar. A sobrecarga habitual tende a causar estresse e danos cumulativos que podem não ser detectados durante as inspeções de pré-voo e resultar em falha estrutural posteriormente durante operações completamente normais. Acredita-se que o estresse adicional colocado nas peças estruturais pela sobrecarga acelera a ocorrência de falhas por fadiga metálica.
O conhecimento dos fatores de carga impostos pelas manobras e rajadas de voo enfatiza as consequências do aumento do 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 específica. As aeronaves civis certificadas pela FAA foram analisadas estruturalmente e testadas para voar com o peso bruto máximo autorizado e dentro das velocidades indicadas para o tipo de voo a ser realizado. Voos com pesos superiores a essa quantidade são bem possíveis e geralmente estão dentro das capacidades de desempenho de uma aeronave. Este fato não deve enganar o piloto,
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 determinada carga ou concentração de carga e nada mais. Por exemplo, um compartimento de bagagem de avião leve pode ser marcado para 20 libras por causa da força limitada de sua estrutura de suporte, mesmo que a aeronave não esteja sobrecarregada ou fora dos limites de CG com mais peso naquele local.
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 sobrecarregada. Embora a distribuição de 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 CG. A estabilidade de muitas aeronaves certificadas é completamente insatisfatória se o peso bruto for excedido.
Efeito da Distribuição de Carga
O efeito da posição do CG na carga imposta à asa de uma aeronave em voo é significativo para o desempenho de subida e cruzeiro. Uma aeronave com carga à frente é “mais pesada” e, consequentemente, mais lenta que a mesma aeronave com o CG mais à ré.
A figura ilustra por que isso é verdade. Com carregamento para frente, o ajuste “nose-up” é necessário na maioria das aeronaves para manter o voo nivelado de cruzeiro. O ajuste do nariz para cima envolve o ajuste das superfícies da cauda para produzir uma carga maior na parte traseira da fuselagem, o que aumenta a carga da asa e a sustentação total necessária da asa se a altitude for mantida. Isso requer um maior AOA da asa, o que resulta em mais arrasto e, por sua vez, produz uma maior velocidade de estol.
Com carregamento de ré e trim de “nariz para baixo”, as superfícies da cauda exercem menos carga descendente, aliviando a asa da carga e sustentação necessárias 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 vôo de cruzeiro produziria o desempenho geral mais eficiente e a velocidade de cruzeiro mais rápida, mas também resultaria em instabilidade. Aeronaves modernas são projetadas para exigir uma carga na cauda para estabilidade e controlabilidade. Uma indicação zero no controle do compensador não é necessariamente o mesmo que “compensação neutra” por causa da força exercida pelo downwash das asas e da fuselagem nas superfícies da cauda.
Os efeitos da distribuição da carga útil da aeronave têm influência significativa nas suas características de voo, mesmo quando a carga está dentro dos limites do CG e do peso bruto máximo permitido. Importante entre esses efeitos são as mudanças na controlabilidade, estabilidade e a carga real imposta à asa.
Geralmente, uma aeronave se torna menos controlável, especialmente em baixas velocidades de vôo, à medida que o CG é movido mais 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 prática comum para os projetistas de aeronaves estabelecer um limite de CG traseiro que esteja 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 utilidade para permitir giros intencionais, o limite de CG traseiro é geralmente estabelecido em um ponto vários centímetros à frente do permitido para 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 de momento longos nas posições de equipamentos pesados e cargas. A mesma aeronave pode ser carregada até o peso bruto máximo dentro de seus limites de CG concentrando combustível, passageiros e carga próximo ao CG de projeto, ou dispersando combustível e cargas em tanques de ponta de asa e compartimentos de carga à frente e atrás da cabine.
Com o mesmo peso total e CG, manobrar a aeronave ou manter voo 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 externos cheios ou tanques de ponta tende a ser lento no rolamento quando as situações de controle são marginais, enquanto uma aeronave com o nariz cheio e os compartimentos de carga traseiros tendem a ser menos responsivos aos controles do profundor.
O limite de CG traseiro de uma aeronave é determinado em grande parte por considerações de estabilidade. Os requisitos de aeronavegabilidade originais para um certificado de tipo especificam que uma aeronave em voo 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 momentaneamente puxado para cima, ele pode subir e mergulhar alternadamente, 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 sob certas condições.
A recuperação de um estol em qualquer aeronave torna-se progressivamente mais difícil à medida que seu CG se move para trás. Isso é particularmente importante na recuperação do giro, pois há um ponto no carregamento para trás de qualquer aeronave no qual um giro “plano” se desenvolve. Um giro plano é aquele em que a força centrífuga, agindo através de um CG localizado bem atrás, puxa a cauda da aeronave para fora do eixo do giro, impossibilitando a descida do nariz e a recuperação.
Uma aeronave carregada até o limite traseiro de sua faixa de CG permitida se comporta de maneira diferente nas manobras de curvas e estol e tem características de pouso diferentes do que quando é carregada perto do limite dianteiro.
O limite de CG direto é determinado por uma série de considerações. Como medida de segurança, é necessário que o dispositivo de compensação, seja aba ou estabilizador ajustável, seja capaz de manter a aeronave em planeio normal com a alimentação desligada. Uma aeronave convencional deve ser capaz de realizar um pouso em estol total e sem potência para garantir a velocidade mínima de pouso em emergências. Uma aeronave do tipo roda traseira carregada excessivamente pesada no nariz é difícil de taxiar, principalmente em ventos fortes. Ele pode ser desviado facilmente pelo uso dos freios, e é difícil pousar sem saltar, pois tende a cair nas rodas à medida que é desacelerado e alargado para o pouso. Dificuldades de direção no solo podem ocorrer em aeronaves do tipo roda de nariz, particularmente durante a rolagem de pouso e decolagem. Os efeitos da distribuição de carga são resumidos da seguinte forma:
- A posição do CG influencia a sustentação e AOA da asa, a quantidade e direção da força na cauda e o grau de deflexão do estabilizador necessário para fornecer a força de cauda adequada para o equilíbrio. Este último é muito importante por causa de sua relação com a força de controle do elevador.
- A aeronave estola em uma velocidade mais alta com uma localização de CG avançada. Isso ocorre porque o AOA de estol é alcançado em uma velocidade mais alta devido ao aumento da carga da asa.
- Forças de controle de profundor mais altas normalmente existem com uma localização de CG avançada devido ao aumento da deflexão do estabilizador necessária para equilibrar a aeronave.
- A aeronave navega mais rápido com uma localização CG traseira devido ao arrasto reduzido. 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 inclinação do nariz para baixo.
- A aeronave torna-se menos estável à medida que o CG é movido para trás. Isso ocorre porque quando o CG é movido para trás, causa uma diminuição no AOA. Portanto, a contribuição da asa para a estabilidade da aeronave agora está diminuída, enquanto a contribuição da cauda ainda está se estabilizando. Quando é atingido o ponto em que as contribuições da asa e da cauda se equilibram, então existe estabilidade neutra. Qualquer movimento de CG mais à ré resulta em uma aeronave instável.
- A localização do CG à frente aumenta a necessidade de maior pressão do elevador traseiro. O elevador pode não ser mais capaz de se opor a qualquer aumento na inclinação do nariz para baixo. O controle adequado do profundor é necessário para controlar a aeronave em toda a faixa de velocidade até o estol.
