Laudo pericial por João B. Paes de Barros, Suzana Greco de ...

João B. Paes de Barros 1
Engenheiro, Perito.
Tel 11 223 6488
Exmo. Sr. Dr. Juiz de Direito da 2ª Vara Cível Fórum João Mendes Jr
Ação# 2972/98. ORDINÁRIA. Suzana Greco de França Kleptar x Tam
Transportes Aéreos Regionais S/A. Unibanco Seguros S/A . IRB Brasil
Resseguros S/A
João B. Paes de Barros, engenheiro de Aeronáutica carteira Crea 14018/D perito
nomeado às fls. 1095 dos autos do processo supra, vem mui respeitosamente
peticionar ENTREGA DE SEU LAUDO TÉCNICO DE PROVA INDIRETA, como
requerido.
Fls de Laudo e fls de Anexo, totalizando fls.
Nestes Termos
P. Deferimento
João B. Paes de Barros
Telefone (011) 223 6488
São Paulo, 22 de junho de 2003

INTRODUÇÃO
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O trabalho pericial proposto é de escopo limitado, qual seja emitir um Laudo interpretativo
com base na Documentação Técnica gerada pelos órgãos nacionais e internacionais
responsáveis por investigar o acidente e coordenados pelo CIAA PT-MRK. É uma prova
indireta que tem por escopo dar um melhor entendimento do sinistro a nível leigo.
Embora a Documentação Técnica disponível aponte quase de forma unânime
para a inexistência de responsabilidade subjetiva da parte Ré nos Autos, a TAM, o perito
do Juízo não está em posição de contesta-los. O perito já encontrou um trabalho
investigativo acabado, isto é; os Relatórios analisados foram baseados nos manuais e
procedimentos disponíveis para a aeronave e seus componentes, foram baseados em
observações e medições quando do “joint observations on wreckage examination”, foram
baseados em testes e comparações com peças e procedimentos de aeronaves idênticas,
foram confrontados com as normas reguladoras de construção e operação aeronáutica.
Os Relatórios obtiveram a aprovação total ou com poucas restrições, dos órgãos
nacionais e internacionais de Investigação e Prevenção de acidentes aéreos; enfim,
os Relatórios analisados apresentaram suas conclusões somente após um compreensivo
trabalho técnico.
O processo investigativo foi coordenado pela CIAA PT-MRK.
CIAA - comissão de investigação de acidente aeronáutico (um para cada
acidente). A comissão para este acidente tomou a sigla CIAA PT-MRK, com membros
técnicos presididos pelo cel aviador João Luiz de Castro Guimarães.
CIAA fica dentro das atividades do SIPAER –Sistema de Investigação e
Prevenção de Acidentes Aeronáuticos controladas pelo CENIPA –CENTRO DE
INVESTIGAÇAO E PREVENÇAO DE ACIDENTES AERONAUTICOS, órgão do Estado
maior da Aeronáutica (Comando da Aeronáutica). Chefe do Cenipa na ocasião cel
aviador Douglas Ferreira Machado.
DIPAA (Divisão de Investigação e Previsão de Acidentes Aeronáuticos) faz a
investigação na aviação civil (DAC) sob supervisão do CENIPA/DAC.
Maiores informações sobre o CENIPA, acessar o site www.cenipa.aer.mil.br
As conclusões a que chegou a CIAA PT-MRK estão consubstanciadas no relatório
final CENIPA 04 de Dez/97, com cópia entregue a este perito acompanhada de carta
(anexa) de restrição ao uso do referido relatório, que, contudo, já se acha parcialmente
anexado aos autos às fls 522 a 623. O perito teve acesso também em caráter reservado,
a outros relatórios e seus anexos, tais como:
a) Análise da Falha Elétrica do Sistema de Reverso da Aeronave Fokker F100 –
compilado pelo CTA/IFI. Data de emissão nov/97.
b) Report n.º UK-28-313, title F28 Mk0070/ F28MK-0100 Safety assessment of the
Thrust Reverser Control System compilado pela empresa Fokker Aircraft BV. Data
de emissão Jun/94.

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Os seguintes órgãos e/ou empresas foram relevantes em sua participação com técnicos,
laboratórios e documentação para o TRABALHO PERICIAL da CIAA PT-MRK:
NTSB (NATIONAL TRANSPORTATION SAFETY BOARD), órgão de investigação
americano (CENIPA americano).
NASB (NETHERLANDS AVIATION SAFETY BOARD) órgão de investigação da Holanda
(CENIPA holandês).
AAIB (AIR ACCIDENTS INVESTIGATION BRANCH) órgão de investigação Inglês
(correspondente ao CENIPA brasileiro).
RLD (Rijks Luchtvaart Dienst) órgão de certificação aeronáutica holandesa (corresponde
ao FAA americano, CTA brasileiro, CAA inglês)
CAA (Civil Aviation Authority) órgão de certificação da Inglaterra.
FAA (Federal Aviation Administration) órgão de certificação aeronáutica dos EEUU.
JAA joint aviation authority (sediado na Holanda) órgão certificador de aeronáutica para
EU (corresponde ao FAA americano e ao CTA brasileiro)
CENTRO TÉCNICO AEROESPACIAL (CTA)
INSTITUTO DE FOMENTO E COORDENAÇÃO INDUSTRIAL (IFI) e
especificamente, sua Divisão de Aeronautical Certification Division & Air Safety
Investigation (IFI).
AMR laboratório de materiais do IAE/CTA - Relatórios do AMR/IAE/CTA.
FAR -Federal Aviation Regulations da Federal Aviation Administration (FAA), U.S.A.
JAR -Joint Aviation Regulations da Joint Aviation Authorities (J.A.A.), Europa.
RBHA -Regulamento Brasileiro de Homologação Aeronáutica do Departamento de
Aviação Civil (DAC), Brasil.
TAM, FOKKER, NORTHROP GRUMMAN, C.I.I. (COMMUNICATIONS INSTRUMENTS
INC- fornecedora da NORTHROP GRUMMAN).
ALLIED SIGNAL AVIONICS INC, REDMONT, WA (Redução do FDR – Registrador de
dados do vôo - "SOLID STATE FLIGHT DATA RECORDER" –SSFDR)
Oficina de Manutenção de Motores da ROLLS ROYCE (MRR) motores Rolls Royce no
Brasil (M).
Os trabalhos da comissão CIAA PT-MRK foram acompanhados por engenheiro do
CTA (José A Bresciani Meirelles – CTA – MRB ( Maintenance Review Board) - Executive
Chairman).
Os seguintes Relatórios Técnicos foram elaborados e/ou
considerados na confecção do Relatório Cenipa 04 relacionados na ordem
de sua citação.

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11/NOV/96 - Preparado por técnico da FOKKER SERVICES, nas dependências do CTA,
onde acusa uma alta resistência no SWITCH S1 do SEC LOCK ACTUATOR, que
possivelmente teria reduzido a performance do STOW LlMIT RELAY, enviando sinais
espúrios ao STOW SOLENOID da SELECTOR VALVE..........................................fls 4
07/Jan/97 - EW/B96/10/2, emitido pelo representante do AAIB, relata que a pressão
hidráulica necessária para operar o SPOOL das válvulas SELECTOR VALVE testadas
estava baixa em relação à pressão do sistema hidráulico. A válvula para o " thrust
reverser " # 2 operava de 48 a 52 PSIG (STOW -DEPLOY) e de 48 a 49 PSIG (DEPLOY -
STOW). AAIB (AIR ACCIDENTS INVESTIGATION BRANCH) órgão de investigação
Inglês (correspondente ao CENIPA brasileiro).........................................................fls 4
18/NOV/96 - JOINT OBSERVATIONS ON WRECKAGE EXAMINATION - Preparado no
CTA a título de Informação Preliminar com o acompanhamento de engenheiros e
técnicos daquele Centro e da CIAA, da FOKKER SERVICES e do Representante do
AAIB. AMR/IAE/CTA (laboratório de materiais do IAE/CTA)..
................................................................................................................................fls 5
05/DEZ/96 - AVALIACÃO DE DESEMPENHO EM SIMULADOR DO FOKKER 100. É um
relatório de análise, com o objetivo de avaliar o desempenho da aeronave FOKKER 100
nas condições do acidente. Foi elaborado por oficiais do CTA. ...............................fls 5
20/DEZ/96 - ANÁLISE ELÉTRICA DO REVERSOR DO FOKKER 100. Relatório de
análise emitido por engenheiro do CTA.....................................................................fls 6
JUNE 1994 - REPORT Nº UK-28-313 SAFETY ASSESSMENT OF THE THRUST
REVERSER CONTROL SYSTEM e seus apêndices - ANALISE DE FALHA (FAULT
TREE) - POS-MOD - O fabricante não considerou a possibilidade de um colamento dos
contatos do SECONDARY LOCK RLY 1...................................................................fls 7
23/JAN/97 - ABERTURA E FECHAMENTO DO "T/R" VERSOS “TLA”. Relatório emitido
pela CIAA PT-MRK, com o objetivo de documentar os testes realizados em duas
aeronaves FOKKER 100, onde foi verificada a relação entre o ângulo de abertura das
conchas dos reversores e a posição da manete de potência (TLA)..........................fls 7
N.º 02-AMR-E/97 - Relatório do AMR/IAE/CTA. Relatório de exames e ensaios em
diversos componentes, fraturados e não fraturados, emitido pelo AMR do Instituto de
Aeronáutica e Espaço do -IAE do CTA. Todos os componentes mecânicos que foram

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examinados fraturaram por sobrecarga, provavelmente no momento do impacto da
aeronave, e não apresentaram indícios de pré- trincas exceto o FEED BACK CABLE do
motor direito; ...............................................................................................................fls 8
03/FEV/97 - RELATÓRIO DOS testes efetuados nos SECONDARY LOCK ACTUATORS
(solenóides, micro switches s1 e s2, relé da trava secundária, do SECONDARY LOCK
ACTUATORS). Emitido pelo CTA/IFI, apresenta os testes realizados nos SECONDARY
LOCK SOLENOIDS, na empresa COMMUNICATIONS INSTRUMENTS INC (C.I.I)
(fornecedor da Grumman), nos EEUU. Os testes foram acompanhados por engenheiro do
CTA e representantes da C.I.I., NORTHROP GRUMMAN, FOKKER, NASB, AAIB, NTSB,
FAA e TAM. ...............................................................................................................fls 8
17/ABR/97 - T/R HIDRAULIC STOW CONDITIONS - Documento TS96.67993 emitido
pela FOKKER SERVICES - realização de teste para esclarecer a situação de POTÊNCIA
DO MOTOR " VERSUS " POTÊNCIA HIDRÁULICA. ...........................................fls 9
16/ABR/97 - SISTEMA ELETRICO DE CONTROLE P/ ATUAÇÃO DO REVERSO -F100
Relatório emitido por engenheiro componente da CIAA, analisa e testa a eventual
possibilidade do T/R SECONDARY LOCK RELAY 1 (K1266A), P/N FOKKER FON9-
6105D4L, apresentar uma falha interna, cuja conseqüência seria a de levar (ou manter)
inadvertidamente dois de seus contatos ( de um total de quatro) para a posição
"energizada". .........................................................................................................fls 11
25/ABR//97 - EXAMINATION AT LEACH INT. FRANCE. Relatório emitido pelo
representante do NASB, sob o N.o 520197/96-78/A-17/56, sumariando os exames
realizados na LEACH INT em 20/MAR/97 em seis relés semelhantes ao componente
FOKKER P/N FON96105D4L. Esse documento foi aceito pela LEACH, conforme
TELEFAX N.o 1285, de 05/JUN/97, como sendo o relatório final relativo às pesquisas
realizadas naquele fabricante. ..............................................................................fls 11
11/MAR/97 - TESTES DO T/R FEED BACK CABLE documento 1 -TS97.52804 a
FOKKER SERVICES informa testes no FEEDBACK CABLE. ................................fls 12

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31/JUL/97 - AVALIAÇÃO E TESTES EFETUADOS NO FEED BACK CABLE - relatório
elaborado por engenheiro, componente da CIAA, apresenta um resumo das observações
colhidas durante a realização dos testes do FEED BACK CABLE, na fábrica da FOKKER,
nos dias 05 e 06/JUN/97. ..........................................................................................fls 14
05 e 07/NOV/96 - SIMULACÃO DA CICLAGEM DO REVERSOR (HANGAR TAM). A
Engenharia da TAM, trocando informações com os engenheiros do CTA e os técnicos
estrangeiros, realizou análise dos diagramas elétricos, simulando a ciclagem dos
reversores. Foram realizadas numa aeronave da operadora brasileira. ................fls 15
Data ? - "COCKPIT VOICE RECORDER" -CVR - análise no Laboratório de Gravadores
de Vôo do "National Transportation Safety Board - NTSB", na cidade de Washington -DC,
EUA. A gravação, com um total de 35 ( trinta e cinco) minutos registrados, tem seu início
coincidindo com o momento da aproximação final do vôo anterior ao acidente. .........fls 17
4/NOV/96 – Relatório do "SOLID STATE FLIGHT DATA RECORDER" -SSFDR pela
empresa fabricante, em coordenação com o "National Transportation Safety Board -
NTSB". O equipamento é fabricado pela "Allied Signal" ( SEATTLE- USA), PN 980- 4700-
003, NS 1399. Este SSFDR armazenou dados referentes a 106 parâmetros de vôo..fls 17
DESENVOLVIMENTO DO TRABALHO PERICIAL DO PERITO DO
JUÍZO
O perito se baseou no RELATARIO FINAL CENIPA 04 (abreviadamente mencionado
como Rcenipa), emitido em 11/12/1997, do qual irá transcrever trechos e com sua
própria redação, irá fazer os comentários que achar necessário à clareza de seu Laudo e
também incluir anexos e esclarecimentos provenientes de outros Relatórios, não
anexando, no entanto, texto completo dos relatórios mencionados.
“ RELATARIO FINAL CENIPA 04
Sistema de Investigação e Prevenção de Acidentes Aeronáuticos
AERONAVE Modelo: FOKKER -100 OPERADOR Matrícula: PT - MRK TAM
TIPO: Perda de controle em vôo
ACIDENTE Local: Aeroporto de Congonhas Estado: São Paulo
Data/hora: 31/0UT/96 -10:27 UTC – (horário Greenwich).
O objetivo único da investigação de acidentes é a prevenção de futuros acidentes ou incidentes. O propósito
dessa atividade não é determinar culpa ou responsabilidade, princípio este contido no art 3.1 do Anexo 13

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da Organização de Aviação Civil lnternacional- OACI, do qual o Brasil é país signatário. Recomenda-se o
seu uso para fins exclusivos da prevenção de acidentes aeronáuticos.
1. HISTÓRICO DO ACIDENTE.
A aeronave realizava um vôo de transporte regular de passageiros, TAM 402, partindo de
São Paulo ( Congonhas -SBSP ) com destino ao Rio de Janeiro (Santos Dumont -SBRJ ).
Por volta das 08:26 – hora local de verão em São Paulo, durante a decolagem e logo
após sair do solo, a tripulação foi surpreendida por uma circunstância anormal nesta fase
do vôo, que interpretou como sendo o prosseguimento de uma indicação de falha do
sistema “auto throttle”, procurando executar imediatamente uma ação corretiva.
Foi observado por testemunhas que o reversor do motor direito abriu e fechou algumas
vezes, tendo sido ouvido o barulho correspondente a esta situação.
Durante os vinte e quatro segundos totais de vôo, a aeronave derivou à direita,
mantendo-se a baixa altura e velocidade, chegando a uma atitude de acentuada
inclinação à direita, vindo a colidir com edificações, projetando-se ao solo e incendiandose
em seguida, sofrendo perda total.
2. DANOS CAUSADOS
1. Pessoais.
Lesões Fatais: Tripulantes 06, Passageiros 89, Terceiros 04.
2. Materiais
a) À aeronave
A aeronave sofreu avarias acima de qualquer recuperação.
b) A terceiros
Em virtude do acidente ter ocorrido numa área residencial, várias edificações
da Rua Luís Orsini de Castro, no Bairro Jabaquara, foram atingidas. “
3. INFORMAÇÕES SOBRE A AERONAVE
Modelo F28MK 0100, marcas de nacionalidade e de matrícula PT -MRK, foi fabricada
pela FOKKER AIRCRAFT B.V., em 07/FEV/93, sob o número de série 11440, estando
registrada no Registro Aeronáutico Brasileiro (RAB) como sendo de propriedade de BBV
Leasing Funds GMBH CO MY KG e tendo como operadora a TAM Transportes Aéreos
Regionais S/A.
a) Célula. Possuía, na ocasião do acidente, 8.171 horas totais de célula. Os serviços de
revisão e manutenção foram considerados periódicos e adequados e seus Certificados
de Aeronavegabilidade e Matrícula estavam válidos.

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b) Motores. A aeronave estava equipada com dois MOTORES ROLLS ROYCE,
MODELO TAY 650-15, identificados com o S/N 17336 no lado esquerdo, e o S/N 17367,
no lado direito, conforme o previsto no TYPE CERTIFICATE (TC) para essa aeronave.
4. ANÁLISE DO SISTEMA DE REVERSÃO DOS MOTORES (sistema
hidráulico e sistema elétrico)
4.I Sistema Hidráulico.
O sistema hidráulico do reversor é simples, possuindo basicamente dois
componentes vitais, que são:
O THRUST SELECTOR VALVE, que atua hidraulicamente no sistema e é acionada
eletricamente; e o
THRUST RVSR ACTUATOR, que é acionado hidraulicamente para atuar no sistema
mecânico de abertura e fechamento das Conchas de Reversão (T/R – Thrust
Reverser). Ambos são hidraulicamente alimentados pelo SISTEMA HIDRÁULICO
PRINCIPAL.
A aeronave estava equipada, conforme seu TC (Type Certificate), com duas válvulas
do Modelo 114168001, fabricadas pela DOWTY AEROSPACE HYDRAULICS. Essas
válvulas foram testadas e inspecionadas no Fabricante, em ONCHAN -ISLE OF MAN
-UK, a inspeção foi acompanhada por engenheiro do CTA e por representantes da
DOWTY, da FOKKER SERVICES, da AAIB, da NASB e da TAM. A conclusão dos
testes foi de que nenhuma das duas válvulas do sistema apresentou qualquer
anomalia operacional.
Por outro lado, a partir do JOINT OBSERVATIONS ON WRECKAGE EXAMINATION
em Relatório preparado no CTA a título de informação preliminar referente às
avaliações realizadas em vários componentes dos reversores dos motores 1 (LH) e 2
(RH) e que teve o acompanhamento de engenheiros e técnicos daquele Centro, da
CIAA PT-MRK, da FOKKER SERVICES e pelo Representante do AAIB, em
18/NOV/96, concluiu-se que o SISTEMA HIDRÁULICO PRINCIPAL operava normal
por ocasião do acidente.
Não se encontrou, portanto, qualquer evidência que indicasse que o Sistema Hidráulico
tivesse tido importância no acidente.
4.ll Sistema Elétrico
As evidências indicam ser este um dos fatores contribuintes para a abertura do
reversor em vôo.
Pela Análise da Redução (Interpretação) dos Dados do SSFDR ("SOLID STATE
FLIGHT DATA RECORDER" ou FDR, ou caixa preta) feito pela ALLIED SIGNAL
AVIONICS INC, REDMONT, WA e pela investigação do fator material para cada um

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dos componentes do Sistema elétrico, constatou-se que neste acidente ocorreu uma
pane de "REVERSER UNLOCKED".
Analisando-se o trecho gravado no SSFDR entre o momento do LIFT OFF (tirada da
roda chão - rolamento) e o primeiro impacto, pode-se verificar que a curva de EPR 2
(Potência do Motor Direito 2) apresenta três ciclos de redução e aplicação de potência
e a curva de posição do T/R - E2 ( Thrust Reverser – T/R, Concha do reversor Direito)
apresenta um único movimento indo de TRNS (Posição TRANSIT) para DPLD
(Posição DEPLOYED).
O T/R tem duas posições: STOW (travada fechada), DEPLOYED (travada aberta) e
pelo FDR a “posição” TRANSIT (não travada). A “posição” TRANSIT não é
exatamente uma posição, ela aparece no FDR - Flight Data Recorder - indicando que
a concha está em um curso intermediário, ou seja, para efeito de gravação no FDR,
existem três mensagens a serem gravadas, quais sejam, as das duas posições
citadas e uma terceira mensagem que não seria uma posição propriamente dita, mas
uma INFORMAÇÃO de que o T/R estaria fora das posições travadas Aberta ou
Fechada. Como não existem sensores intermediários para definir se ele estaria na
metade do percurso, ou a ¼, ou a ¾, a indicação é de TRANSIT. O importante fato é
saber que pelo FDR o T/R estava destravado com a aeronave correndo pista para
decolar, suscetível a uma abertura não comandada a qualquer momento.
Analisando-se as informações do Documento T/R HIDRAULIC STOW CONDITIONS -
Documento TS96.67993 emitido pela FOKKER SERVICES (fls 10 do Relatório da
CENIPA):
“pode-se verificar que o gráfico EPRE2 (Potência do Motor Direito) indica que houve três
ciclos de redução e aplicação de potência e o gráfico TLA2 (Angulo da Manete de
Potência do Motor Direito) indica que houve três ciclos de retardo e avanço da referida
manete.”
Comparando com as curvas acima descritas (T/R -E2-Concha do reversor Direito) versus
EPRE2-Potência do Motor Direito) e com a informação prestada por testemunha visual
(fls 10 do RCenipa), a do mecânico de manutenção de aeronaves que viu a ciclagem do
reversor do motor direito na decolagem, pode-se afirmar que, embora tenham ocorrido
pelo menos três ciclos completos de abertura e fechamento das conchas do reversor do
motor direito, não existindo sensores intermediários para definir se ele estaria na metade
do percurso, ou a ¼, ou a ¾, o SSFDR registrou apenas o momento em que o reversor
alcançou a posição FULLY DEPLOYED, isto é; apenas quando o reversor permaneceu
nesta posição "certo tempo", necessário para o registro elétrico dessa posição física.
Às fls 10 do RCenipa é analisada a existência do quarto (4 o .) ciclo do Reversor.
4.II a. SISTEMA ELETRICO DE CONTROLE DE ATUAÇÃO DO REVERSO - F100 –
O perito do Juízo anexa os diagramas:

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- “TROUBLE SHOOTING SCHEMATIC MANUAL” – Diagrama 2, versão PÓS-MOD -
Sistema Elétrico e mecano-hidráulico do Reverso mostrando o estojo do Secondary Lock
Actuator (conjunto atuador da trava secundária - C.I.I. P/N A-1355 - S/N 870, do reversor
direito (S/N 874 do reversor esquerdo); mostra este conjunto interagindo com as
conchas do T/R e o Feed back cable. Observar o estojo do SECONDARY LOCK
ACTUATOR com o “Solenoid” e duas chaves interruptoras (SWITCHES): chave S1 e
chave S2, para controle de atuação para posição UNLOCKED e LOCKED.
- “TROUBLE SHOOTING SCHEMATIC MANUAL” - Diagrama 1, versão PRÉ-MOD -
Sistema Elétrico do Reverso e Diagrama 1, versão PÓS-MOD - Sistema Elétrico do
Reverso. Vê-se que o Sistema Elétrico de Reverso, possui três RELAYs na versão PRÉ-
MOD e quatro na versão PÓS-MOD:
K2906A – Thrust Reverser Secondary Lock Relay 2 Eng 2 – Deploy Relay - com o
“Solenoid” e duas chaves interruptoras (SWITCHES): chave A e chave X.
Controle de atuação para posição DEPLOYED (T/R SECONDARY LOCK
RELAY2 ENG 2)
K1266A – Thrust Reverser Secondary Lock Relay 1 eng 2 – Stow Relay – com o
“Solenoid” e três chaves interruptoras (SWITCHES): chave X, chave C e Chave A.
Controle de atuação para posição STOW (T/R SECONDARY LOCK RELAY1
ENG 2). A chave A na posição A3, A2 comanda o SEC LOCK ACTR (Atuador da
trava do STOW).
K3321 – Deploy Limit Relay eng 2 – com o “Solenoid” e três chaves interruptoras
(SWITCHES): chave B, chave A e chave X.
Na versão pós-mod foi incluído mais um Relay, K 4170 A – Stow Limit Relay eng
2 – com o “Solenoid” e duas chaves interruptoras (SWITCHES): chave A e chave
X.
No controle do Reverso Motor Direito estas peças fazem parte do comando para a
válvula seletora, SELECTOR VALVE manter pressão hidráulica no atuador hidráulico
(ACTUATOR) de tal forma que mantém as conchas travadas em posição, ao mesmo
tempo em que fornecem retro informação ao FDR (Flight Data Recorder) e ao sistema de
alarme da cabine (FWS – Flight Warning System).
Durante seção da JOINT OBSERVATIONS ON WRECKAGE EXAMINATION de
18/Nov/96, com presença de representantes da CIAA PT-MRK, da Fokker Services e da
AAIB, foram testadas no CTA, peças SWITCH REVERSER SECONDARY LOCK RELAY
1 ENG 2, S1 e S2 rejeitadas em serviço; as peças S1 testadas, quando comandadas
manualmente para se obter a posição correspondente a totalmente estendida
(DEPLOYED) até a posição totalmente retraída (STOW), mediram valores de resistência
elétrica de até 357 OHMS, considerados extremamente altos, uma vez que o normal
seriam valores de resistências que não excedessem 0.7 OHMS;
As mesmas medições em SWITCH S1 do lado do ENG 1 (LH) mostraram valores
de, no máximo, 0.5 OHMS;

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Testes realizados nos EEUU na empresa COMMUNICATIONS INSTRUMENTS INC -
C.I.I - fornecedora da Grumman, nos conjuntos da trava secundária - SECONDARY
LOCK ACTUATORS (solenóides, micro switches s1 e s2), tiveram seus resultados
registrados no relatório emitido pelo CTA/IFI, em 03/FEV/97. Os testes foram
acompanhados por engenheiro do CTA e representantes da C.I.I., da NORTHROP
GRUMMAN, da FOKKER, da NASB, da AAIB, da NTSB, da FAA e da TAM (fls 8,
Rcenipa).
O relatório concluiu que "Os testes realizados nos dois solenóides do Secondary
Lock Actuator (C.I.I, P/N A-1355, S/N 874 -do reversor esquerdo e S/N 870 -do reversor
direito) de atuação da trava secundária das portas dos reversores de empuxo das
turbinas mostraram inconsistência nas respostas dos mesmos e a conseqüente falta de
confiabilidade por eles apresentada.
Mesmo assim, ficou claro que as unidades continuam a ser montadas e fornecidas
aos clientes com as deficiências que, aparentemente, só não eram de conhecimento do
FAA - uma vez que o Fabricante demonstrou que já as conhecia e o Representante
Acreditado da FAA mostrou-se surpreso com o que presenciou.
Em resumo, os componentes (S/N 870-motor direito e S/N 874-motor esquerdo)
que equipavam a aeronave acidentada, apresentaram nos testes operacionais propostos
e realizados, desempenho muito inferior ao mínimo aceitável para garantir a segurança e
a confiabilidade do sistema e, conforme o concluído ao final dos trabalhos,
especificamente a de S/N 870 (do reversor direito), teve parcela de contribuição na
seqüência de eventos que levaram à abertura não comandada das portas do reversor de
empuxo da turbina n.º 2, durante a fase de decolagem da aeronave.
Relatório emitido por engenheiro componente da CIAA PTMRK, datado de
16/ABR/97 – fls 11, Rcenipa -, analisa a possibilidade do T/R SECONDARY LOCK
RELAY1 ENG 2 - N.º K1266A - P/N FOKKER FON9-6105D4L ter apresentado uma falha
interna, resultando em colamento de pelo menos dois contatos no SECONDARY LOCK
RL1, cuja conseqüência seria a de levar (ou manter) a energisação do STOW SOLENOID
permanentemente. A SELECTOR VALVE ficou vulnerável a um sinal que comandasse a
abertura das conchas o que aconteceu porque a barra de emergência está sempre
obrigatoriamente energisada.
O RELAY suspeito SECONDARY LOCK RELAY 1 ENG 2 não foi achado nos
destroços. Os testes se basearam, portanto em outras peças.
O relatório de 16/ABR/97 chegou a conclusão de que a falha não foi devida a uma
inadvertida alimentação elétrica pela fiação de controle do T/R SECONDARY LOCK
RELAY1 ENG 2, mas sim devido a uma falha interna, pois que o outro RLY, o K2905A
(T/R SEC. LCK. RLY 2 ENG 2) que estava ligado na mesma fiação permaneceu
desenergisado.

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Informa ainda o relatório que cargas indutivas, como aquelas sobre o SEC. LCK
ACTUATOR SOLENOID são prejudiciais aos contatos que as comandam, principalmente
na desenergisação, caso não haja um diodo de proteção, o que é o caso.
Nota do Perito do Juízo: Em comentários sobre Relatório preliminar da Cenipa, datados de
28 de outubro 1997, o Sr. GWM Bodewes, Chairman of the Board da NASB
(NETHERLANDS AVIATION SAFETY BOARD), DISCORDA de que o valor dessas cargas
indutivas sejam altas o suficiente para danificar os contatos baseado em testes de
operação normal com a desergenisação simultânea do SEC. LCK ACTUATOR SOLENOID
e do DEPLOY SOLENOID; mas, ao mesmo tempo CONCORDA que durante a
desernegisação do Sec Lock Actuator, cargas indutivas nos contatos A1-A2 do
SECONDARY LOCK RELAY 1 poderiam ocorrer como resultado de mal funcionamento de
outro componente do sistema elétrico do T/R.
Avalia ainda o relatório de 16/ABR/97 a possibilidade de que, durante serviços de
manutenção, devido a prática de "ciclos rápidos" de reversão em que se comande o
fechamento das conchas antes de se ter completado sua abertura e, neste caso, o
desligamento dos dois solenóides de K 1266A e de K3321 será efetuado pelo STOW
SOLENOID do RLY, K 1266A. A interrupção simultânea dos dois solenóides juntos
poderia comprometer os contatos neste RLY.
O relatório conclui pela possibilidade de que uma falha simples no RLY K
1266A, causada pela "fusão" de qualquer dos contatos A1/A2, C1/C3/C2, X1/X2 (em
especial A1/A2), o que em seqüência causaria o contínuo comando do DEPLOY
SOLENOID e, ao mesmo tempo, provocaria a inibição dos alarmes, não iria sinal para a
sistema de alarme da cabine - FWS , visto que estes dependem do fechamento dos
contatos C2/C3, fechamento este que, nesta possibilidade, não ocorreria.
No procedimento de REVERSER UNLOCKED descrito no AIRPLANE
OPERATION MANUAL, a tripulação teria a informação de falha através da luz MASTER
CAUTION e do aviso no MFDS (aviso! REVERSER ENG 2), porém, segundo os dados
do CVR esta informação não chegou à tripulação. A informação de THRUST REVERSER
UNLOCKED estava disponível no SSFDR e não estava disponível para a tripulação.
Houve inibição dos alarmes, visto que estes dependem do fechamento dos contatos
C2/C3.
Nota do perito do Juízo:
MFDS - Main Function Display System – tela no painel de instrumentos que dá
todas informações dos componentes unidades principais: motor, parte eletrica,
hidraulica, externas (pressão, temp, DAU – data acquisition unit, etc...)
CVR - "COCKPIT VOICE RECORDER"
FWS – Fight Warning System
Aqui neste ponto o Rcenipa chama atenção para duas modificações havidas no projeto
da versão que chamou pós-mod, versão da aeronave acidentada. Através de emissão do
Boletim de Serviço Fokker F100-78-004 em 18 de dezembro de 1990, algumas
modificações foram introduzidas no esquema elétrico:

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a) Para otimizar o sistema de acionamento dos reversores de fluxo e permitir a
sua atuação mesmo em ocorrência de emergência elétrica da aeronave, esse
boletim introduziu, na frota mundial, a alteração da fonte de alimentação
elétrica do circuito, que passou a ser fornecida pela barra de emergência –
EMERGENCY BUS (barra da bateria), ou invés da barra principal –
ESSENTIAL BUS - como no projeto originalmente aprovado (pré-mod).
b) Pelo mesmo Boletim de Serviço foi introduzido um STOW LIMIT RELAY com
a função de cortar a energisação do solenóide STOW no final do curso do
STOW.
c) Tais alterações minimizaram a proteção contra uma abertura inadvertida das
conchas da T/R como se comentará em capítulo a seguir, onde se faz a
análise de falhas (ANÁLISE DO PROJETO através do Diagrama de Falha do
“T/R Control System”).
4.II b. ANÁLISE DO PROJETO através do Diagrama de Falha do “T/R Control System”
(ARVORE DE FALHAS DO FABRICANTE FOKKER PARA ESTE SISTEMA)
NOTA # 1: FAR - Federal Aviation Regulation - Nº 25.1309 e AC - ADVISORY
CIRCULAR -Nº 25.1309-1A foram baixadas via Internet e estão anexadas ao Laudo do
perito do Juízo.
(1). A FAR 25.1309 determina, resumidamente, que equipamentos, sistemas e
instalações de uma aeronave, considerados separadamente ou em relação a outros
sistemas, devem ser definidos de forma que, na ocorrência de qualquer falha que possa
impedir a continuação do vôo seguro e o pouso da aeronave, a falha deve ser
classificada como "extremamente improvável";
(2). A AC Nº 25.1309-1A determina, resumidamente, que para uma falha ser considerada
"extremamente improvável", a probabilidade da falha ocorrer deve ser da ordem de
10^(-9) ou menos: uma falha por bilhão de horas voadas.
NOTA # 2: Os Diagramas de ANÁLISE DE FALHAS (FAULT TREE). As fontes de
referência foram:
a) Análise da Falha Elétrica do Sistema de Reverso da Aeronave
Fokker F100 – produzido pelo CTA/IFI, Data de emissão nov/97.
b) Report n.º UK-28-313, title F28 Mk0070/ F28MK-0100 Safety
assessment of the Thrust Reverser Control System produzido pela
empresa Fokker Aircraft BV. Data de emissão Jun/94.
Estão anexados ao Laudo quatro diagramas de análise de falha:

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- Diagrama de Análise de Falha para a versão pré-Mod conforme consta do Report n.º
UK-28-313. Data de emissão Jun/94
- Diagrama de Análise de Falha para a versão pré-Mod refeito pela Fokker
após o acidente (1997).
- Diagrama de Análise de Falha para a versão pós-Mod conforme consta do Report n.º
UK-28-313. Data de emissão Jun/94
- Diagrama de Análise de Falha para a versão pós-Mod refeito pela Fokker após
o acidente (1997).
(a) ANÁLISE DO PROJETO -Pré-Mod ( pré-modification -antes da modificação)
- Pág 6 item a) do Rcenipa -
Quando a aeronave foi certificada no Brasil, em 1990, o sistema elétrico estava numa
configuração em que o solenóide STOW da THRUST RVSR SELECTOR VALVE
permanecia sempre energizado, mantendo o THRUST RVSR ACTUATOR sob pressão
de linha hidráulica, no sentido de fechar as conchas, exceto quando era comandada, no
pouso, a abertura do reverso. Essa condição garantia maior confiabilidade quanto a
abertura inadvertida dos reversores, mas a alimentação era provida pela ESSENTIAL DC
BUS, o que não permitiria o uso do reverso, no pouso, se houvesse uma condição de
"perda" dessa barra;
ANÁLISE DE FALHA (FAULT TREE) -PRÉ-MOD
O relatório de análise de falha do reversor emitido pelo fabricante para o processo de
homologação não apresentava todas as condições possíveis de INADVERTENT
POSITIVE e não considerava a possibilidade de uma falha dormente (DORMANT FAIL),
sendo a probabilidade de falha calculada como da ordem de 10^(-11), uma falha por cem
bilhões de horas voadas, o que atendia a JAR/FAR 25.1309 no nível de falha
"extremamente improvável".
(b) ANÁLISE DO PROJETO -Pós-Mod (pós-modification -após modificação)
Pág 6 item b) Rcenipa
Para otimizar o sistema de acionamento dos reversores de fluxo e permitir a sua
atuação mesmo em ocorrência de emergência elétrica da aeronave, algumas
modificações foram introduzidas no esquema elétrico, através de emissão do Boletim de
Serviço Fokker F100-78-004 em 18 de dezembro de 1990. Esse boletim introduziu, na
frota mundial, basicamente a alteração da fonte de alimentação elétrica do circuito, que
passou a ser fornecida pela barra de emergência (barra da bateria), ou invés da barra
principal como no projeto originalmente aprovado.

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A FOKKER emitiu o SERVICE BULLETIN F100-78-004 em 18 de dezembro de 1990, que
mudou a alimentação para a BATTERY BUS (barra de emergência), mas houve a
necessidade, para atender aos rígidos requisitos de tempo de operação da aeronave na
condição de emergência elétrica, de economizar energia. Essa economia foi conseguida
desenergisando-se o solenóide STOW com a introdução de um STOW LIMIT RELAY,
que energizava o solenóide STOW somente quando havia um comando positivo neste
sentido. Porém, essa condição, durante as fases do vôo em que o reversor não é
utilizado, mantém o THRUST RVSR ACTUATOR sem pressão de linha hidráulica.
ANÁLISE DE FALHA (FAULT TREE) -PÓS-MOD
O diagrama de análise de falha do reversor feito pelo fabricante, considerando a versão
PÓS-MOD, mesmo não levando em conta uma falha dormente, indica que a
probabilidade de uma abertura inadvertida dos reversores é da ordem de 10^(-6), uma
falha por milhão de horas voadas. Portanto, a versão PÓS- MOD não satisfaz aos
requisitos de aeronavegabilidade da FAR/RBHA 25.1309 e AC Nº 25.1309-1A, embora
tenha sido analisada e conseqüentemente aprovada pela autoridade de certificação
primária, aquela do país de origem da aeronave, no caso a autoridade holandesa RLD
(Rijks luchtvaart dienst -Dutch Airworthiness Authority), responsável pela aprovação do
projeto de tipo e emissão do respectivo Certificado de Homologação de Tipo.
5. FEED BACK CABLE 1-TS97.52804 -T/R FEED BACK CABLE
O cabo é o conjunto de um CABO MORSE -parte FÊMEA, acoplada com um CABO
GRUMMAN -parte MACHO, unidos por um TURNBUCKLE para “quick disconnect” –
O Tunrbuckle é fabricado pela Teleflex Aerospace Inc-
O Perito do Juízo anexou ao seu Laudo, os desenhos:
“TROUBLE SHOOTING SCHEMATIC MANUAL” – Diagrama 2 (mecanohidráulico)
interativo do Feed back cable com as conchas do T/R, versão pósmod.
“FEEDBACK SYSTEM CABLE CONNECTOR ENGAGEMENT – TO SCALE”
Este é o desenho esquemático do engate macho – fêmea do FEED BACK
CABLE e seus componentes, como mostrado na carta da AAIB de
4/nov/1997 acompanhado dos comentários AAIB COMMENTS ON
COMMISSION DRAFT REPORT OF 12 SEPT 97.

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A partir do TROUBLESHOOTING SCHEMATIC MANUAL do F100 - sistema mecanohidráulico
versão pos-mod vê-se que por condições de projeto a manete de potência
do motor (TL) é escravizada ao respectivo reverso. É um sistema de proteção contra
uma abertura inadvertida de reverso em vôo e a certificação dessas aeronaves exige
que esta proteção seja operacionalizada, pois caso ocorra uma abertura inadvertida
do reversor em vôo, o motor é ao mesmo tempo reduzido para Flight IDLE (marcha
lenta). A escravização na manete de potência ao respectivo reverso se faz pelo FEED
BACK CABLE, o que obriga o recuo imediato da TL para o batente de marcha lenta
(posição IDLE), devendo ficar travada nessa posição.
Pela simulação do vôo nas condições do acidente considerando os parâmetros
existentes no aeródromo de Congonhas no momento do acidente e pela Análise da
Redução (Interpretação) dos Dados do SSFDR ("SOLID STATE FLIGHT DATA
RECORDER" ou FDR, ou caixa preta) feito pela ALLIED SIGNAL AVIONICS INC,
REDMONT, WA, a razão de subida - com reversor aberto e trem de pouso baixado
seria ainda positiva no valor de +120 pés/min, isto é; se não tivesse havido a falha de
um elemento do sistema mecânico, o FEEDBACK CABLE, a aeronave poderia ter
levantado vôo.
5.I. TESTES REALIZADOS NO FEED BACK CABLE
a) Os cabos da aeronave acidentada foram encontrados e o resultado das medições
e analises e foram –:
O cabo do motor DIREITO, foi encontrado desconectado no TURNBUCkLE -
não suportou o esforço concha mais força do piloto e "desconectou"-,
possibilitando o posicionamento da manete de potência a frente com as
conchas do reversor abertas). Não foi testado por tração em laboratório
O cabo do motor ESQUERDO estava normalmente conectado no
TURNBUCKLE. Não foi testado por tração em laboratório.
b) Testes realizados nos laboratórios do CTA, a título de informação preliminar
referente às avaliações de material realizadas em vários componentes, Relatório do
AMR/IAE/CTA (laboratório de materiais do IAE/CTA) em 18/NOV/96. Foi testado um
cabo novo, de mesmo numero de parte, utilizando uma máquina de tração
convencional - tipo dinamômetro -, não foi considerado representativo porque foi
realizado sem seguir parâmetros que simulassem a ação do piloto na manete de
potência e a abertura das conchas. Os resultados obtidos no CTA não foram
considerados oficiais, só foram utilizados como referencia de resistência à tração de
um cabo idêntico ao instalado na aeronave acidentada. Nestas condições, o ensaio
de tração realizado com CABO NOVO, indicou que a separação física (SOLTURA) do
"pino de ligação" do seu "alojamento" foi iniciada quando a carga atingiu 240 Kgf ou
seja, 2.359,17 N. (Fl 8 Rcenipa).

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Com o cabo novo que foi usado no ensaio de rompimento por tração, pode-se
verificar que as medidas finais de abertura interna e da parede externa do
"alojamento" do "pino de ligação" (“TURNBUCKLE”) entre as partes traseira e
dianteira do cabo:
CABO NOVO RH – ABERTURA = 2,92mm - PAREDE = 4,46mm,
, foram bastante semelhantes em comparação ao FEED BACK CABLES que estavam
instalados na aeronave acidentada:
MOTOR RH - ABERTURA = 2,89mm - PAREDE = 4,49mm
A comparação dos FEED BACK CABLES que estavam instalados na aeronave
acidentada apresentaram, contudo, resultados diferentes entre si no que tange as
medidas finais de abertura interna e da parede externa do "alojamento" do "pino de
ligação" entre as partes traseira e dianteira do cabo (“TURNBUCKLE”):
MOTOR RH - ABERTURA = 2,89mm -PAREDE = 4,49mm
MOTOR LH - ABERTURA = 2,21mm -PAREDE = 4,14mm
c ) Testes no FEED BACK CABLE colhidos nos laboratórios da fábrica da FOKKER
NV, nos dias 05 e 06/JUN/97 conforme constam em relatório de 31/JUL/97 elaborado
por engenheiro do CTA que representou a CIAA PT-MRK. Estes dão os testes
considerados “oficiais” para esta peça.
Foram usados quatro cabos novos idênticos, certificados para serem usados em
aeronaves F-100, (dois em cada dia de ensaio), da seguinte forma: o primeiro deles
foi utilizado para calibrar o dispositivo hidráulico que simula a ação do piloto na
manete e o esforço de tração provocado pela abertura das conchas. O segundo foi
utilizado no ensaio para o resultado "oficial" do teste do dia 05/JUN/97: houve a
separação quando o valor da carga no lado do reversor atingiu 2625 N, enquanto o
valor da carga no lado da manete TL atingiu 1835 N. Página 14, item (15)-2 Rcenipa.
No dia seguinte, foi repetido o ensaio do dia anterior, usando um cabo novo para
calibração e outro novo para a coleta de dados para o resultado "oficial" do teste do
dia 06/JUN/97: houve a separação quando o valor da carga no lado do reversor
estava em 2500 N, enquanto a carga no lado da manete TL era de 1732 N. Página
14 item (15)-3 Rcenipa.
Os testes também foram positivos em apontar o local em que a separação do
FEEDBACK CABLE ocorreu, que foi internamente ao TURNBUCKLE, cujo diâmetro
interior é maior do que o diâmetro da capa externa do cabo, o que permitiu que
houvesse uma "expansão" da conexão fêmea com a saída do pino macho durante o
tracionamento e que resultou em danos a essas peças de forma similar aos danos
ocorridos nas peças pertencentes ao motor direito do PT -MRK, cuja avaliação consta
do relatório No. 02-AMR-E/97.
d) TESTES ANTERIORES FEITOS PELA FOKKER SERVICES -:

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Analisando-se as informações do Documento TS 97.52804 emitido pela FOKKER
SERVICES em 11/mar/97 (fls 12 do RCenipa) a respeito dos testes por ela efetuados
o documento ressalta, entre outras informações:
A especificação de projeto da Fokker, constante no documento UK 28.292 (fls 12
Rcenipa), para a situação em que o piloto está exercendo força máxima (estática)
sobre o TL é de 632 lb (2815 N). Conforme certificado, portanto, falha ou desconexão
do FEEDBACK SYSTEM não deveria ocorrer antes de tensão no cabo atingir o valor
de 632 Ib. (2815 N).
Em testes onde a Fokker usou incrementos de 500 N, quando a carga de teste
alcançou 3500 N (786 Ib.), o engate (FÊMEA/MACHO) se abriu, sem fratura, com
formação de engrossamento da parte macho do cabo – cabo GRUMAN - que
alcançou a borda interna do TURNBUCKLE, preenchendo a folga construtiva
existente no cabo. O deslocamento da conexão macho foi de, aproximadamente, 36,0
mm (20,5 mm de estiramento e 15,5 mm de deslocamento do conjunto).
Os resultados obtidos pela FOKKER SERVICES nestes testes de 11/mar/97 (fls 12 do
RCenipa) não foram considerados oficiais, sendo só foram utilizados como referência
de resistência à tração de um cabo idêntico ao instalado na aeronave acidentada.
Contudo, analisando-se as informações fls 11 do Documento P-100-3018, de
MAR/97, emitido pela FOKKER SERVICES (fls 13 do RCenipa) vê-se que houve
"deslocamento" do engate; nota-se que existe um espaço interno no TURNBUCKLE,
onde a fricção deixa de existir uma vez que a conexão fica exposta, e a fêmea do
conector não está mais radialmente comprimida.
5.II. Conclusão relevante sobre o FEED BACK CABLE:
Os Requisitos de Projeto da FOKKER estipulavam um valor limite de 2812 / 2815
N, considerando a concha aberta e o piloto exercendo máximo esforço ao levar a
manete de potencia TL à frente. O projeto da FOKKER ao especificar o sistema
de FEEDBACK seguiu valores preconizados pela maioria dos fabricantes
aeronáuticos, estipulando um valor limite de 2812 N, isto é; EMBORA, não
considerando em projeto o caso do piloto resistindo à tendência da manete TL de
recuar pela ação das conchas se abrindo como havido neste acidente, o valor
2812 N estipulado pela própria FOKKER em seus Requisitos de Projetos é maior
que o valor registrado nos testes “oficiais”, que foram 1835 N, 1732 N.
Os testes foram positivos em apontar o local em que a separação do FEEDBACK
CABLE ocorreu, que foi internamente ao TURNBUCKLE, cujo diâmetro interior é
maior do que o diâmetro da capa externa do cabo, o que permitiu que houvesse
uma "expansão" da conexão fêmea com a saída do pino macho durante o
tracionamento e que resultou em danos a essas peças de forma similar aos danos
ocorridos nas peças pertencentes ao motor direito do PT -MRK, cuja avaliação
consta do relatório do CTA – AMR de 18/NOV/96.

6. TREINAMENTO DOS TRIPULANTES
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O procedimento de "reverser unlocked" na decolagem deixou de ser treinado no
simulador de vôo pelos tripulantes da empresa (fls 20, fls 33 Rcenipa).
O comportamento da aeronave, obtido em ensaio no simulador, corresponde ao previsto
nos gráficos do Manual de Vôo (AFM).
A abertura e fechamento cíclicos de um reversor em vôo ou na fase de decolagem não
constava do programa de treinamento em simulador de vôo da aeronave ("Full FIight
Simulator Training Program") e sequer dos manuais de vôo e de operação aprovados da
aeronave (nos capítulos "emergency procedures" e "abnormal procedures "); e,
conseqüentemente, os tripulantes não eram treinados para o reconhecimento de uma
ocorrência dessa natureza, tal qual se manifestou, uma vez que, segundo o concluído
pela Comissão de Investigação, a possibilidade da falha ("pane inusitada"), foi
desconsiderada pelo fabricante da aeronave.
O programa computacional e o plano para o treinamento dos tripulantes não
contemplavam a situação de abertura de um ou ambos os reversores de empuxo durante
a fase de decolagem porque o fabricante da aeronave - suposto o que mais dela
conhecia e quem estabelece o programa de treinamento, provendo de informações
técnicas o fabricante do simulador -considerava "muito remota" a possibilidade real de
uma ocorrência desse gênero nessa fase inicial do vôo e, em ocorrendo, a abertura do
reverso em vôo não é considerada uma “emergência” na decolagem, mas sim uma
“anormalidade”. Conforme verificado no ensaio realizado em simulador, a aeronave
sobrepujaria tal adversidade com motor em potência de decolagem mesmo com o trem
de pouso não recolhido, justificando a não necessidade da inclusão de tal "anormalidade"
no programa de treinamento, mesmo em sua fase mais avançada (Fase III-simulador de
vôo nível D).
A simulação da abertura e fechamento cíclicos de um reversor em vôo ou na fase de
decolagem seria possível desde que se incluísse no modelo matemático do programa os
vários parâmetros representativos da atuação do sistema. A condição de arrasto devido
ao reversor aberto daria lugar a um delta de arrasto "intermitente", função do tempo e da
posição (ângulos de abertura) das portas do reversor. De maneira análoga poder-se-ia
simular outros parâmetros a ser estudados e/ou modificados.
Representantes da Comissão, durante a investigação do acidente, para que fosse
simulada (com base nos dados dos gravadores de voz da cabina -CVR - e de dados de
vôo -SSFDR) a situação ocorrida e fossem compreendidas as reações da aeronave,
tiveram que operar "manualmente" o simulador de vôo da mesma, no que se refere à
abertura cíclica dos reversores, introduzindo sinais externos, nos instantes registrados no
SSFDR, para obtenção das curvas de desempenho que buscavam.
“O procedimento de "reverser unlocked" na decolagem deixou de ser treinado no
simulador de vôo pelos tripulantes da empresa, tendo recebido correspondência do
Fabricante da aeronave endereçada ao operador, após consulta prévia deste, datada de
28 de junho de 1995” (item aa. fls 38 do Rcenipa);
Na referida correspondência, foi informado que uma abertura do reverso em vôo através
do seu acionamento não seria possível, devido a proteção do "Switch Ground/Flight" do

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sistema selecionado. Dessa maneira, uma abertura do reverso em função de uma falha
da trava mecânica, logo após a decolagem, não deveria ocorrer se a velocidade
estivesse abaixo de 200 Kt (370,54 Km/h). (item bb. fls 38 do Rcenipa);
O operador não questionou a resposta dada. O caso em pauta envolvia problema de
homologação da aeronave, bem acima, portanto, das possibilidades técnicas do
operador.
Um questionamento à autoridade homologadora que cabe por parte do operador, é
quando durante a operação da aeronave ou mesmo na prática de sua manutenção de
rotina, é observada uma condição insegura (oriunda do projeto ou da operação) não
prevista ou não constante dos manuais, boletins ou outros disponíveis ao operador.
Em qualquer outra situação, não há obrigatoriedade do operador em questionar o
processo de homologação de uma aeronave, quer seja ela de fabricação nacional ou
estrangeira. Não há nos regulamentos Aeronáuticos ( FAR / JAR / RBHA Parte 121
(Homologação e Operação de Empresas de Transporte Aéreo Público Operando
Grandes Aviões) e o FAR / JAR / RBHA Parte 135 (Homologação de Empresas de
Transporte Aéreo Público Operando Pequenos Aviões) imputação de obrigatoriedade
para o operador questionar o processo de homologação da aeronave.
7. DOCUMENTAÇÃO TÉCNICA
Quanto a documentação técnica ( manuais, informativos técnicos, boletins de serviço),
acham-se abaixo listados
- manual de vôo (AFM),
- "Quick Reference Handbook" (QRH),
- manual de operação (AOM),
- manual de manutenção (AMM),
- "Master Minimum Equipment List" (MMEL),
- manual de peso e balanceamento,
- "Maintenance Review Board Document" (MRB-Doc); regulamentos de homologação
correspondente à categoria que a aeronave se encontra, quando da emissão do
correspondente Certificado de Homologação de Tipo (que autoriza o início da
fabricação em série do modelo) e do
- Certificado de Aeronavegabilidade – é o que autoriza o início da operação em vôo
regular (não aqueles de testes e de desenvolvimento) da aeronave. Cabe ressaltar
que o Certificado de Aeronavegabilidade é outorgado para cada número de série de
um dado modelo de aeronave fabricada, após vistoria técnica (“vistoria final”) pela
autoridade aeronáutica competente que assim se certifica de que aquela aeronave,
especificamente, cumpre com todos os requisitos impostos pela legislação
aeronáutica vigente no país.

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A CIAA PT-MRK não encontrou qualquer tipo de documentação técnica, manual da
aeronave, informativo técnico, boletim de serviço -alerta ou não -ou diretriz de
aeronavegabilidade, disponível ao operador, que fizesse menção à possibilidade de
ocorrência de um problema semelhante, ou mesmo qualquer referencia a ocorrências
menores envolvendo o sistema de reversão de empuxo dos motores.
8. CONCLUSÃO DA CENIPA QUANTO ÀS CAUSAS DO ACIDENTE.
Fatores Contribuintes ao acidente
A. Fator Humano
Aspecto Psicológico –Contribuiu
a) Aspecto organizacional
A falta de informação, instruções escrita e prática contribuiu para o não reconhecimento
da anormalidade durante o seu desenrolar.
b) Aspecto individual
A inusitada ocorrência do rápido recuo da manete, numa fase particularmente difícil da
operação (transição da corrida de decolagem para o vôo); a não ocorrência dos avisos
discriminadores da falha (sonoros e visuais); e a falta de conhecimento e treinamento
específico dessa anormalidade provocam a surpresa e os desvio de atenção dos
tripulantes.
-A liberação da restrição da manete do motor 2 no batente de marcha lenta (Idle detent),
sem a ocorrência dos avisos de anormalidade reforçou a tendência (em pelo menos um
dos tripulantes) a tentar recuperar a potência no motor.
-A falta de avisos e as dificuldades características dessa anormalidade desviaram a
concentração dos tripulantes nos procedimentos previstos para concentrá-Ia na solução
da anormalidade, inicialmente imaginada ser falha de auto-throttle e, depois, recuperação
da potência.
-A ocorrência de avisos (antes dos 80 Kt) de falhas de auto-throttle e a falta de avisos
específicos de abertura de reverso (Master Caution e RSVS UNLK) reforçaram, nos
tripulantes, a crença de que vivenciavam uma falha de auto-throttle (ilusão).
B. Fator Material.
(1). Deficiência de Projeto –Contribuiu
Falhas de projeto, insuficiente avaliação do diagrama de árvore de falhas frente a FAR
25.1309 e 25.933, e na orientação à operadora para não treinar a anormalidade ocorrida
naquela fase, contribuíram, indiretamente, para a seqüência de eventos que levaram a

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colocar a tripulação frente a uma situação inédita, sem possibilidades de reconhecer e
reagir corretamente, para evitar a perda de controle.
O diagrama de análise de falha do reversor feito recentemente pelo fabricante,
considerando-se a versão Pós-Mod, mesmo não levando em conta uma falha
dormente, indicou que a probabilidade de uma abertura inadvertida dos
reversores é da ordem de 10^(-6). A versão Pós-Mod não satisfaz aos requisitos
de aeronavegabilidade da FAR/RBHA 25.1309.
Em duas fases do ciclo completo dos reversores, no início da abertura e no final
do fechamento das conchas, é possível aplicar-se potência acima de IDLE, com
as conchas parcialmente abertas, o que não satisfaz ao RBHA/FAR 25.933.
O sistema de indicação de reverser unlocked encontra-se inibido com velocidade
acima de 80 Kt e até 1000 pés de altura, exatamente num instante em que os
pilotos mais necessitariam dessas informações.
Os requisitos aplicáveis do FAR 25.933 (a) (3), determinam que cada sistema [de
reverso] deve ser provido de meios que impeçam [MEANS TO PREVENT] o motor
de produzir potência maior do que a potência de marcha lenta quando de uma
falha no sistema de reverso [não estipulando o tipo de falha]. Este requisito não foi
cumprido, tanto no que se refere ao sistema de controle, que permitiu abrir as
conchas em vôo, quanto no que se refere à proteção, que deixou de existir ao
ocorrer a separação do FEEDBACK CABLE pela ação imprevista do piloto sobre
a manete, na intenção de retomar a potência do motor afetado.
O TURNBUCKLE fica instalado no lado para o qual a conexão se desloca quando
o reversor é comandado para abrir, ou seja, o mesmo lado para aonde a conexão
se desloca, quando ocorre a situação em que a manete é forçosamente mantida à
frente enquanto o reversor está abrindo (DEPLOYING).
A THRUST SELECTOR VALVE pode ser movimentada com menos de 2% da
pressão normal de funcionamento, quando a válvula seletora está desenergizada,
que era a condição no momento do acidente.
As cargas indutivas como as do SEC. LCK. ACTUA TOR, são prejudiciais aos
contatos que as comandam, principalmente na desenergização, caso não haja um
diodo de proteção, o que é aparentemente o caso do SEC. LCK. ACTUATOR.
O THRUST REVERSER ACTUATOR na configuração Pós-Mod, incorporada na
linha de montagem, pelo fabricante, permanece desenergizado durante os
períodos em que não ocorre um comandamento pelo piloto, ficando desta forma,
numa situação instável e perigosa.
C. Fator Operacional
(1). Pouca Experiência da tripulação na Aeronave -Indeterminado.
A pouca experiência do co-piloto contribuiu para uma limitação de informações e auxílios
ao comandante. Este possuía 230:00 horas totais de vôo neste modelo de aeronave, no

João B. Paes de Barros 23
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entanto a condição com que a inusitada anormalidade se apresentou indetermina o grau
de experiência que se pode esperar de um tripulante para fazer frente a essa condição.
(2). Deficiente Aplicação de Comando nos controles -indeterminado.
Por três vezes a manete de potência do motor 2 recuou e foi avançada. Essas
intervenções naquela manete provocaram a redução da manete de potência do motor
esquerdo, prejudicando o desempenho da aeronave. O não retorno da manete esquerda
de imediato para a potência de decolagem e a demora de mais quatro segundos em
alcançar tal potência, contribuíram para deteriorar ainda mais a capacidade de subida da
aeronave.
A condição com que a inusitada anormalidade se apresentou à tripulação e a falta de
avisos indeterminou a intencionalidade da ação, além de não ter sido possível determinar
qual dos dois tripulantes atuou nas manetes.
(3). Deficiente Julgamento -Indeterminado
O desconhecimento por parte dos tripulantes, por insuficiência de avisos e de
informações sobre a anormalidade, foi determinante para que eles abandonassem a
seqüência normal de procedimentos, tais como recolhimento do trem de pouso e
acionamento do Auto-Pilot, para tomar as iniciativas de priorizar a solução de uma
situação inusitada, instalada na cabine de comando, abaixo da altitude de segurança e
que acabou por levar à perda de controle da aeronave, não sendo possível também
determinar qual deles tomou a iniciativa. Esses fatos indeterminam esse aspecto.
D. Outros Aspectos
(1). Inspeção Externa -Contribuinte.
Não existe condição de visualização do "Secondary Lock" aberto, durante a inspeção
externa.
(2). Tomada de Ação Abaixo de 400 pés -Contribuinte.
Doutrinariamente, qualquer ação de uma tripulação, frente a qualquer anormalidade, no
ambiente da cabine de comandos de vôo, abaixo de 400 pés, é NAO RECOMENDAVEL.
A tripulação tentou gerenciar a "anormalidade" concomitantemente com o controle da
aeronave, abaixo de 400 pés. Nessa condição de risco, ocorreu a redução de potência no
outro motor, comprometendo o desempenho da aeronave. Como conseqüência, a
tripulação foi obrigada a priorizar as necessidades de potência em detrimento a outros
procedimentos.
(3). Ação Inadequada Frente a Pane não Prevista -Contribuinte.
Baseado nos dados colhidos no SSFDR, dos parâmetros de FUEL FLOW e EPR, a
manete do motor n.º 2 foi levada para a posição de máxima potência, após o travamento
da referida manete na posição "IDLE".
Este travamento ocorreu imediatamente após o LlFT -OFF, quando a manete recuou
sozinha para a posição "IDLE", ficando travada por cerca de 03 (três) segundos.
Contudo, o próprio sistema liberou a manete, induzindo o co- piloto a levá-la para a

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posição de máxima potência, mesmo depois de ter informado ao comandante sobre o
seu travamento.
Cabe ressaltar que o comandante não solicitou tal ação depois de ter sido informado do
travamento, bem como o co-piloto não questionou se tal ação deveria ser tomada ou não.
O avião não forneceu meios para que ambos os pilotos pudessem imaginar o quão
inoportuno se tornaria essa atitude naquele momento tão crítico do vôo.
No caso da ação não ter sido realizada pelo co-piloto, a suspeita recai no comandante,
induzido pelas mesmas razões apresentadas anteriormente.
9. COMENTÁRIOS DA NASB e OBSERVAÇÃO FINAL DO PERITO DO
JUÍZO.
Dentre os comentários existentes nos autos sobre as conclusões acima o perito do Juízo
trouxe para seu Laudo aqueles da NASB (NETHERLANDS AVIATION SAFETY BOARD)
a Relatório preliminar da Cenipa a ele enviado em 28 de outubro 1997; primeiro, por se
tratar do órgão investigador do país de origem da aeronave e segundo por conterem os
elementos do contraditório ao Relatório Cenipa, o que enriquece o Trabalho Pericial.
O perito transporta trechos em tradução livre, dos Comentários do Sr. GWM Bodewes,
Chairman of the Board da NASB, onde DISCORDA que o funcionamento errático da
SWITCH S1 do Secondary Lock esteja estabelecido. Os testes realizados com
determinado numero de Sec. Lock Actuators, rejeitados para uso, não prova relação
entre superaquecimento do solenoid do ACTUATOR e mal funcionamento da SWITCH
S1.
CONCORDA, por outro lado, com a possibilidade que o “colamento” dos contatos A1/A2
do Sec. Lock Relay 1 resultou em uma continua energização do Sec. Actuator Eng 2,
sem que o Relay estivesse na posição energisada. O que explicaria a ausência de
sinalização pelo FWC (Flight warning Computer).
Na hipótese dos contatos C2/C3 do Relay funcionando intermitentemente poderia
também explicar os alertas “level 2” na cabine.
Tomando em consideração que a investigação não resultou em prova da seqüência
efetiva da falha, mas que os resultados foram baseados essencialmente em evidência
circunstancial, é proposta (a NASB propõe) a seguinte seqüência hipotética da ciclagem
de Abertura do T/R direito:
- Antes e durante o take-off o Stow e Deploy Solenoids estavam energisados com a
spool na ultima posição STOW selecionada.
- A energisação do STOW solenoid foi interrompida imediatamente após o lift-off,
provavelmente envolvendo alta resistência do Sec. Lock Switch S1;
- Com o Deploy Solenoid ainda energisado, o spool moveria para a Deploy position,
abrindo o T/R e reenergisando o Stow Limit Relay e o Stow solenoid;
- Com o T/R totalmente aberto o Deploy Limit Sensor desenergisaria o Deploy
Solenoid;

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- As Conchas moveriam até atingirem a posição STOWED, interrompendo o sinal para
o Stow Limit Relay e, se o mal funcionamento da Switch S1 continuasse, a seqüência
do ciclo continuaria.
A respeito dos fatores operacionais analisam os Comentários que
2.1 – A remanescente capacidade de subida do aeronave mesmo depois que o
T/R abriu, permitia a sua controlabilidade. Da analise dos dados do SSFDR podese
concluir que o avião, com o Reversor direito ciclando e a potencia em Flight
Idle, ainda tinha adequado desempenho de subida para a situação e que podia
ser adequadamente controlada. Análise pela Fokker Services dos dados do
SSFDR comparados com o dados de desempenho certificados, mostrou que esta
capacidade remanescente de subida estava perto do desempenho de subida
com um só motor. Retração do trem de aterrissagem resultaria em ainda um
melhor desempenho de subida. A controlabilidade da aeronave foi perdida
quando a velocidade caiu abaixo de 116 kt (tendo sido 110 kt a do impacto). O
Board da NASB conclui que estava disponível capacidade de subida adequada
mas não foi usada.
2.2 Significância do corte involuntário da potencia do motor esquerdo. Embora a
T/L tenha sido movida de volta para frente, ela ficou abaixo da posição de take off
por ao menos quatro segundos e depois novamente por outros quatro segundos
na segunda abertura. Este segundo corte de potência do motor esquerdo em
nossa opinião eliminou a margem existente de capacidade de subida que o avião
detinha durante o primeiro ciclo de abertura e foi o responsável direto pela causa
do acidente.
2.3 Habilidade da tripulação em reconhecer o problema. Da gravação das ações
dos pilotos especialmente as do Capitão indicam que eles perceberam o evento
como um mal funcionamento do ATS.
A NASB reconhece que particularmente a ciclagem do T/R criou as
circunstâncias enganadoras.
Existiam, no entanto indícios presentes de que não era uma falha de ATS,
apesar de não ter havido avisos ou alertas para a tripulação, quais sejam:
- O movimento rápido do T/L; foi aproximadamente cinco vezes mais rápido.
- O fato de que apenas um T/L retornou; o ATS moveria ambas T/L.
- Alto nível de desaceleração e vibração devida a mudança da configuração
aerodinâmica da aeronave.
- A diferença essencial entre o relativamente pouco esforço para mover o
ATS e a imensa força aplicada pelos pilotos para mover a T/L.
- O fato de que a T/L direita ficar momentaneamente presa na posição Idle.
3. Obediência aos requerimentos de Aeronavegabilidade.
A NASB não concorda com a afirmação de o T/R system não obedeça o
FAR 25 Airworthiness Regulations 25.933 (a) e (d) e 25.1309. O
Fokker 100 está certificado de acordo com JAR/FAR 25 assim como
Amendment 25-56.

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3.1 Obedece a JAR/FAR 25.933(a) que requer que em caso de abertura do
T/R em vôo, a potencia seja reduzida para Idle. A exigência nunca foi
interpretada para cobrir condições transientes de T/R ciclando.
3.2 JAR/FAR 25.933(d) se aplica para uma condição selecionada de
reverso durante a rolagem de pista na decolagem. Não foi o caso, pois o
acidente diz respeito a uma abertura não selecionada.
3.3 JAR/FAR 25.1309 . Contrariamente do que afirmado no Rcenipa pelo
diagrama POST-MOD SBF100-78-004 a possibilidade do colamento dos
contatos do Secondary Lock Relay foi incluido no relatório UK-28-313
(issue 9) com o relay ficando fixo na posição energisada ( por qualquer
razão), com a probabilidade de 10^(-6). Para o propósito da análise de
segurança não importa que falha interna seja desde que seja incluída no
calculo de probabilidade.
Falha do RELAY sozinho não causaria abertura involuntária do T/R. Seria
necessária a falha de outro componente antes de o T/R abrir.
A probabilidade de 10^(-6) não significa que o sistema não obedece com
JAR/FAR 25.1309. Deve-se considerar os efeitos na controlabilidade e a
capacidade de completar o vôo com segurança e os dados do SSFDR
mostram que mesmo com o reversor direito ciclando e o motor em potencia
de flight idle havia capacidade adequada para as circunstancias sem
sérios efeitos na controlabilidade.
A falha do feed back cable deveria ser olhada sob este mesmo prisma. O cabo cumpriu
sua finalidade três vezes puxando a T/L de volta para idle, até que devido ação
agressiva do piloto o cabo se separou durante a quarta abertura. Os requerimentos de
aeronavegabilidade não antecipavam tais sobre forças nos controles.
OBSERVAÇÃO FINAL DO PERITO DO JUÍZO:
Ao final da investigação do acidente da aeronave Fokker 100, matrícula PT -MRK, a
Comissão de Investigação do então Ministério da Aeronáutica (hoje, Comando da
Aeronáutica), concluiu, dentre outras, que:
Ocorreu uma falha no sistema de atuação do reversor de fluxo do motor direito
que, contornando os prepostos dispositivos de segurança do projeto, permitiu a
abertura das portas do reversor durante a corrida de pista para a decolagem e os
primeiros instantes do vôo. Essa falha se deu de forma cíclica, com a abertura e
o fechando das portas por pelo menos quatro vezes em poucos segundos, o que
teria colaborado para confundir o comandante e o co-piloto (que serão doravante
tratados como tripulantes) quanto a origem da situação anormal que se
apresentava;
Os tripulantes não contaram com o auxílio de qualquer tipo de aviso luminoso ou
sonoro que permitisse facilitar a efetiva identificação do problema e a apropriada
tomada de decisão, em tempo hábil, para as ações corretivas ou paliativas
necessárias à situação;

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O dispositivo do "feedback cable" que traz a manete de potência para a posição
"idle" e supostamente deveria mantê-la nessa posição estando as portas do
reversor abertas, não suportou os esforços para os quais havia sido projetado e,
assim sendo, permitiu que a manete de potência do motor direito fosse
posicionada à frente -máxima potência -elevando o nível de empuxo do motor
com o reversor de fluxo aplicado.
A recomendação do Board da NASB de que: “é desejável que as tripulações
de vôo devam ser expostas ao evento associado com a abertura in-flight do
T/R durante treinamento de vôo simulado independentemente da
probabilidade do evento ocorrer. O propósito seria de uma imediata
identificação do evento, um conhecimento mais importante do que o
treinamento em procedimentos específicos em fases particulares do vôo”;
tal consideração não teve contrapartida nos manuais e recomendações do
fabricante que não se referiu a esta possibilidade, fato inexplicável por já estarem
no “post- Lauda Air B-767”, acidente anterior havido por falha do T/R.
A CIAA PT-MRK não encontrou qualquer tipo de documentação técnica, manual da
aeronave, informativo técnico, boletim de serviço -alerta ou não -ou diretriz de
aeronavegabilidade, disponível ao operador, que fizesse menção à possibilidade de
ocorrência de um problema semelhante, ou mesmo qualquer referencia a ocorrências
menores envolvendo o sistema de reversão de empuxo dos motores.
Os tripulantes não eram treinados para o reconhecimento de uma ocorrência dessa
natureza, tal qual se manifestou, uma vez que, desconsiderada pelo fabricante da
aeronave a possibilidade da falha ("pane inusitada", segundo o concluído pela Comissão
de Investigação), não constava do programa de treinamento em simulador de vôo da
aeronave ("Full FIight Simulator Training Program") e sequer dos manuais de vôo e de
operação aprovados da aeronave (nos capítulos "emergency procedures" e "abnormal
procedures ");
Quanto a responsabilidade do Operador no treinamento, “o procedimento de "reverser
unlocked" na decolagem deixou de ser treinado no simulador de vôo pelos tripulantes da
empresa, tendo recebido correspondência do Fabricante da aeronave endereçada ao
operador, após consulta prévia deste, datada de 28 de junho de 1995” (item aa. fls 38 do
Rcenipa);
Na referida correspondência, foi informado que uma abertura do reverso em vôo através
do seu acionamento não seria possível, devido a proteção do "Switch Ground/Flight" do
sistema selecionado. Dessa maneira, uma abertura do reverso em função de uma falha
da trava mecânica, logo após a decolagem, não deveria ocorrer se a velocidade
estivesse abaixo de 200 Kt (item bb. fls 38 do Rcenipa);
A operadora (TAM) não insistiu junto ao fabricante para inclusão e homologação deste
item no diretório de problemas treinados em simulador seguindo então o plano
preestabelecido de treinamento em simulador de vôo ("full flight simulator”) sugerido
pelo fabricante, homologado e auditado pelas autoridades brasileiras (DAC) e executado
nas instalações da American Airlines em Dallas, EUA.

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O perito do Juízo anexa ao seu Laudo cópia da correspondência em epígrafe
havida com a Fokker.
9. RESPOSTAS AOS QUESITOS.
QUESITO 01
A possibilidade de ocorrência da falha verificada no sistema de controle e indicação do reversor
direito da aeronave PT -MRK, de acordo com o laudo emitido pelo Ministério da Aeronáutica, era
de uma em um milhão (dez elevado a sexta potência negativa), o que indica claramente a
inadequada analise da árvore de falha deste sistema ("fail tree analysis”). Considerando também
que o operador (TAM), a época do acidente, comprovadamente estava rigorosamente em dia com
as tarefas do plano de manutenção da aeronave, tal qual emitido pelo fabricante e homologado
pelas autoridades aeronáuticas brasileira (DAC), pode-se argüir:
a) O operador (TAM), sem ter acesso aos documentos de homologação, poderia de que forma ser
alertado da presença do problema em estado latente na frota mundial Fokker 100?
RESPOSTA DO PERITO DO JUÍZO: Não poderia ser alertado. A documentação
apresentada a uma autoridade homologadora (de qualquer parte do mundo), durante o
processo de certificação de uma aeronave é, em sua grande parte, tratada como
"propriedade industrial". É por essa razão que dificilmente um operador consegue ter
acesso a documentos de engenharia -principalmente aqueles relativos ao projeto e ao
desenvolvimento da aeronave e de seus sistemas -e, como conseqüência, é compelido a
confiar de que as etapas necessárias para o cumprimento dos requisitos de
aeronavegabilidade, que levarão à aprovação do projeto e à emissão do Certificado de
Homologação Tipo, foram seguidas pelo fabricante e aprovados pela autoridade
competente.
b) Existia algum manual da aeronave disponível ao operador à época do acidente fazendo
referência ao problema?
RESPOSTA DO PERITO DO JUÍZO: Não faziam referencia ao problema. Quanto a
documentação técnica ( manuais, informativos técnicos, boletins de serviço), acham-se
abaixo listados:
- manual de vôo (AFM),
- "Quick Reference Handbook" (QRH),
- manual de operação (AOM),

- manual de manutenção (AMM),
- "Master Minimum Equipment List" (MMEL),
- manual de peso e balanceamento,
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- "Maintenance Review Board Document" (MRB-Doc); regulamentos de homologação
correspondente à categoria que a aeronave se encontra, quando da emissão do
correspondente Certificado de Homologação de Tipo (que autoriza o início da
fabricação em série do modelo) e do
- Certificado de Aeronavegabilidade – é o que autoriza o início da operação em vôo
regular (não aqueles de testes e de desenvolvimento) da aeronave. Cabe ressaltar
que o Certificado de Aeronavegabilidade é outorgado para cada número de série de
um dado modelo de aeronave fabricada, após vistoria técnica (“vistoria final”) pela
autoridade aeronáutica competente que assim se certifica de que aquela aeronave,
especificamente, cumpre com todos os requisitos impostos pela legislação
aeronáutica vigente no país.
A CIAA PT-MRK não encontrou qualquer tipo de documentação técnica, manual da
aeronave, informativo técnico, boletim de serviço -alerta ou não -ou diretriz de
aeronavegabilidade, disponível ao operador, que fizesse menção à possibilidade de
ocorrência de um problema semelhante, ou mesmo qualquer referencia a ocorrências
menores envolvendo o sistema de reversão de empuxo dos motores.
c) Existia, à época do acidente, alguma tarefa do plano de manutenção da aeronave que pudesse
prevenir o problema de se manifestar?
RESPOSTA DO PERITO DO JUÍZO: Não havia tarefa de manutençao. No MRB-Doc,
aprovado única e exclusivamente pela autoridade de certificação e base principal para a
elaboração do plano de manutenção para aeronaves "categoria transporte" (em
cumprimento com o Apêndice H do JAR / FAR/ RBHA Parte 25), na Seção 2 -"Systems
and Powerplant"- no Capítulo 78 (sistema ATA-100) referente a "Exaustão / Mecanismos
de Reversão" (Anexo 12 (a)), são apresentadas apenas três tarefas efetivas julgadas pela
citada comissão como suficientes para cobrir a aeronavegabilidade continuada
("continued airworthiness") do sistema.
Duas delas determinam basicamente uma inspeção visual quanto a integridade da parte
estrutural (estrutura, portas, selos das portas e carenagens do sistema reversor) e a
terceira, um teste funcional para detectar vazamento de fluido hidráulico na válvula piloto
e no selo retentor do êmbolo da válvula seletora.
Porém, na Seção 2, a lista de MSI's -Maintenance Significant Items (Anexo 12 (b))-
indica o "thrust reverser feed-back control" (MSI n° 783400, na lista indicado como "task")
como tendo sido classificado como um item importante de manutenção, sem contudo
para ele constar uma tarefa específica no capítulo 78 da mesma seção.

QUESITO 02
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A operadora (TAM), a época do acidente, seguindo o plano de treinamento em simulador de vôo
("full flight simulator”) sugerido pelo fabricante, homologado e auditado pelas autoridades
brasileiras (DAC) e executado nas instalações da American Airlines em Dallas, EUA, não tinha
como parte do treinamento obrigatório a simulação de reversor aberto após a decolagem, apesar
de ter consultado o fabricante sobre a oportunidade de incluir tal anormalidade no ritual
homologado de treinamento.
Sendo um problema, à época, não considerada emergência ("emergency”), mas sim anormalidade
("abnormality”), e ante a réplica técnica do fabricante denotando a não possibilidade da
ocorrência do problema, a operadora (TAM) não insistiu junto ao fabricante e a autoridade para
inclusão e homologação deste item no diretório de problemas treinados em simulador.
Questões associadas:
a) O “full flight simulator” teria a capacidade de simular a pane, tal como se apresentou (reverso
abrindo e fechando em comportamento cíclico) , ou apenas reverso aberto inadvertidamente, cuja
identificação é muito fácil, sendo prevista em manuais?
RESPOSTA DO PERITO DO JUÍZO: Não teria capacidade de simular a pane. A abertura
e fechamento cíclicos de um reversor em vôo ou na fase de decolagem não constava do
programa de treinamento em simulador de vôo da aeronave ("Full FIight Simulator
Training Program") e sequer dos manuais de vôo e de operação aprovados da aeronave
(nos capítulos "emergency procedures" e "abnormal procedures "); e, conseqüentemente,
os tripulantes não eram treinados para o reconhecimento de uma ocorrência dessa
natureza, tal qual se manifestou, uma vez que, segundo o concluído pela Comissão de
Investigação, a possibilidade da falha ("pane inusitada"), foi desconsiderada pelo
fabricante da aeronave.
Representantes da Comissão, durante a investigação do acidente, para que fosse
simulada (com base nos dados dos gravadores de voz da cabina -CVR - e de dados de
vôo -SSFDR) a situação ocorrida e fossem compreendidas as reações da aeronave,
tiveram que operar "manualmente" o simulador de vôo da mesma, no que se refere à
abertura cíclica dos reversores, introduzindo sinais externos, nos instantes registrados no
SSFDR, para obtenção das curvas de desempenho que buscavam.
b) Existia à época do acidente, alguma recomendação do fabricante da aeronave, ou de qualquer
autoridade aeronáutica mundial, no sentido de executar algum treinamento específico relativo à
ciclagem do reversor dos Fokker-100?
RESPOSTA DO PERITO DO JUÍZO: Não existia quanto a ciclagem. Não existia quanto
Abertura na decolagem. Existia quanto a abertura do reversor em vôo(acima da
velocidade de 210 nós), em consonância com os procedimentos constantes do manual
de operação da aeronave (AOM), seção "Abnormal Procedures", Capítulo 4.13.08.
A Fokker, até a presente data não emitiu revisão de qualquer um dos documentos
técnicos que são disponibilizados para o operador do Fokker-100, modificando os
"procedimentos anormais" ou "de emergência" de tal sorte que passassem a contemplar

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a possibilidade de ocorrência da abertura e fechamento cíclico dos reversores em
qualquer fase de operação da aeronave.
QUESITO 03
Existe alguma obrigação legal ou mesmo praxe do operador de uma aeronave questionar a
segurança da homologação aeronáutica executada pelas ditas autoridades competentes?
RESPOSTA DO PERITO DO JUÍZO: Não existe obrigação legal ou praxe do operador
questionar a segurança da homologação de uma aeronave.
Um tipo de questionamento à autoridade homologadora que cabe por parte do operador,
é quando durante a operação da aeronave ou mesmo na prática de sua manutenção de
rotina, é observada uma condição insegura (oriunda do projeto ou da operação) não
prevista ou não constante dos manuais, boletins ou outros disponíveis ao operador.
Em qualquer outra situação, não há obrigatoriedade do operador em questionar o
processo de homologação de uma aeronave, quer seja ela de fabricação nacional ou
estrangeira. Não há nos regulamentos Aeronáuticos ( FAR / JAR / RBHA Parte 121
(Homologação e Operação de Empresas de Transporte Aéreo Público Operando
Grandes Aviões) e o FAR / JAR / RBHA Parte 135 (Homologação de Empresas de
Transporte Aéreo Público Operando Pequenos Aviões) imputação de obrigatoriedade
para o operador questionar o processo de homologação da aeronave.

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RELAÇAO DE ANEXOS AO LAUDO PERICIAL (14 anexos)
1 - Correspondência do Perito do Juízo trocada com Chefia da CENIPA
2 - “TROUBLE SHOOTING SCHEMATIC MANUAL” – Diagrama 2, versão PÓS-MOD -
Sistema Elétrico e mecano-hidráulico do Reverso mostrando o estojo do Secondary Lock
Actuator (conjunto atuador da trava secundária - C.I.I. P/N A-1355 - S/N 870, do reversor
direito (S/N 874 do reversor esquerdo); mostra este conjunto interagindo com as
conchas do T/R e o Feed back cable. Observar o estojo do SECONDARY LOCK
ACTUATOR com o “Solenoid” e duas chaves interruptoras (SWITCHES): chave S1 e
chave S2, para controle de atuação para posição UNLOCKED e LOCKED.
3 - “TROUBLE SHOOTING SCHEMATIC MANUAL” - Diagrama 1, versão PRÉ-MOD -
Sistema Elétrico do Reverso.
4 - “TROUBLE SHOOTING SCHEMATIC MANUAL” - Diagrama 1, versão PÓS-MOD -
Sistema Elétrico do Reverso.
5 – FAR Part 1 DEFINITIONS AND ABBREVIATIONS
6 - FAR 25.1309 determina, resumidamente, que equipamentos, sistemas e instalações
de uma aeronave, considerados separadamente ou em relação a outros sistemas,
devem ser definidos de forma que, na ocorrência de qualquer falha que possa impedir a
continuação do vôo seguro e o pouso da aeronave, a falha deve ser classificada como
"extremamente improvável";
7 - AC Nº 25.1309-1A. Determina, resumidamente, que para uma falha ser considerada
"extremamente improvável", a probabilidade da falha ocorrer deve ser da ordem de
10^(-9) ou menos: uma falha por bilhão de horas voadas.
8 - FAR 25.933 (a) (3). Os requisitos determinam que cada sistema [de reverso] deve ser
provido de meios que impeçam [MEANS TO PREVENT] o motor de produzir potência
maior do que a potência de marcha lenta quando de uma falha no sistema de reverso
[não estipulando o tipo de falha].
9 - Diagrama de Análise de Falha para a versão pré-Mod conforme consta do Report n.º
UK-28-313. Data de emissão Jun/94
- Diagrama de Análise de Falha para a versão pré-Mod refeito pela Fokker após o
acidente (1997).
10 - Diagrama de Análise de Falha para a versão pós-Mod conforme consta do Report
n.º UK-28-313. Data de emissão Jun/94
- Diagrama de Análise de Falha para a versão pós-Mod refeito pela Fokker após
o acidente (1997).

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11 - “FEEDBACK SYSTEM CABLE CONNECTOR ENGAGEMENT – TO SCALE”
12 – MAINTENANCE REVIEW BOARD DOCUMENT Aprovado para o Fokker
F28 MK 0100 em 19-07-1996
(a) "Systems and Powerplant"- no Capítulo 78 (sistema ATA-100) referente a
"Exaustão / Mecanismos de Reversão".
(b) na Seção 2, a lista de MSI's -Maintenance Significant indica o "thrust reverser
feed-back control" ((MSI n° 783400, na lista indicado como "task")
13 - Correspondência do Fabricante da aeronave endereçada ao operador, após
consulta prévia deste, datada de 28 de junho de 1995” (item aa. fls 38 do Rcenipa);
14 - COMENTÁRIOS DO THE NETHERLANDS AVIATION SAFETY BOARD
( texto Original - completo)

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1 - Correspondência do Perito do Juízo trocada com Chefia da CENIPA

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2 - “TROUBLE SHOOTING SCHEMATIC MANUAL” – Diagrama 2, versão PÓS-MOD -
Sistema Elétrico e mecano-hidráulico do Reverso mostrando o estojo do Secondary Lock
Actuator (conjunto atuador da trava secundária - C.I.I. P/N A-1355 - S/N 870, do reversor
direito (S/N 874 do reversor esquerdo); mostra este conjunto interagindo com as
conchas do T/R e o Feed back cable. Observar o estojo do SECONDARY LOCK
ACTUATOR com o “Solenoid” e duas chaves interruptoras (SWITCHES): chave S1 e
chave S2, para controle de atuação para posição UNLOCKED e LOCKED.

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3 - “TROUBLE SHOOTING SCHEMATIC MANUAL” - Diagrama 1, versão PRÉ-MOD -
Sistema Elétrico do Reverso.
O Sistema Elétrico de Reverso, possui três RELAYs na versão PRÉ-MOD:
K2906A – Thrust Reverser Secondary Lock Relay 2 Eng 2 – Deploy Relay - com o
“Solenoid” e duas chaves interruptoras (SWITCHES): chave A e chave X.
Controle de atuação para posição DEPLOYED (T/R SECONDARY LOCK
RELAY2 ENG 2)
K1266A – Thrust Reverser Secondary Lock Relay 1 eng 2 – Stow Relay – com o
“Solenoid” e três chaves interruptoras (SWITCHES): chave X, chave C e Chave A.
Controle de atuação para posição STOW (T/R SECONDARY LOCK RELAY1
ENG 2). A chave A na posição A3, A2 comanda o SEC LOCK ACTR (Atuador da
trava do STOW).
K3321 – Deploy Limit Relay eng 2 – com o “Solenoid” e três chaves interruptoras
(SWITCHES): chave B, chave A e chave X.

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4 - “TROUBLE SHOOTING SCHEMATIC MANUAL” - Diagrama 1, versão PÓS-MOD -
Sistema Elétrico do Reverso.
O Sistema Elétrico de Reverso, possui quatro RELAYs na versão PÓS-MOD:
K2906A – Thrust Reverser Secondary Lock Relay 2 Eng 2 – Deploy Relay - com o
“Solenoid” e duas chaves interruptoras (SWITCHES): chave A e chave X.
Controle de atuação para posição DEPLOYED (T/R SECONDARY LOCK
RELAY2 ENG 2)
K1266A – Thrust Reverser Secondary Lock Relay 1 eng 2 – Stow Relay – com o
“Solenoid” e três chaves interruptoras (SWITCHES): chave X, chave C e Chave A.
Controle de atuação para posição STOW (T/R SECONDARY LOCK RELAY1
ENG 2). A chave A na posição A3, A2 comanda o SEC LOCK ACTR (Atuador da
trava do STOW).
K3321 – Deploy Limit Relay eng 2 – com o “Solenoid” e três chaves interruptoras
(SWITCHES): chave B, chave A e chave X.
Na versão pós-mod foi incluído mais um Relay, K 4170 A – Stow Limit Relay eng
2 – com o “Solenoid” e duas chaves interruptoras (SWITCHES): chave A e chave
X.

5 – FAR Part 1 DEFINITIONS AND ABBREVIATIONS
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6 - (1). A FAR 25.1309 determina, resumidamente, que equipamentos, sistemas e
instalações de uma aeronave, considerados separadamente ou em relação a outros
sistemas, devem ser definidos de forma que, na ocorrência de qualquer falha que possa
impedir a continuação do vôo seguro e o pouso da aeronave, a falha deve ser
classificada como "extremamente improvável";

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7 - (2). A AC Nº 25.1309-1A determina, resumidamente, que para uma falha ser
considerada "extremamente improvável", a probabilidade da falha ocorrer deve ser da
ordem de 10^(-9) ou menos: uma falha por bilhão de horas voadas.

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8 - FAR 25.933 (a) (3), Os requisitos determinam que cada sistema [de reverso] deve ser
provido de meios que impeçam [MEANS TO PREVENT] o motor de produzir potência
maior do que a potência de marcha lenta quando de uma falha no sistema de reverso
[não estipulando o tipo de falha].

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9 - Diagrama de Análise de Falha para a versão pré-Mod conforme consta do Report n.º
UK-28-313. Data de emissão Jun/94
- Diagrama de Análise de Falha para a versão pré-Mod refeito pela Fokker após o
acidente (1997).

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10 - Diagrama de Análise de Falha para a versão pós-Mod conforme consta do Report
n.º UK-28-313. Data de emissão Jun/94
- Diagrama de Análise de Falha para a versão pós-Mod refeito pela Fokker após
o acidente (1997).

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11- “FEEDBACK SYSTEM CABLE CONNECTOR ENGAGEMENT – TO SCALE”

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12 – MAINTENANCE REVIEW BOARD DOCUMENT Aprovado para o Fokker
F28 MK 0100 em 19-07-1996
(a) "Systems and Powerplant"- no Capítulo 78 (sistema ATA-100) referente a
"Exaustão / Mecanismos de Reversão".
(b) na Seção 2, a lista de MSI's -Maintenance Significant indica o "thrust reverser
feed-back control" ((MSI n° 783400, na lista indicado como "task")

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13 - Correspondência do Fabricante da aeronave endereçada ao operador, após
consulta prévia deste, datada de 28 de junho de 1995” (item aa. fls 38 do Rcenipa);

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14 - COMENTÁRIOS DO THE NETHERLANDS AVIATION SAFETY BOARD
( texto Original - completo)