Projeto Conceitual de Aeronaves de Transporte

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Content
I. Introduction
I.1 Economic and social importance of aviation
I.2 History of commercial aviation
I.2.1
The dawn of aviation
I.2.2 Interwar period
a. Junkers F13
b. Dornier Wal
c. Junkers Ju 49
d. Handely Page H.P. 42
e. Junkers Ju 52/3m
f. Focke-Wulf 200C
g. Boeing 247
h. Douglas DC-3
i. Boeing 307 Stratoliner
I.2.3 Aviation after World War II
a. Douglas DC-4
b. Sud-Aviation Caravelle
c. Boeing 707
d. Boeing 737
e. Boeing 747
f. Boeing 767/757
g. Boeing 747
h. Fokker 100
i. Concorde supersonic airliner

I.2.4 Aviation in the Post-Soviet era
a. Embraer ERJ 145 e Bombardier CRJ-200/200
b. Boeing 777
c. Embraer E-jets
d. Boeing 787
II.
III.
IV.
I.3 Aviation Market
Aircraft design
II.1 Aircraft design phases
II.2 Aircraft conceptual phase
II.2.1 Establishing requirements
Simple method for weight estimation
III.1 Weight definitions
III.2 Aerodynamics
III.2.1 Aiplane drag
III.3 Mission Profile
III.4 Empty weight
III.5 Mass fractions
III.6 Range
III.7 Simplified drag polar
III.8 Fokker 100 mass estimation
Class II method for weight and aerodynamics
IV.1 Geometry
IV.1.1 Fuselage
IV.1.2 Wing
IV.1.3 Vertical tail
IV.1.4 Horizontal tail
IV.1.5 Engine nacelle
IV.1.6 Engine pylon
IV.2 Weight
IV.2.1 Wing
IV.2.2 Horizontal tail
IV.2.3 Vertical tail
IV.2.4 Fuselage
IV.2.5 Engine nacelle

IV.2.6 Trem de pouso
ABREVIAÇÕES
APU
DOC
EH
EV
FAA
IATA
MMO
MLW
RPM
Unidade auxiliar de potência (do inglês, Auxiliar Power Unit)
Custo direto operacional (do inglês, Direct Operating Cost)
Empenagem horizontal
Empenagem vertical
Federal Aviation Administration (EUA)
International Air Transport Association
Número de Mach máximo de operação
Peso máximo de pouso (do inglês, Maximum Landing Weight)
Peso máximo de decolagem (do inglês Maximum Take-Off Weight)
Peso máximo sem combustível (do inglês Maximum Zero Fuel
Weight)
Peso vazio de operação (do inglês Operating Empty Weight)
Somatório dos produtos nº de passageiros x milhas voadas nas pernas
de vôo (do inglês, Revenue Passenger Miles)
SÍMBOLOS
M
W TO , W 2
Envergadura da asa
Número de Mach doe scoamento não perturbado
Fator de carga último para projeto
Área de referência da asa
Espessura máxima na raiz da asa
Peso máximo de decolagem
Peso da asa
Peso da empenagem horizontal
Área da empenagem horizontal
Velocidade de mergulho
Peso da empenagem vertical
Área da empenagem vertical
Peso da fuselagem
Largura máxima da fuselagem
Altura máxima da fuselagem
Peso da nacele
Tração de decolagem
Peso do trem de pouso
Peso do grupo moto propulsor
Peso do motor
Peso do sistema de combustível
Numero de motores
Número de tanques
Densidade do combustível
Peso do sistema de propulsão
Peso do combustível
Peso do sistema de controle do motor

S wet,fus
AR w
S w
Peso do sistema de partida
Peso do sistema de reverso
Peso do equipamento fixo
Peso do sistema de comando de voo
Peso do sistema elétrico
Peso dos instrumentos, aviônicos e eletrônicos
Peso dos sistemas de ar-condicionado, pressurização e anti-gelo
Peso do sistema de oxigênio
Massa da unidade auxiliar de potência (APU)
Peso do mobiliário
Peso da pintura
Diâmetro da fuselagem
Número de assentos por fileira
Largura do assento
Número de corredores
Largura do corredor
Espessura da fuselagem
Comprimento da cabine de passageiros
Número de passageiros
Comprimento do cone de cauda
Comprimento do posto de pilotagem (do inglês cockpit)
Comprimento da fuselagem
Área molhada da fuselagem
Alongamento da asa
Alongamento da asa trapezoidal
Área da asa
Área da asa trapezoidal
Afilamento da asa trapezoidal
Corda da raiz da asa trapezoidal
Torção geométrica da asa
Diedro da asa
Corda da ponta da asa
Corda média geométrica da asa trapezoidal
Corda média aerodinâmica da asa trapezoidal
Distância da corda média aerodinâmica à corda da raiz da asa
trapezoidal
Enflechamento do quarto de corda da asa
Enflechamento do bordo de ataque da asa
Enflechamento do bordo de fuga da asa
Enlflechamento da asa em 50% da corda
Distância da raiz da fuselagem à raiz da asa
Distância da quebra da asa à raiz da asa
Corda quebra da asa
Corda da raiz da fuselagem na asa trapezoidal
Corda da raiz da fuselagem na asa de referência
Área exposta da asa de referência.
Corda na raiz da asa de referência
Corda na raiz da asa real

̅
̅
Afilamento da asa de referência
Corda média geométrica da asa de referência
Corda média aerodinâmica da asa de referência
Distância da corda média aerodinâmica à corda da raiz da asa de
referência.
Área molhada da asa
⁄ Relação entre a espessura da corda na raiz da asa e a
⁄ Relação entre a espessura da corda na ponta da asa e a
Volume de cauda da empenagem vertical
Distância entre o CG e o centro aerodinâmico da empenagem vertical
Alongamento da empenagem vertical
Envergadura da empenagem vertical
Afilamento da empenagem vertical
Torção geométrica da empenagem vertical
Diedro da empenagem vertical
Corda da raiz da empenagem vertical
Corda da ponta da empenagem vertical
Corda média geométrica da empenagem vertical
Corda média aerodinâmica da empenagem vertical
Distância da corda média aerodinâmica à corda da raiz da empenagem
vertical.
Enflechamento do quarto de corda da empenagem vertical
Enflechamento do bordo de ataque da empenagem vertical
Enflechamento do bordo de fuga da empenagem vertical
Área molhada da empenagem vertical
⁄ Relação entre a espessura da corda na raiz da empenagem vertical e a
⁄ Relação entre a espessura da corda na ponta da empenagem vertical e
a
Volume de cauda da empenagem horizontal
Distância entre o CG e o centro aerodinâmico da empenagem
horizontal
Alongamento da empenagem horizontal
Envergadura da empenagem horizontal
Afilamento da empenagem horizontal
Torção geométrica da empenagem horizontal
Diedro da empenagem horizontal
Corda da raiz da empenagem horizontal
Corda da ponta da empenagem horizontal
Corda média geométrica da empenagem horizontal
Corda média aerodinâmica da empenagem horizontal
Distância da corda média aerodinâmica à corda da raiz da empenagem
horizontal.
Enflechamento do quarto de corda da empenagem horizontal
Enflechamento do bordo de ataque da empenagem horizontal
Enflechamento do bordo de fuga da empenagem horizontal
Área molhada da empenagem horizontal

⁄ Relação entre a espessura da corda na raiz empenagem horizontal e a
⁄ Relação entre a espessura da corda na ponta da empenagem horizontal
e a
Comprimento do motor/nacele
Diâmetro do motor/nacele
Diâmetro do motor/nacele
Corda da asa na secção do motor
Corda da raiz do pilone
Corda da ponta do pilone
Corda média geométrica do pilone
Corda média aerodinâmica do pilone
Área do pilone
Alongamento do pilone
Envergadura do pilone
Afilamento do pilone
Área molhada do pilone
⁄ Relação entre a espessura da corda do pilone e a
⁄ Relação entre a espessura da corda do pilone e a
V MCA
V MCG
L.E.
L
D
Razão entre tração e peso
Tempo gasto no táxi
Volume de combustível na asa
Coeficiente máximo de sustentação na decolagem
Comprimento de pista de decolagem
Comprimento de pista de pouso
Velocidade de aproximação
Velocidade de estol
Mínima velocidade de controle no ar
Mínima velocidade de controle no solo
Coeficiente máximo de sustentação no pouso
Ângulo de ataque do perfil da asa para coeficiente de sustentação
igual a zero
Coeficiente de momento perfil da asa para coeficiente de sustentação
igual a zero
Inclinação da curva do perfil
Centro aerodinâmico do perfil da asa
Ângulo de ataque máximo do perfil da asa
Coeficiente de sustentação máximo do perfil da asa
Raio do bordo de ataque da asa
Ângulo de ataque da asa para coeficiente de sustentação igual a zero
Inclinação da curva
Força de sustentação
Força de arrasto
Coeficiente de sustentação máximo da asa limpa
Ângulo de sustentação máximo da asa limpa
Incremento de sustentação no perfil devido à deflexão de dispositivos
hiper-sustentadores

̅
̅
̇
̇
Incremento de sustentação da asa devido à deflexão do dispositivo
hiper-sustentador no bordo de fuga
Área da asa com flape
Ângulo de deflexão do dispositivo hiper-sustentador
Incremento de sustentação da asa devido à deflexão do dispositivo
hiper-sustentador de bordo de ataque
Coeficiente de sustentação máximo da asa com dispositivos hipersustentadores
defletidos
Arrasto parasita da asa ou arrasto para sustentação zero
Arrasto induzido devido à sustentação gerada pela asa
Arrasto de onda devido à formação de ondas de choque sobre a asa
Fator de interferência asa-fuselagem
Fator de correção da sustentação da superfície
Coeficiente de fricção de uma placa plana em escoamento turbulento
⁄ Razão de espessura definida pela corda média geométrica da asa
Coeficiente de sustentação da asa
Fator de Oswald
Número de Mach de divergência
Arrasto parasita da fuselagem
Arrasto induzido da fuselagem devido à sustentação
Arrasto de fricção da fuselagem
Arrasto de pressão da fuselagem
Arrasto de base da fuselagem
Arrasto de onda da fuselagem
Coeficiente de sustentação da aeronave
Peso da aeronave no cruzeiro
Ângulo de ataque da aeronave
Coeficiente de momento no CG da aeronave
Inclinação da reta do coeficiente de sustentação por ângulo de ataque
do conjunto asa-fuselagem
Fator de interferência asa-fuselagem
Incidência da empenagem horizontal
Incidência da asa
Relação entre a pressão dinâmica na empenagem e na asa
Gradiente de downwash na empenagem horizontal
Centro aerodinâmico do conjunto asa-fuselagem-nacele
Centro aerodinâmico da empenagem horizontal
Variação da sustentação da aeronave devido à variação do ângulo de
ataque
Variação do momento devido à variação do ângulo de ataque
Variação da sustentação devido à variação da derivada do ângulo de
ataque
Variação do momento devido à variação da derivada do ângulo de
ataque
Variação da sustentação devido à variação do momento de arfagem
Variação do momento devido à variação do momento de arfagem

sp
sp
Variação da sustentação devido à variação na incidência da
empenagem horizontal
Variação do momento devido à variação na incidência da empenagem
horizontal
Variação da sustentação devido à variação a deflexão do profundor
Variação do momento devido à variação a deflexão do profundor
Momento de inércia no eixo x
Momento de inércia no eixo y
Momento de inércia no eixo z
Amortecimento do curto período
Freqüência natural do curto período
Custo por vôo
Custo de manutenção
Custo de depreciação
Custo devido às taxas aeroportuárias, navegação e registro
Custo de financiamento
Custo da tripulação
Custo de óleo e combustível
Custo com seguro
Velocidade do bloco
Distância percorrida no bloco
Tempo do bloco
Quantidade total de combustível consumido no bloco
Custo da mão-de-obra de manutenção da estrutura e sistemas
Custo da mão-de-obra de manutenção dos motores
Custo com o material para a manutenção da estrutura e sistemas
Custo com o material para a manutenção dos motores
Outros custos de manutenção
Números de horas por bloco necessárias para a manutenção da
estrutura e sistemas.
Números de horas por bloco necessárias para a manutenção dos
motores
Custo dos materiais de manutenção por hora voada
Preço de mercado da aeronave diminuído o preço dos motores
Fator de correção do preço do ano base 1989
Preço de mercado da aeronave
Preço do motor
Custo dos materiais de manutenção do motor por hora voada
Fator de custo de peças de reposição do motor
Custo de depreciação da aeronave sem considerar os motores
Custo de depreciação do motor
Custo de depreciação do sistema de aviônicos
Custo de depreciação das peças de reposição da aeronave
Custo de depreciação das peças de reposição dos motores
Fator de depreciação da estrutura
Preço do sistema aviônico por aeronave
Período de depreciação

Utilização anual da aeronave
Fator de depreciação do motor
Período de depreciação do motor
Fator de depreciação do sistema aviônico
Período de depreciação do sistema aviônico
Fator de depreciação das peças de reposição da aeronave
Fator de peças de reposição da aeronave
Período de depreciação das peças de reposição da aeronave
Fator de depreciação das peças de reposição do motor
Fator de peças de reposição do motor
Período de depreciação das peças de reposição do motor
Custo decorrente das taxas aeroportuárias
Custo decorrente das taxas de navegação
Custo decorrente as taxas de registro
Custo do pouso em função do peso da aeronave
Taxa de navegação de uma aeronave por vôo

Prefácio
Este material foi elaborado com o intuito de auxiliar no projeto conceitual de aviões de
linha (airliners). Ele foi elaborado com base em livros texto de grandes autores de
projeto aeronáutico, como os professores Jan Roskam (Universidade do Kansas, EUA)
e Egon Torenbeek (Universidade de Delft, Holanda).
A experiência dos autores em ministrar disciplinas de projeto em cursos de graduação
e pós-graduação de engenharia aeronáutica contribuiu para o aperfeiçoamento de
algumas metodologias propostas por reconhecidos autores internacionais bem como a
elaboração de algumas outras.
O projeto conceitual de aeronaves inicia-se com os requisitos advindos de estudos de
mercado tais como custos de fabricação, desempenho, capacidade de transporte de
carga e passageiros, conteúdo tecnológico e custo de operação, os quais são
estabelecidos na fase anterior, de estudos de viabilidade. Finaliza-se com detalhes
geométricos, layout estrutural, definição do grupo motopropulsor, esquema dos
sistemas e topologia da configuração. Há certo tempo atrás, as considerações
aerodinâmicas iniciavam e ditavam o projeto de aeronaves, que eram projetadas de
forma que as disciplinas (aerodinâmica, cargas, estruturas, sistemas, etc…) eram
empregadas de forma sequencial. Graças ao desenvolvimento de métodos numéricos
eficientes e do aumento impressionante do poder computacional nas últimas décadas,
plataformas de otimização multidisciplinar incorporaram-se ao contidiano dos
departamentos de projeto da indústria aeronáutica. Adicionalmente, metodologias
muito simplificadas de outrora, e que até violavam fundamentos físicos e matemáticos,
podem ser dispensadas graças à capacidade de cáculo dos atuais computadores de
mesa, notebooks e ultrabooks.
Neste material são fornecidas formulações simples para estimação de coeficientes
aerodinâmicos, massas e posição do centro de gravidade de vários componentes de
uma aeronave de transporte para que de posse deles, possa-se estimar a massa da
configuração completa e seu desempenho. Na parte final. Irá se proceder à otimização
da nossa aeronave de referência, que é o Fokker 100. No texto, são fornecidos dados e
informações sobre o Fokker 100, que será calculado ao longo deste trabalho para
melhor clareza e melhor entendimento dos conceitos por parte do leitor.
É desejável e mesmo necessário que o leitor deste material tenha conhecimentos
básicos de aeronáutica, principalmente nas áreas de aerodinâmica, desempenho,
estabilidade e controle e de otimização multidisciplinar.

Frases (Quotes)
“Airbus will never launch the A380 airliner and we will build the Sonic Cruiser!”
Phil Condit (Former Boeing CEO)
“Airbus A300 is a typical government airplane. They will build a dozen or so and then
go out of business.”
A former Boeing vice president
"The pilot who teaches himself has a fool for a student."
Robert Livingston, Flying the Aeronca
“The scientific theory I like best is that the rings of Saturn are composed entirely of lost
airline luggage.”
Mark Russell, American political satirist & comedian
―It is dangerous to fly an airplane without thrust reverser.‖
A professor of aerodynamics talking about an Airbus A320 accident

I. Introdução
I.1 Importância econômica e social da aviação
Este capítulo contém informações que ilustram a importância econômica e social da
aviação comercial. Dentro da aviação comercial, a maior fatia do mercado é o da
aviação de linha, i. e., o transporte regular de passageiros e carga (com horários
definidos de partida e chegada). O transporte regular de passageiros e/ou carga é
realizado pelos aviões de linha (existe transporte por helicópteros, mas constitui uma
exceção). A importância do Deregulaton Act norte-americano na estrutura da aviação
comercial e na indústria aeronáutica também é analisada e destacada.
I.1.1
Tráfego aéreo, imigração e economia
No início do século XX, Santos-Dumont demonstrou na Europa o vôo do mais-pesadoque-o-ar
com o biplano 14 Bis . Desde então, a aviação cresceu enormente e contabiliza
enormes benefícios econômicos e sociais: ela une países, pessoas e culturas; provê
acesso a mercados globais; gera e promove o turismo e negócios; forja relações entre
países com diferentes níveis de desenvolvimento. De acordo com a agência de turismo
australina, 99% dos turistas que visitam a Austrália são transportados por via aérea. Isto
mostra a importância da aviação para economia daquele país continente.
Em 2012, de acordo com a IATA, a aviação comercial gerou US$ 679 bilhões em
receitas (e colocou na atmosfera 609 milhões de toneladas de CO 2 ). Também de acordo
com a IATA, 56,6 milhões de empregos no mundo devem-se a aviação (empregos
diretos são 8,4 milhões). Cerca de 3,1 bilhões de passageiros foram transportados em
2013.
A empresa britânica NATS que fornece serviços de controle do tráfego áereo, e dispõe
de enorme quantidade de dados sobre a movimentação de aviões no espaço aéreo
europeu. De acordo com a NATS, em um dia típico julho, existem cerca de 30 mil vôos
nos céus europeus. A distância total percorrida por essas aeronaves é de 25 milhões de
milhas náuticas. Isso são 998 voltas ao redor da Terra, ou 104 viagens à Lua. A alemã
Lufthansa é uma das maiores companhias aéreas européias. A Fig. I.1 mostra as rotas
da Lufthansa partindo da cidade de Frankfurt. São rotas sem escalas e internacionais. A
Fig. I.1 ilustra a dimensão global que uma companhia aérea pode atingir graças ao
alcance impressionante de vários aviões de linha modernos.
Figura I.1 – Mapa de rotas aéreas internacionais sem escalas da companhia aérea
alemã Lufthansa em 2014 (Fonte: Lufthansa).

Figura I.2 – Alguns aviões da frota da Lufthansa em 2014 . Aviões não estão em
escala (Fonte: Lufthansa).
A maior economia do mundo, a dos Estados Unidos, tem o tráfego aéreo mais intenso
do planeta. A Tabela Ia contém informações sobre o tráfego aéreo nos EUA no mês de
dezembro de 2013. Os dados foram disponibilizados pelo Departamento de Transporte
do governo dos Estados Unidos e confirmam a pujança do setor de aviação norteamericano.
A Fig. I.4 mostra o tráfego aéreo em uma manhã do dia 11 de março de
2014 nos Estados Unidos. A imagem é uma cortesia do serviço Flightradar24.com e
também atesta o impressionante volume diário de aviões no ar nos EUA.
Atualmente, as companhias aéreas estão organizadas em três grandes alianças globais
de: Star Alliance, SkyTeam e da oneworld. As cias. pertencentes a estas três alianças
são responsáveis por 61% do das receitas por passageiro por km (Revenue passenger
km, ou RPK) mundial e 69% da receita operacional global (Fig.I.3). É possível para
uma parceria companhia aérea dentro de uma aliança para obter imunidade antitruste
que se refere à isenção de perseguição sob as leis antitruste, e embora a competição tem
sido principalmente entre companhias aéreas individuais, foi mudando, e ao presente
concurso é entre alianças.
Figura I.3 – Fatia de mercado das três principais alianças de companhias aéreas
(Fonte: Japan Aircraft Development Corporation).

Item
Regular
Não
programado
Total
Passageiros embarcados (000) 62.483 427 62.910
RPM (000) 70.371.217 594.228 70.965.445
Oferta assentos x milhas (000) 83.370.766 1.149.424 84.520.190
Taxa de ocupação de passageiros (%) 84,41 51,70 83,96
Milhas voadas por cargueiros (000) 525.520 19.946 545.466
Taxa de ocupação de carga (%) 65,22 31,62 64,52
Vôos realizados 729.964 9.640 739.604
Milhas voadas pela frota (000) 577.978 6.046 584.024
Horas voadas pela frota
(após a decolagem e até o pouso) 1.360.542 15.364 1.375.906
Tabela Ia – Dados do transporte aéreo comercial nos Estados Unidos em
dezembro de 2013. (Fonte: U.S. Department of Transportation).
Os números e dados revelados nos parágrafos anteriores certamente nos permite afirmar
que os grandes aeroportos são essenciais para a competitividade de vários países e são
vetores do crescimento econômico regional. A aviação permite que pessoas distantes
entre si rapidamente se conectem e produtos sejam transportados para atender às mais
diversas necessidades. A importância combinada de velocidade, agilidade e
conectividade em um ritmo cada vez mais acelerado transformou a economia mundial.
A malha de transporte áereo comercial está criando uma nova geografia econômica,
com redes de aviação de condução e formação local de negócios e desenvolvimento
econômico no século XXI como tanto quanto rodovias do século XX, ferrovias no XIX,
e os rios e portos marítimos no XVIII. O resultado é que o desenvolvimento de rotas,
desenvolvimento de negócios e desenvolvimento econômico regional andam de mãos
dadas ao redor do mundo.
Fig. I.4 - Tráfego aéreo na América do Norte no dia 11 de março de 2014 (Cortesia
Flightradar24.com).

Para destacar a importância econômica da aviação de negócio, a lista dada a seguir
mostra trinta e quatro utilizações possíveis para ela.
1) Transporte de empregados e executivos
Transporte de funcionários chaves
Facilitar oportunidades estratégicas
Venda e mercado
Prestar serviço ao cliente
Estender controle de gestão
Relações com investidores
Relações públicas
Eventos publicitários
Relações governamentais e lobby
Resolução de litígios
Transporte regular corporativo
Montagem / Equipes de implantação
Produção, engenharia e equipes operativas
Equipe de vendas e propaganda
Gestão, RH, equipes financeiras
Vistoria de oficinas autorizadas
Conexões de vôo
Resposta de ermergência para funcionários em perigo ou feridos
Viagem pessoal
2) Transporte de clientes
Trazer o cliente até a empresa
Transporte da imprensa
Transporte de funcionários públicos selecionados
Criação de ambiente de vendas voador
Transporte de analistas financeiros
Transporte de grupos interessados
3) Transporte de fornecedores
Transporte de fornecedores até a empresa
4) Transporte de carga, componentes e correio
Expedição de pacotes para regiões remotas
Expedição de componentes ou peças para clientes em situação de
emergência
Entrega rápida de correspondência de carga ou correio
5) Transporte aeromédico
Transporte de pacientes para tratamento médico
Evacuação aeromédica
Transporte de medicamentos, pesssoal ou suprimentos para alguma
localidade em situação de emergência
6) Aplicações diretas
Arrendamento de aeronaves a terceiros
Levantamento áereo de possibilidades de negócio ou cartografia

Para relembrar como era o transporte de pessoas antes do advento dos aviões
transcontinentais, vamos abordar a imigração de europeus para os Estados Unidos. De
acordo coma Wikipedia, entre 1850 e 1930, cerca de cinco milhões de alemães
imigraram para os Estados Unidos (Fig. I.5), com um pico nos anos entre 1881 e 1885,
quando um milhão de alemães deixaram a Alemanha e se estabeleceram principalmente
no Centro-Oeste norte-americano. Entre 1820 e 1930, de 3,5 milhões de britânicos e de
4,5 milhões de irlandeses entraram nos Estados Unidos da América. Antes de 1845, a
maioria dos imigrantes irlandeses era protestante. Depois de 1845, católicos irlandeses
começaram a chegar a grande número. Em grande parte, esta leva de imigração
irlandesa foi impulsionada pela Grande Fome, causada pela contaminação de fungos nas
plantações de batata. A partir de 1880, navios maiores e mais rápidos a vapor, com
tarifas mais baixas foram o motor das imigrações. Enquanto isso, as melhorias agrícolas
no sul da Europa e do Império Russo ocasionou mão-de-obra excedente. Então, jovens
de 15 a 30 anos estavam predominantemente entre os recém-chegados. Esta nova onda
de imigração, que constituiu o terceiro episódio da história da imigração dos EUA,
registrou cerca de 25 milhões de europeus fezque desembarcaram nos Estados Unidos.
Os italianos, gregos, húngaros, poloneses e outros povos que falam línguas eslavas
constituiu a maior parte do contigente desta imigração. Entre eles estavam 2,5-4,0
milhões de judeus.
Fig. I.5 - Imigrantes alemães embarcando em um vapor para os EUA em 1874.
Um dos imigrantes alemães, contava-se Wilhelm Böing, que em 1864, aos 22 anos,
deixou a sua cidade natal de Limburg na Alemanha e imigrou para os Estados Unidos,
estabelecendo-se na cidade de Detroit. Ele mudou o seu nome para Wilhelm Boeing e
foi o pai de William Boeing, fundador da companhia Boeing, um dos maiores
fabricantes de aviões comerciais da atualidade. Então, pode-se afirmar que transporte
marítmo pelos navios que faziam rotas regulares mudou o mapa do mundo em vários
aspectos, incluindo o econômico e financeiro. O desenvolvimento dos Estados Unidos,
que o transformou no país com o maior produto interno bruto do mundo, deve muito aos

imigrantes europeus. E isto graças às passagens na 2ª e 3ª classe nos navios
relativamente baratas, à época das grandes levas de imigração aos Estados Unidos.
I.1.2
Desregulation Act
Até o Airline Desregulation Act (Lei da desregulamentação das cias áreas) de 1978, a
aviação era um transporte para poucos. A desregulamentação foi concebida para acabar
com o controle do governo sobre as tarifas, rotas e entrada no mercado (de novas
companhias aéreas) de aviação comercial. Poderes de regulação do Conselho de
Aviação Civil foram eliminados, o que acabou por permitir que os passageiros fossem
beneficiados pelas forças de mercado no setor aéreo. A lei, no entanto, não removeu ou
diminuiu os poderes de regulamentação do FAA sobre todos os aspectos da segurança
aérea.
Frank Sinatra, cantor e ator norte-americano, conta com Come Fly With Me entre as
suas canções mais notórias. Foi capa de um álbum lançado em 1958. Este álbum foi o
mais vendido nos Estados Unidos durante cinco semanas naquele ano. Contudo, a ironia
é que sua popularidade não está alinhada com o acesso ao transporte aéreo àquela
época. Nos anos das décadas de 1950 e 1960, a maioria das pessoas sequer poderia
sonhar em viajar de avião. Naquela época, mais de 80% dos cidadãos norte americanos
jamais havia tido a oportunidade de uma viagem aérea. Havia uma razão simples: voar
era absurdamente caro; e a razão simples pela qual voar era absurdamente caro: essa era
a lei. A destituição do governo do negócio de regulamentar os céus levou a um colapso
notável dos preços dos bilhetes aéreos. A Fig. I.6 mostra a queda no preço médio do
bilhete aéreo nos Estados Unidos desde 1979, ano posterior a desregulamentação.
Figura I.6 – Variação do preço médio do bilhete aéreo nos Estados Unidos no período
1979-2011 (Fonte: Airlines for America).
Antes de 1978, as companhias aéreas obedeciam às regras ditadas por Washington. O
governo determinava se uma nova companhia aérea poderia voar para uma determinada
cidade e ainda especificava o preço da tarifa. Com a concorrência limitada, as

companhias aéreas tinham lucro garantido, esbanjando folhetos com serviços caros
cobertos por passagens aéreas caras.
Com os custos de operação aumentando, e, também, os preços dos bilhetes, por conta da
crise do petróleo da década de 1970, um time senadores e economistas decidiu que
Washington deveria deixar de tutelar as companhias aéreas. O trabalho deles resultou no
Airline Deregulation Act, que entrou em vigor em 1978.
Contudo, há aspectos criticados por muitos analistas do setor aéreo. Esses afirmam que
nos 27 anos anteriores à desregulamentação do setor, nenhuma companhia aérea faliu.
Desde 1978, 160 companhias aéreas fecharam as portas nos Estados Unidos. No último
quarto de século, a taxa de falência entre as transportadoras aéreas tem foi 10 vezes
maior do que a da comunidade de negócios em geral. Em 2005, praticamente todas as
grandes companhias aéreas dos EUA estavam ou entraram em processo de concordata.
Há, também, muita crítica na qualidade dos serviços prestados pelas companhias aéreas
atualmente.
O papel do transporte aéreo internacional mudou radicalmente desde o seu início,
quando foi visto como ideal para o transporte de correio expresso. Tornou-se então um
exclusivo dos ricos e como uma forma de os governos para alcançar as fronteiras de
suas esferas de influência. Posteriormente, tornou-se o meio de transporte preferencial
para viagens de negócios de longa distância como a expansão do comércio após a
Segunda Guerra Mundial. Posteriormente, desenvolveu-se como transporte de massa
para lazer e viagens pessoais, possibilitado pelos avanços tecnológicos, aviões de
grande alcance, seguros e econômicos, e pela reforma desregulatória, que reduziu
custos, e também pelo aumento do tempo de lazer e de renda da população, estimulando
o turismo. Enquanto todas essas demandas por serviços aéreos internacionais
permanecem, houve outro adicional que pode ser pelo menos importante no futuro
imediato, ou seja, a demanda por transporte aéreo para facilitar a migração e imigração
de trabalhadores [Buttom e Vega, 2008].
Os Estados Unidos sofreram várias levas de imigração a partir da década de 1980. As
Figs. I.7 e I.8 foram obtidas com o aplicativo Imigration Explorer disponibilizado na
Internet pelo jornal The New York Times. Pode-se facilmente notar que os latinos
respodem por grande parte dos imigrantes. Com execção daqueles vindos do México, os
demais, incluindo os brasileiros, utilizaram o transporte aéreo para chegar aos Estados
Unidos. Assim, como os navios de linha do século XIX, os aviões desempenharam um
papel importante na mudança da composição dos povos de muitos países.
Usualmente, os imigrantes ou ficam para sempre no país anfitrião (colonos
permanentes), ou estabelecem-se em outro lugar (remigração) ou voltam para o seu país
de origem depois de certo período. Mas essas atitudes em um mundo globalizado e de
fácil mobilidade sofreram alterações. No passado, os imigrantes mais recentes tiveram
pouca escolha a não ser tornarem-se colonos permanentes. Mais recentemente, muitos
imigrantes têm sido vistos como trabalhadores convidados, como, por exemplo, na
Alemanha na década de 1970, Nesses casos, eles eram muitas vezes desprovidos de
qualificações e eram contratados por curto prazo. Isso agora mudou em muitos lugares.
Globalmente, também houve alguma tentativa de liberalizar a circulação temporária de
trabalhadores de serviços no âmbito do Acordo Geral sobre Comércio e Serviços, mas a
sua implantação tem sido fragmentada. O Acordo focou no pessoal qualificado, os quais
são mais propensos a usar o transporte aéreo se acabam por se tornarem imigrantes
temporários.

Figura I.7 - Mapa de imigração aos Estados Unidos no ano de 1980 (Fonte: The New
York Times).
Figura I.8 - Mapa de imigração aos Estados Unidos no ano 2000 (Fonte: The New York
Times).

A desregulamentação do setor aéreo norte americano teve também um grande impacto
no destino da EMBRAER, um fabricante aeronáutico brasileiro. Depois de várias
tentativas fracassadas de se estabelecer uma indústria aeronáutica sólida no Brasil, a
EMBRAER foi criada para preencher esta meta. Contudo, a empresa ao ser criada já
contava com um produto competitivo, o bimotor turboélice Bandeirante EMB-100 (Fig.
I.9), projetado e construído no Centro Técnico de Aeronáutica em São José dos campos.
As tentativas anteriores de se projetar e construir aviões no Brasil fracassaram ou
obtiveram um sucesso relativo, basicamente porque apenas aviões ultrapassados foram
projetados e/ou construídos, os quais não tinham qualquer chance de serem exportados.
Isto, a exportação em grande escala, é imperativa para o sucesso de qualquer indústria
aeronáutica que desenvolva e manufature aviões comerciais, pois apenas a demanda
interna não é suficiente para manter uma fábrica moderna, principalmente no Brasil.
Contudo, a EMBRAER nasceu com um produto competitivo, o bimotor turboélice
Bandeirante que havia sido desenvolvido no Centro Técnico de Aeronáutica (CTA), em
São José dos Campos, São Paulo. Teria o bimotor Bandeirante alguma chance no
mercado internacional?
Fig. I.9 – O segundo protótipo do Bandeirante no Museu Aeroespacial Brasileiro
em São José dos Campos, São Paulo (Foto do autor).
A EMBRAER iniciou suas operarações em janeiro de 1970, tendo sido fundada em
agosto do ano anterior. Enquanto os protótipos do Bandeirante (EMB 100) foram
ganhando experiência de vôo, a equipe de projeto estava realizando mudanças e
adaptações necessárias para a produção de um terceiro protótipo. Apesar do bom
desempenho do Bandeirante, verificou-se que o mercado havia mudado desde o início
do seu desenvolvimento. Assim, os oito assentos do avião se mostraram ser
insuficientes em face dos novos requisitos da FAB e das empresas aéreas. Dentro desta
nova ótica, a Embraer decidiu refazer completamente o avião, e assim o EMB-110
Bandeirante surgiu (Fig. I.10). Era maior, com 12 lugares na versão militar, e teve
alguns avanços técnicos adicionais, quando comparado com os primeiros protótipos,
como, por exemplo, trem de pouso totalmente escamoteável.

Fig. I.10 – Bandeirante EMB-110C da Transbrasil.
No dia 09 de agosto de 1972, o primeiro Bandeirante de série efetuou a primeira corrida
de pista e, em um dos ensaios, chegou efetivamente e se elevar por uns dois ou três
metros antes de retornar ao solo, evento que ficou conhecido como ―o salto de pulga‖. O
primeiro vôo ocorreu no dia 19 de agosto de 1972, data do terceiro aniversário da
EMBRAER. A homologação do EMB-110 pelo CTA veio no mês de dezembro. Em
fevereiro de 1973, foram entregues os três primeiros Bandeirante à Força Aérea
Brasileira (FAB), onde foi designado de C-95. Em 11 de abril do mesmo ano, o
primeiro Bandeirante foi entregue a uma empresa de aviação comercial, Transbrasil
(Fig. I.8), cuja ordem havia sido feita apenas três meses antes. Tratou-se do primeiro
avião projetado e construído no Brasil a ser operado por uma companhia aérea
brasileira. O primeiro vôo comercial do Bandeirante ocorreu em 16 de abril de 1973, em
cidades do sul do país. O avião foi bem aceito pelo público e as companhias aéreas. Era
robusto e de apresentava baixo custo operacional.
O EMB-110 foi equipado com um motor confiável, o Pratt&Whitney PT6-34, de baixo
custo de manutenção. O Bandeirante atendia adequadamente às exigências do mercado
aéreo regional brasileiro nos anos 70, regulado e subvencionado pelo governo federal.
Ele também respondeu de forma muito positiva para a primeira crise do petróleo em
1973, quando houve um aumento muito significativo dos preços dos combustíveis, o
tornou as operações com jatos muito caras. Em 1975, a Embraer exportou os primeiros
aviões Bandeirante: duas unidades foram vendidas para a Força Aérea Uruguaia. Dois
anos mais tarde, a exportação do Bandeirante para companhias aéreas comerciais
começou. A primeira companhia aérea estrangeira a operar um Bandeirante foi a
empresa francesa Air Littoral.
Ano 1972 1973 1974 1975 1976 1977 1978 1979 1980 1981
Produção 0 13 26 36 50 26 36 50 65 61
Tabela Ib – Produção do EMB-110 Bandeirante (Fonte: aeromuseu.com.br).
A fim de buscar o sucesso do Bandeirante fora do Brasil, a Embraer começou a buscar a
certificação de organizações internacionais. Em 21 de dezembro de 1977, o Bandeirante
recebeu a certificação da DGAC (Gerência Geral de Aviação Civil francesa). Em 15 de
agosto de 1978, o Bandeirante recebeu a certificação emitida pela CAA do Reino
Unido, autoridade de aviação civil daquele país (Atualmente, o Joint Aviation
Authoritiues, JAA, congrega as funções de homologação de países europeus).

Apesar do sucesso limitado no exterior, faltavam ainda vendas em números expressivos
no mercado civil. A Força Aérea Brasileira havia encomendado 200 unidades, o que
garantia a produção por um longo período, mas apenas vendas militares não tornariam a
EMBRAER viável.
O Bandeirante era um produto competitivo no mercado internacional, mas o grande
impulso veio com a certificação nos Estados Unidos em junho de 1978, ano do Airline
Deregulation Act. Depois de ganhar a aprovação oficial de vários países, a empresa
buscou aprovação oficial dos Estados Unidos FAA (Federal Aviation Administration).
A Tabela Ib ilustra que as entregas do Bandeirante registraram um salto considerável
após o ano de 1978.
Várias versões e variantes do EMB-110 foram desenvolvidas e colocadas no mercado,
incluindo uma variante de patrulhamento marítimo (EMB-111) armada com foguetes e
equipada com um radar de busca, a qual ficou conhecida como Bandeirulha. A Fig. I.11
ilustra as várias versões e variantes do Bandeirante. A Embraer também realizou alguns
estudos para um a variante a jato do Bandeirante, que não saiu do desenho (Fig. I.12).
Figura I.11 – Versões e variantes do EMB-110 Bandeirante.
Figura I.12 – Conceito de variante a jato do Bandeirante, que não se materalizou.

Até o final da década de 1970, o uso de pequenas aeronaves em rotas regionais não era
permitido nos Estados Unidos. Depois de vários acordos em maio de 1978, o FAA
estabeleceu os requisitos para a operação de aeronaves menores. Com isso, a Embraer
precisava encontrar um comprador, a fim de iniciar o processo de certificação pelo
FAA, o que ocorreu em 21 de junho de 1978, quando Robert Terry, presidente do Aero
Industries, fechou um acordo para a compra de três Bandeirantes, que seriam usados
pela Aero Commuter, uma subsidiária da empresa. Assim, em 18 de agosto de 1978,
três dias após a aprovação oficial na Inglaterra, o Bandeirante EMB- 110P1 foi
oficialmente aprovado pelo FAA nos Estados Unidos. A desregulamentação do setor
aéreo norte americano possibilitou o surgimento de várias empresas aéreas de pequeno
porte, muitas se especializando no transporte de carga e em alimentar com passageiros
grandes aeroportos a partir de cidades pequenas e de médio porte. A partir daí, com o
selo do FAA, o Bandeirante começou a ser exportado para vários outros países. O
grande sucesso de vendas da Bandeirante no exterior foi um dos fatores que levaram a
Embraer a criar uma filial nos Estados Unidos, a Embraer Aircraft Corporation (EAC),
em Fort Lauderdale, Florida, em 1979. Após o Bandeirante, a EMBRAER colocou no
mercado o EMB-120 Brasília, mais sofisticado, msis veloz e pressurizado.
Diferentemente do que havia acontecido com o Bandeirante, onde a certificação nos
EUA deu-se anos após a certificação brasileira, a EMBRAER obteve a certificação para
o EMB-120 nos Estados Unidos semanas após a certificação no Brasil. O sucesso
comercial da EMBRAER, que se estendeu aos dias atuais, deve-se em grande parte à
desregulamentação de 1978. Para tal, basta ver a grande desproporção entre aviões
comerciais que ela vendeu no Brasil em relação àqueles que foram exportados. Sem
conquistar os mercados internacionais, ela teria sido mais uma história de fracasso.
Aviões em serviço
Demanda por tamanho
2012-2032 2013-2032
Configuração 2012 2032 Configuração
Dois corredores e
seção transversal
grande
Dois corredores e
seção transversal
média
Dois corredores e
seção transversal
pequena
780 910
1.520 3.610
2.310 5.410
Dois corredores e
seção transversal
grande
Dois corredores e
seção transversal
média
Dois corredores e
seção transversal
pequena
Novos
aviões
Valor
(US$B)
760 280
3.300 1.090
4530 1.100
Um corredor 13.040 29.130 Um corredor 24.670 2.290
Jatos regionais 2.260 2.180 Jatos regionais 2.020 80
Total 20.310 41.240 Total 35.280 4.840
Tabela Ic – Previsão de mercado da companhia Boeing Co. (Fonte: Boeing).
Atualmente, a EMBRAER divide com a Bombardier as maiores fatias de mercado para
aviões com 130 assentos ou menos. Acima desta categoria, Boeing e Airbus dividem o
mercado. Essas empresas e outras também divulgam anualmente as suas previsões de
volume de tráfego aéreo e demanda de avião (market outlook) em uma janela de tempo
de 20 anos. Este tipo de previsão tem várias aplicações práticas importantes. Ela ajuda
aos fabricantes aeronáuticos a moldar aestratégia de seus produtos, bem como fornece
orientação para o planejamento de negócios de longo prazo. A empresa Boeing, em

especial, compartilha a sua previsão com o público desde 1964 com o intuito de ajudar
as companhias aéreas, fornecedores e da comunidade financeira tomar decisões bem
informadas. A Tabela Ic mostra a previsão de mercado da empresa Boeing Co. Para
várias categorias de aviões de linha. A maior fatia em tremos de valor monetário é o de
aviões de um corredor, aviões na faixa 130-220 assentos. A categoria com
menornvolume de negócios é a de jatos regionais, com US$ 80 bilhões.
I.1.3
Indicadores operacionais econômicos
Importantes indicadores operacionais da atividade econômica das empresas aéreas estão
aqui colocadas para melhor entendimento do seto. Os indicadores definem a eficiência
operacional da empresa e são a maneira controlável de se alcançar resultados
satisfatórios.
ASK: Available seat kilometers, ou assento-quilômetro disponível, que corresponde ao produto
da multiplicação da quantidade de assentos disponíveis em todas as aeronaves pela distância em
quilômetros dos vôos da Companhia. Com este indicador chega-se ao potencial de receita da
empresa, ou seja, obtêm-se a oferta .
RPK: Revenue passenger kilometer, ou passageiro receita-quilômetro transportado, que
corresponde ao produto da multiplicação da quantidade de passageiros transportados pagantes
pela quantidade de quilômetros voados. Com este indicador pode-se, através de uma análise
junto com o ASK definir o aproveitamento do potencial de vendas da empresa.
Taxa de ocupação (Load Factor): Percentual da aeronave que esta sendo ocupada nos vôos,
calculada pelo quociente entre RPK e ASK, chegando-se assim ao aproveitamento dos assentos
oferecidos.
BELF: Break-even load factor, ou taxa de ocupação em que as receitas são equivalentes aos
custos e despesas operacionais. Este parâmetro representa a ocupação mínima da aeronave para
que a empresa não tenha prejuízo com o vôo.
CASK*: Custo operacional por ASK, ou quociente da divisão dos custos operacionais totais
pela quantidade de assentos disponíveis por quilômetro. O resultado é geralmente apresentado
em centavos de reais por assento-quilômetro. Com este parâmetro consegue-se comparar os
custos de operação de empresas diferentes (aeronaves de tamanhos diferentes) e assim qual
possue uma melhor eficiência operacional em termos de custo.
RASK*: Receita por ASK ou quociente da divisão da receita operacional total pela quantidade
de assentos disponíveis por quilômetro. O resultado é apresentado em centavos de reais por
assento-quilômetro. Com este parâmetro consegue-se comparar a receita operacional de
empresas diferentes (aeronaves de tamanhos diferentes) e assim qual possue uma melhor
eficiência operacional em termos de receita.
CFK: Cost of fuel per kilometer, ou custo de combustível por km, que corresponde ao quociente
do custo total de combustível da Companhia pelo total de quilômetros voados pela Companhia.
Yield: Valor médio pago por passageiro para voar um quilômetro. Com este parâmetro
consegue-se analisar qual empresa cobra mais por passageiro pagante.
Tarifa média: Quociente da divisão da receita proveniente de transporte de passageiros pela
quantidade de passageiros transportados pagantes.
*Estes parâmetros podem ser apresentados como CASK por passageiro ou RASK por
passageiro, o que então representará não o custo operacional total, mas sim o custo
operacional por passageiro.

I.2 Breve história da aviação comercial
Nesta seção, dados técnicos e a história de vários aviões de linha selecionados pelos
autores estão disponíveis. Antes de se passar a história individual dos aviões escolhidos,
é importante proporcionar ao leitor uma visão da evolução das configurações dos aviões
de linha.
I.2.1
Período pré Primeira Guerra Mundial
O início do vôo do mais pesado-que-o-ar teve a contribuição de vários pioneiros, entre
os quais o brasileiro Santos-Dumont, que se estabeleceu na França no final do Séc. XIX.
Santos-Dumont ocupou-se na França com o vôo de balões e em seguida dirigíveis, com
os quais se tornou uma celebridade mundial. Após o seu sucesso com os dirigíveis,
Dumont voltou-se ao projeto e construção de aviões.
Santos-Dumont conquistou o Prêmio Deutsch em 1901, quando partindo do Campo de
Saint Cloude com o seu dirigível Nº 6, contornou a Torre Eiffel e voltou ao ponto de
partida no tempo estipulado pelo Aeroclube da França (Fig. I.13). Ele havia tentado este
feito anteriormente com o seu dirigível Nº 5, mas devido ao vazando do higrogênio do
compartimento sustentador acabou por se chocar com o Hotel Trocadero (que não existe
mais na Paris de hoje).
Figure I.13 – À esquerda: Um marco para a engenharia aeronáutica: dirigíveis
de Santos-Dumont ao redor da Torre Eiffel. Esquerda – O Número 5
experimentou vazamento de gás depois de contornar a Torre Eiffel. A imagem é
erroneamente interpretada por muitos historiadores, pois eles se referem ao
aparelho na foto como o Número 6. À Direita: o Número 6 a caminho de
conceder ao Santos-Dumont o prêmio Deutsch de la Meurthe.
Santos-Dumont dcontinuou desenvolvendo dirigíveis. O menor deles, foi o Nº 9,
semirrígido, batizado como La Baladeuse, foi um dos menores que Santos-Dumont
construiu (Fig. I.14). Ele foi idealizado e construído para ser um "carro aéreo" e atendeu
as expectivas de Dumont, que com o dirigível descia em locais públicos, como
restaurantes, lojas e lanchonetes, visitava amigos e ia com freqüência a clubes, onde
deixava com os porteiros as "rédeas" do seu "corcel alado". Voava sobre as casas de
Paris, quase resvalando sobre seus telhados. Em 14 de julho de 1903, participou das
comemorações da queda da Bastilha, desfilando com o dirigível. Nesse dirigível
permitiu que, pela primeira vez, uma outra pessoa o conduzisse, a cubana Aida de

Acosta. Primeiro balão a motor a transportar uma criança. Sofreu, no entanto, um
"retour de flamme" sobre o Rio Sena no episódio conhecido como "chapéu panamá".
Figura I.14 – Ainda D’Acosta pilotando o dirigível Santos-Dumont No. 9.
A Fig I.15 mostra alguns aviões que marcaram época no período 1908-1909. Em
janeiro de 1908, o anglo-francês Henri Farman realizou o primeiro vôo de kilômetro da
história com o Farman-Voisin I. Ao Farman também é atribuído o primeiro vôo com
passageiro em avião da história, transportando Léon Delagrange em 29 de março de
1908. O vôo foi curto: apenas 138 m foram percorridos a uma altura de 4 m do solo. Os
irmãos Wright realizaram um vôo com passageiro em público seis semanas depois de
Farman, em Kitty Hawk, EUA, percorrendo uma distância de 600 m.
Fig. I.15 – Aviões que se destacaram no período 1908-1909.

I.2.2
Período entre guerras
No período imediatamente depois da Primeira Guerra Mundial, muitos aviões de
transporte foram derivados diretos de aviões de combate empregados no conflito,
notadamente bombardeiros. Houveram grandes saltos tecnológicos advindos da guerra
como o emprego de perfis espessos, motores refrigerados a água e construção de
alumínio, esta última pioenirada pela empresa alemã Junkers.
A empresa de eletricidade alemã AEG (Allgemeine Elektricitäts-Gemeinschaft) também
fabricou aviões para o exército daquele país durante a Primeira Guerra Mundial. O AEG
J.I foi utilizado na Primeira Guerra como avião de ataque ao solo pelos alemães. Findo
o conflito, representou uma das primeiras conversões de aviões militares para uso civil
com a sua variante J.II (Fig. I.16).
Figura I.16 – O avião de transporte de passageiros AEG J.II foi derivado do J.I,
um avião militar.
O AEG J.I foi derivado de um avião de reconhencimento e equipado com motores mais
potentes, dispondo também de blindagem para o piloto e motor. Duas metralhadoras de
7,92 milímetros foram instaladas no piso do compartimento do observador e eram
usadas contra alvos terrestres. Uma metralhadora Parabellum de 7,92 milímetros foi
instalada em uma posição voltada para trás, para defesa do aparelho. As aeronaves
equipadas com ailerons na asa inferior, bem como na superior foram designadas AEG
J.Ia. Uma versão melhorada do J.I foi desenvolvida como AEG J.II, a qual recebeu
ailerons balanceados aerodinamicamente e fuselagem traseira foi estendida para
acomodar uma maior barbatana dorsal (para melhorar a estabilidade direcional). Depois
da guerra, vários J.IIs foram operados no primeiro serviço diário com aviões de
passageiros do mundo, entre Berlim e Weimar, estabelecido pela Cia. Deutsche Luft-
Reederei. Este percurso começou em 5 de Fevereiro de 1919. Os primeiros J.II tinham o
posto de pilotagem abertos, mas as versões modificadas com cabines fechadas para dois
passageiros rapidamente os substituiram.
Transporte aéreo no Atlântico
Lignes Aeriennes Latécoère
Próximo do término da Primeira Guerra Mundial, um industrial de Toulouse, Pierre
Georges Latécoère, entusiasmado pelo progresso da aviação, decide iniciar atividades
de aviação. Durante a Guerra, ele havia convertido sua fábrica de vagões ferroviários
em fábrica de aviões.
Em dezembro de 1924, uma missão aérea da Latécoère veio ao Rio de Janeiro com três
aviões Bréguet 14, A2, novos, com objetivos comerciais de ligar o Rio de Janeiro à
Buenos Aires por via aérea. Esta viagem já havia sido feita anteriormente pelo piloto

asileiro Edu Chaves, mas agora a questão era estabelecer uma linha regular (Fig.
I.17).
Em 14 de janeiro de 1925, os aviões partem do Rio de Janeiro em uma missão de
reconhecimento em direção ao sul, entre Rio e Buenos Aires, a bordo dos três Bréguet
14, com os pilotos Roig, Vachet, Hamm, Lafay e três mecânicos, que aterrissam em São
Paulo, Florianópolis, Porto Alegre, Pelotas, Montevidéu e Buenos Aires. O percurso é
realizado com sucesso.
Em Florianópolis, do que se depreende dos acontecimentos, a missão teria passado pela
ilha em 14 de janeiro de 1925, como pode ser visto na foto reproduzida acima.
Desconhecemos a existência de outras fotografias que testemunhem a atuação da
companhia em Florianópolis.
Esta parece ter sido a primeira de uma série de viagens que passaram pela ilha que
segundo registros mostram a ocorrência de cerca de 70 pousos realizados entre os anos
de 1927 e 1931. Concomitantemente a missão em direção ao sul, a Latécoère
empreendeu um vôo de reconhecimento em direção ao norte (Rio – Recife).
Em outubro de 1926, o famoso Antoine de Saint-Exupéry passa a integrar a equipe de
pilotos. Ele é designado ao setor sul e depois a Cabo July, como chefe da praça aérea.
Nesta época é colocado em serviço o Laté 17, que possuía cabine para cinco
passageiros, além de compartimento para mala postal. Antes disso, a correspondência
era carregada em caixas alongadas dispostas nas asas.
Em abril de 1927 a sociedade Lignes Aériennes Latécoère é vendida em quase na sua
totalidade ao empresário Marcel Bouilloux-Lafont e passa a se chamar Compagnie
Générale Aéropostale.

Figura I.17– Cartaz da Aéropostale indicando a rota aérea para a América do Sul.

A Companhia Latécoère à Toulouse continuou sua existência com a fabricação de
aviões. Após a Segunda Guerra Mundial, a Latécoère deixou de produzir aviões e
tornou-se fornecedora de partes de aeronaves para fabricantes de aviões. A Embraer é
um dos clientes, que use partes fabricadas pelas Latécoère em seus E-jets.
Fig. I.18 - Primeiros aviões a transportar passageiros.
Na década de 1930, o único meio de atravessar o Atlântico por via aérea sem escalas era
por meio de dirigível. A única companhia que fabricava e operava dirigíveis em escala
comercial era a companhia alemã Zeppelin. Baseado no LZ 126 Los Angeles, dirigível
militar que fora entregue aos Estados Unidos como reparação de guerra, a Zeppelin
construiu o LZ 127 Graf Zeppelin. O LZ 127 foi empregado em rotas para o Brasil e
Estados Unidos. O Graf Zeppelin fez sua primeira viagem ao Brasil em 1930, chegando
à cidade do Recife, no estado de Pernambuco, em 21 de maio. O primeiro brasileiro a
viajar nele foi o engenheiro e escritor Vicente Licínio Cardoso. Este vôo iniciou uma
regular e bem sucedida rota comercial entre o Brasil e Alemanha. Inicialmente, devido à
ausência de instalações adequadas no Campo dos Afonsos, na |cidade do Rio de Janeiro,
o Graf Zeppelin, atracava na cidade do Recife onde os passageiros eram desembarcados,
e seguiam viagem para o Rio de Janeiro em aviões da empresa aérea Syndicato Condor.
Até hoje, a estação de atracação de dirigíveis em Recife, o Torre do Zeppelin existe.
Funcionários da empresa alemã Luftschiffbau-Zeppelin GmbH viajaram ao Brasil em
1933 para selecionar um local apropriado às operações de pouso, decolagem e
armazenamento dos gigantescos zeppelins. Após realizarem um detalhado estudo
climatológico, levando em consideração, principalmente, a velocidade e direção dos
ventos, optou-se pelo uso de uma área próxima à Baía de Sepetiba, no estado do Rio de
Janeiro. A área, que media 80.000m², foi cedida pelo Ministério da Agricultura. No
período de um ano, um enorme hangar foi erguido para abrigo dos dirigíveis, que mais
tarde recebeu o nome de Aeródromo Bartolomeu de Gusmão. Foi instalada também no
local, uma usina produtora de gás hidrogênio para abastecimento dos dirigíveis, além de
um ramal ferroviário que poderia transportar os passageiros do centro da cidade do Rio

de Janeiro até o aeródromo. Em 26 de dezembro de 1936, a instalação foi inaugurada,
contando com uma linha regular de transportes aéreos que fazia a ligação entre o Rio de
Janeiro e a cidade de Frankfurt, na Alemanha, com escala em Recife. Em abril de 1936,
o maestro Heitor Villa-Lobos embarcou no LZ-129 Hindenburg (Fig. I.19) em direção
à Europa. O hangar foi utilizado por pouco tempo, sendo que em 1938 suas atividades
foram encerradas. Dos nove vôos da linha aérea alemã ligando o Brasil à Europa nesse
curto período, quatro dessas viagens foram realizadas pelo Hindenburg e as outras cinco
pelo Graf Zeppelin. Em 1942, o Aeródromo Bartolomeu de Gusmão foi transformado
na Base Aérea de Santa Cruz.
a. Junkers F 13
Figura I.19 – Dirigível Hindenburg sobre Nova Yorque.
O Junkers F.13 (também conhecido como F 13) foi o primeiro avião de transporte
metálico do mundo (Fig. I.20). Ele foi possível graças Aos esforços próprios da
empresa Junkers, a qual desenvolveu durante a Primeira Guerra Mundial tecnologias
capazes de construir uma aeronave inteiramente metálica. Este empreendimento
resultou no Junkers D.I (J 7 a J 9), um caça monoplano inovador (Fig. I.20). Durante os
ensaios em vôo, o J 9 demonstrou não possuir a manobrabilidade requerida para um
caça de primeira linha, mas foi considerado apto para ser empregado como caça naval, e
um lote de 12 unidades foi então pedido. Após terem sido entregues à unidade naval em
questão em 1918, os aviões foram redistribuídos para Frente Leste após o Armistício.
Um exemplar do D.I sobreviveu à Guerra e está exposto no Musée de l'Air et de
l'Espace, nos arredores de Paris, França.

Fig. I.20 – Junkers D.I (à esquerda) e F 13.
Sendo a única empresa no mundo àquela época capaz de projetar e fabricar aeronaves
inteiramente metálicas, a Junkers iniciou o desenvolvimento do F 13 ainda no final da
Primeira Guerra Mundial. O avião era monoplano em cantilever (em balanço), com
capacidade para quatro passageiros. Mais de 300 unidades foram vendidas e ficou em
produção por 13 anos e em serviço comercial por quase vinte anos.
Similarmente ao D.I, o F 13 era aerodinamicamente limpo, sem estais e montantes
externos. Na década de 1920, os aviões da Junkers não eram usuais, pois muitos
biplanos estavam ainda sendo empregados como aviões de linha.
A partir de 1918, aproximadamente, 35 modelos de aviões da empresa Junkers
utilizaram uma liga de alumínio (duralumínio) como revestimento corrugado e prétensionado,
uma característica e patente da Junkers.
Atrás do único motor do F 13, havia um posto de pilotagem semiaberto, com teto, mas
sem janelas laterais. A cabina de passageiros, com acomodação para quatro pessoas, era
fechada, aquecida e apresentava portas e janelas na lateral da fuselagem. Assentos de
passageiros foram equipados com cintos de segurança, um avanço para a época. O F 13
dispunha de um trem de pouso principal fixo e uma bequilha de patim. Algumas
variantes foram equipadas com flutuadores e esquis.
O Junkers F 13 voou pela primeira vez em 25 de junho de 1919, movido por um motor
Mercedes em linha e refrigerado a água de 127 kW (170 hp). As primeiras unidades de
produção tinham uma asa de maior envergadura e de maior área em relação ao
protótipo, e ainda receberam motorização de maior potência: um BMW de140 kW (185
hp) refrigerado a água. Muitas variantes foram construídas com motores Mercedes,
BMW e Junkers com refrigeração líquida e cilindros em linha e também com o
Armstrong Siddeley Puma, Gnome-Rhône Júpiter e Hornet e motores radiais Pratt &
Whitney.
b. Dornier Wal
O hidroavião Dornier Wal (Do J) tinha asa alta com dois motores acomodados em uma
única nacele sobre a asa (Fig. I.21). Um motor acionava uma hélice tratora e o outro
uma propulsora. O Do J realizou o seu primeiro vôo em 6 de novembro de 1922. O vôo,
bem como a maior parte da produção até 1932, teve lugar em Itália por causa das
restrições à aviação na Alemanha após a I Guerra Mundial, nos termos do Tratado de
Versalhes. A Dornier começou a produzir o Wal na Alemanha em 1931, durando até
1936.

Fig. I.21 – Dornier Wal (Foto: Wikipedia).
Na variante militar denominada de Militärwal a tripulação acomodava-se em uma área
aberta no nariz do aparelho. Havia uma estação com metralhadora na proa e outra na
metade da aronave. A Espanha foi o primeiro país a receber a variante militar.
Argentina, Chile, Holanda, Iugoslávia, União Soviética, Itália e Alemanha também
foram clientes da variante militar. Os principais utilizadores militares, Espanha e
Holanda, fabricadaram o Dornier Wal sob licença. Vários países, notadamente a Itália,
Noruega, Portugal, Uruguai, Grã-Bretanha e Alemanha, empregaram o Wal para
ataques militares.
A variante civil tinha uma cabina na parte dianteira da fuselagem, acomodando até 12
passageiros. Alemanha, Itália, Brasil e Colômbia foram os principais operadores civis.
O Do J recebeu inicialmente a motorização composta por dois 265 kW (355 hp) Rolls-
Royce Eagle IX. Versões posteriores utilizaram quase todos os tipos de motores
disponíveis no mercado de fabricantes como a Hispano-Suiza, Napier & Son, Lorraine-
Dietrich, BMW, e até mesmo o motor norte-americano Liberty. A 10 a Wal utilizado
pelo Deutsche Luft Hansa para o seu serviço de correio de todo o Atlântico Sul 1934-
1938 tinha um alcance de 3.600 km (2.200 milhas), e um teto de operação de 3.500 m.
Mais de 250 Wals foram construídas por CMASA e Piaggio, na Itália, na Espanha
CASA, Kawasaki, no Japão, Aviolanda na Holanda, e Dornier, na Alemanha.
Várias companhias aéreas operaram Dornier Wals em serviço regular de passageiros de
correio com grande sucesso. Alguns operadores: SANA e Aero Espresso da Itália; Aero
Lloyd e Deutsche Luft Hansa da Alemanha; SCADTA de Columbia; Syndicato Condor
do Brasil; Nihon Koku Yuso Kaisha do Japão. O Dornier Wal foi à época um dos
maiores sucessos da história da aviação naval.
A Força Aérea Colombiana empregou o Dornier Wal na Guerra Colômbia-Peru, que
aconteceu no período 1932-1933.

c. Junkers Ju 49
Hugo Junkers teve a visão das viagens aéreas de longa distância entre os continentes já
nos anos vinte. Correntamente raciocinou que os aviões voariam em altitudes elevadas
para melhorar o desempenho graças a menor resistência do ar. Isto, além de exigir uma
alimentação especial para os motores, requeria também que um ambiente amigável
deveria ser proporcionado à tripulação e aos passageiros.
O uso de oxigênio através de uma máscara facial, suportando frio extremo e hipoxia foi
experimentado por alguns aviadores experimentalmente com aviões com posto de
pilotagem aberto: Cyril Uwins atingiu 13.408 m em um Vickers Vespa em setembro de
1932; e Renato Donati voou em 14.433 m de altitude em um Caproni Ca 114 no final de
1933. Vôo contínuo em altas altitudes nestes dois casos seriam fatais.
Figura I.22 – À esquerda: cabina pressurizada desenvolvida pela empresa Junkers.
À direita: o avião experimental Junkers Ju 49 (Foto: Deutsches Bundesarchiv, Bild
102-12368, 1931).
Para solucionar o problema de vôos prolongados em altitudes levadas, Hugo Junkers
projetou e construiu o Ju 49, um avião de pesquisa com cabine pressurizada (Fig. I.22),
o que proporcionava uma atmosfera artificial para os dois tripulantes. O esguio avião
era movido por um motor Junkers L 88a de 800 hp. O Ju 49 alcançou em vôos de ensaio
altitudes de mais de 14 mil metros - era a primeira vez que uma aeronave pode operar
em tais altitudes sem pôr em risco a tripulação.
d. Handley Page H.P.42
A empresa britânica Handely Page Limited foi fundada por Frederick Handely Page em
1909. Foi a primeira fabricante de aviões da Grã-Bretanha. Ele deixou de existir em
1970 e ficou conhecida pelo projeto e fabricação de aviões de transporte e
bombardeiros. O que destacamos nesta seção é o avião de linha Handley Page H.P.42.
O H.P.42 (Fig. I.23) se destacou na década de 1920 e 30. Eram biplanos quadrimotores,
que foram projetados especialmente para a companhia britânica de aviação Imperial
Airways. Havia duas versões do H.P.42, a ―E‖ e a ―W‖, dedicadas a rotas para colônias
do Império Britânico no leste e oeste, respectivamente. A versão ―W‖ foi designada
também de H.P.45. No total, oito aviões H.P.42 e 45 foram fabricados, quatro de cada
tipo. Operaram até o início da Segunda Guerra Mundial, quando foram requisitados
pelas forças armadas britânicas. Nenhuma vida foi perdida durante o serviço civil. O

H.P.42 tinha quatro tripulantes e acomodava 24 passageiros em sua cabina com amplas
janelas.
O aerodinamicista alemão Gustav Lachman inventou o slate em 1918. O slate é um
dispositivo colocado no bordo de ataque das asas para melhorar suas características em
elevados ângulos de ataque (Fig. I.24). Lachman tentou patentear a sua invenção, mas o
pedido foi inicialmente rejeitado pelo Instituto Alemão de Patentes com a argumentação
de que faltavam provas de que ele iria funcionar de acordo com o pretendido. Lachman
desistiu da idéia e se matriculou na Universidade Técnica de Darmstadt para um curso
de engenharia mecânica. Graduou-se em junho de 1921 e começou a trabalhar na
empresa de automóveis Opel. Por acaso, ele ficou sabendo de uma demonstração
pública do uso de fendas (slots, em inglês) no bordo de ataque pela empresa Handely
Page. Isto o encorajou a renovar o seu pedido de patente. Para tal, ele precisava
demonstrar que seu invento fucionava através de ensaios em túnel de vento. Pediu então
1000 RM (Reichsmark) a sua mãe para pagar os ensaios que seriam realizados por
Ludwig Prandtl na Universidade de Göttingen. De posse dos resultados, submeteu novo
pedido e a patente foi concedida retrospectivamente. Uma reunião entre Lachman e a
empresa Handely Page, resolveu a questão de propriedade em benefício mútuo, os
direitos de patente sendo compartilhados, e Lachmann sendo contratado como consultor
pela Handley Page Ltd. Outros fabricantes aeronáuticos resolveram adotar slates em
configurações de aviões e a Handely Page teve muitos ganhos advindos de pagamentos
de royalties.
É preciso ressaltar que na década de 30, quando começaram a serem empregados em
maior escala, os slates eram fixos, o que comprometia muito o arrasto em cruzeiro, onde
o ângulo de ataque típico é muito menor do que aqueles encontrados no pouso e
decolagem. Portanto, eles prejudicavam o desempenho em cruzeiro por conta do maior
arrasto que causavam. Ao longo do tempo, foram desenvolvidos mecanismos de atuação
que permitiam que o slate se recolhese durante a fase de cruzeiro. De qualquer modo,
mesmo não causando diretamente maior arrasto em cruzeiro, os slates móveis conferem
maior peso ao avião e também maior custo de manutenção.
Figura I.23 – O britânico Handley Page H.P.42 foi um avião de transporte bem
sucedido na década de 1930 (Imagem: Microsoft Flight Simulator X).

Figura I.24 – Ilustração do funcionamento do slate.

e. Junkers Ju 52
O Junkers 52 (Fig. I.25) foi um avião inteiramente metálico concebido para transporte
de 17 passageiros. É também um dos aviões de transporte mais bem sucedidos da
história, com 4845 unidades fabricadas.
Figura I.25 – Junkers Ju 52/3m (Imagem: Microsoft Flight Simulator X).
Projetado por Ernst Zindel na fábrica da Junkers na cidade de Dessau, Alemanha, o
modelo inicial tinha apenas um motor, e foi designado Ju 52/1m. O protótipo realizou o
primeiro vôo em 1931 e foi certificado no mesmo ano pelo Ministério dos Transportes
alemão. Devido à falta de interesse por parte dos compradores, principalmente da
Deutsche Lufthansa, foram adicionados ao avião mais dois motores para melhorar o seu
desempenho, mudando sua denominação para Ju 52/3m. Fabricado com motores BMW,
alguns modelos para exportação também utilizavam motores Pratt & Whitney Wasp ou
Bristol Pegasus. Os primeiros aviões com esta nova configuração, equipados com
motores Pratt & Whitney, foram entregues ao Lloyd Aéreo Boliviano (LAB).
A extinta empresa aérea brasileira VASP adquiriu dois Ju-52/3 m, batizados de ―Cidade
de São Paulo‖ e ―Cidade do Rio de Janeiro‖. As partes dos dois trimotores foram
despachadas da Alemanha para o Brasil, com a montagem final se dando em solo
nacional. As duas aeronaves inauguram a rota São Paulo-Rio em 5 de agosto de 1936.

Outras unidades do Ju 52 foram adquiridas posteriormente pela VASP. Para mencionar
duas delas: a ―Cidade de Goiânia‖, que foi descomissionada em 1943; e o Ju 52 com
prefixo PP-SPF, ―Cidade de Santos‖, que colidiu com um D.H.90 Dragonfly argentino
nos céus do Rio de Janeiro em 1940.
Em 1944, a Junkers licenciou a construção do modelo pela Construcciones
Aeronáuticas S.A. (CASA) da Espanha, sendo então designado de CASA 352-L. Os Ju
52 também foram produzidos na França a partir de 1942, em uma fábrica da empresa
aeronáutica francesa Amiot, a qual foi incorporada pela Junkers durante a Segunda
Guerra Mundial. Esta fábrica estava localizada na cidade de Colombes e os aviões lá
produzidos foram batizados de Amiot AAC.1 Toucan. Após a guerra, alguns destes
modelos foram para a Força Aérea Portuguesa, Air France e CSA Czech Airlines.
O Ju 52 também esteve em serviço na Força Aérea Suíça até a década de 1980.
Atualmente, alguns exemplares ainda voam na Alemanha, Suíça e Estados Unidos,
notadamente realizando vôos panorâmicos. Outros dois exemplares restaurados estão na
África do Sul e França.
Sua primeira utilização militar foi no transporte de tropas e equipamentos bolivianos
pela LAB para a linha de frente de batalha da Guerra do Chaco (1932-1935), conflito
entre Bolívia e Paraguai.
Na guerra civil espanhola, o Ju 52 foi utilizado como transporte de tropas,
principalmente de soldados vindos do Marrocos para a Espanha, além de servir de
bombardeiro e transporte para missões de pára-quedistas pela Legião Condor, uma força
de aviadores enviados pela Alemanha para ajudar o Ditador Francisco Franco. O mesmo
uso foi feito durante a Segunda Guerra Mundial para o transporte de tropas e
suprimentos para a frente oriental (Stalingrado) e para o norte da África (Afrika Korps).
A versão Ju 52/3m W, hidroavião, serviu na campanha da Noruega em 1940 e
posteriormente no teatro de operações do Mediterrâneo.
O Ju 52 também foi uma peça fundamental na Operação Merkur (invasão alemã da ilha
de Creta) no ano de 1941, como avião de transporte de pára-quedistas. A operação foi
considerada um sucesso, pois seus objetivos de conquista foram alcançados. No entanto,
as baixas de pára-quedistas foram grandes e pouco mais da metade dos 493 aviões que
participaram da invasão foram danificados ou destruídos. Devido às altas perdas
humanas e materiais desta operação, não foi realizada pela Alemanha mais nenhuma
grande ofensiva utilizando tropas aerotransportadas.
Hugo Junkers mais uma vez inovou com o uso do aileron como flape na decolagem no
trimotor Ju 52 (Fig. I.26). Os ailerons também podiam ser ajustados para alterar
localmente a sustentação na asa para gerar menor arrasto induzido (o arrasto ligado à
geração de sustentação, como veremos mais adiante).

Figura I.26 – Hugo Junkers concebeu pioneiramente a utilização do aileron como
auxílio na decolagem, configurando-o para atuar como flape (Imagem: Microsoft
Flight Simulator X).
f. Focke-Wulf Fw 200
O Focke-Wulf 200A Condor foi um avião de longo alcance de transporte de passageiros
projetado pelo Prof. Kurt Tank da empresa alemã Focke-Wulf Flugzeugbau AG. O Prof.
Heinrich Focke, Georg Wulf e o Dr, Werber Naumann fundaram a empresa Fock-Wulf
em 1923. Em 1936, Focke foi retirado da Focke-Wulf por pressão dos acionistas. Na
verdade, o regime nazista não o considerava confiável. Assim, em 1937 ele redirecionou
o seu trabalho para helicópteros e fundou a empresa Focke Achgelis em sociedade com
Gerd Achgelis. O Prof. Tank, da Diretoria Técnica e que havia trabalhado no
desenvolvimento do Fw 44 Stieglitz, foi também responsável pelo projeto de vários
outros aviões da Focke-Wulf, entre eles, o do avião de linha Fw 200.
O Fw 200A (Fig. I.27) foi projetado para atender às necessidades da empresa aérea
Lufthansa, que desejava um avião capaz de operar em rotas ligando a Europa à América
do Sul. Sua fuselagem esbelta, asa de grande alongamento eram características típicas
de planadores. Era propulsado por quatro motores Hornet S1E-G da Pratt & Whitney,
mais tarde substituídos por motores BMW 132L (Hornets licenciados). Tinha uma
capacidade máxima de combustível de 4360 litros e foi concebido para transportar 26
passageiros em longas distâncias.
Em agosto de 1938, um exemplar do Fw 200 realizou um voo de Berlim a Nova York
em 20 horas, sem escalas. Mais tarde, naquele ano, um Fw 200 voou para Tóquio com
três paradas em 46 horas. Em razão do impressionante desempenho do quadrimotor, a
Lufthansa requereu a abertura de uma rota aérea entre a Alemanha e os Estados Unidos.
Como os EUA não dispunham de uma aeronave equivalente ao Fw 200, ou seja, de
cruzar o Atlântico Norte sem escalas, o pedido da Lufthansa foi indeferido.
A produção do Fw 200 começou em 1938 com o Fw 200 A. Uma dos exemplares
tornou-se o avião de transporte pessoal de Hitler. Outras unidades foram para a
Lufthansa, o Sindicato Condor - uma subsidiária da Lufthansa que operava vôos

domésticos na América do Sul - e a DDL dinamarquêsa. A Focke-Wulf logo lançou o
mais potente e mais pesado Fw 200 B. O Fw 200 C, que dispunha ainda de maior
capacidade de combustível.
Fig. I.27 – Focke-Wulf Fw 200A (Imagem: Microsoft Flight Simulator X).
A Marinha Imperial Japonesa manifestou interesse em uma versão de reconhecimento
de longo alcance do Condor. O projetista do Fw 200, Kurt Tank, modificou um Fw 200
B-1 para criar o protótipo Fw 200 V10, com mais combustível, três metralhadoras, uma
gôndola ventral e com metralhadoras frontal e traseira O exemplar jamais foi entregue
ao seu cliente. Em 1939, a Luftwaffe decidiu que o Fw 200 poderia satisfazer a sua
própria exigência de um avião de reconhecimento e ataque marítimo de longo alcance, e
solicitou à Focke-Wulf para tornar o Fw 200 V10 uma aeronave mais robusta, com
capacidade de transporte de bombas. Assim, surgiu o Fw 200C (Fig. I.28), com reforços
estruturais, capotas do motor melhoradas para abrigar cada uma os quatro BMW 132H
de 830 hp (versões posteriores foram equipadas com o BMW Bramo 323R-2 com 1000
hp de potência) e hélices tripás, além de pontos de fixação de bombas. A capacidade
máxima de bombas era de 2100 kg. Elas eram colocadas na gôndola ventral, sob as
naceles de cada motor externo e outras também na parte externa das asas. Ao invés de
bombas, o Fw 200 C era capaz de transportar dois torpedos. A aeronave tinha uma
tripulação de cinco homens, mas outras versões dispuham de acomodação para até sete
tripulantes.

Fig. I.26 – Fw 200C de reconhecimento e ataque marítimo.
As modificações est8uturais da nova missão de ataque e reconhecimento do Fw 200C
não foram suficientes pra suportar as cargas do novo envelope de operação. que foi
originalmente concebida para uso civil resultou em várias falhas estruturais ao longo da
carreira do Fw 200C, várias delas ocorrendo durante o pouso (Fig. I.29).
Figura I.29 – Ruptura da fuselagem do Fw 200 de ataque marítmo durante o
pouso.
Exemplares do Fw 200C foram então entregues Kampfgruppe 40, que a partir de junho
1940 operava baseado em Bordeaux-Merignac. Operações sistemáticas contra
embarcações navais, notadamente contra comboios mercantes vindos dos EUA,
começaram em agosto daquele ano. O naufrágio de 90.000 toneladas de navios foi
reivindicado nos dois primeiros meses de operações, e 363 mil toneladas em fevereiro
de 1941. Churchill alcunhou o Fw 200 de "Flagelo do Atlântico".
Fábrica do Galeão e o Fw 200C
Antes da criação do Ministério da Aeronáutica em 1941, as atividades aeronáuticas no
Brasil eram conduzidas pela Marinha e Exército. O Instituto Militar de Engenharia
(IME), localizado no Rio de Janeiro, formava engenherios aeronáuticos para essas duas
forças aramadas.

Em relação à indústria aeronáutica, desde o Governo Provisório, implantado em 1930,
Getúlio também daria claros sinais da predisposição para estimular o setor. Naquele
ano, criou a Comissão de Estudos para Instalação de uma Fábrica de Aviões (CEIFA),
da qual faziam parte o engenheiro César Grillo, Antonio Guedes Muniz e Vitor de
Carvalho, estes dois últimos sendo militares. Iniciando as atividades em 1932, o
objetivo da Comiisõ era a de avaliar a viabilidade da produção de aeronaves no País
com a utilização de matérias-primas nacionais, bem como organizar uma concorrência
para a instalação de uma fábrica.
Em meados da década de 1930, militares brasileiros fecharam um acordo de cooperação
com a empresa alemã Focke-Wulf para a produção licenciada de aviões no Brasil.
Basicamente, os alemães enviariam técnicos, engenheiros, instrutores e gabaritos,
enquanto a Marinha Brasileira responderia pelas obras civis de uma fábrica. Nela,
planejava-se construir quatro modelos de aeronaves: o Focke Wulf 44 Stieglitz (de
treinamento); o Focke-Wulf 56 (de treinamento avançado); o Focke Wulf 58 Weihe
(bimotor de bombardeio); e o Focke Wulf 200.
A área escolhida para a construção da fábrica foi a Ponta do Galeão, onde desde 1924
funcionava a Escola de Aviação Naval, região que, muitas décadas depois, abrigaria
também o Aeroporto Internacional Antônio Carlos Jobim, mais conhecido como
Aeroporto do Galeão. Uma equipe de trabalho, liderada por Raymundo Vasconcellos
Aboim, foi organizada e era composta, sobretudo, por marinheiros, técnicos e
engenheiros, que aceitaram receber honorários de simples operários. Em junho de 1936,
a pedra fundamental das Oficinas Gerais da Aviação Naval foi lançada, que ficaria
conhecida posteriormente como Fábrica do Galeão. Com muito esforço e poucos
recursos, a Marinha conseguiria, afinal, construir excelentes pavilhões industriais,
inaugurados exatos três anos depois, em junho de 1939. Eram 19 mil m 2 de área
construída, que começaram a receber as máquinas e os técnicos alemães para o início da
produção. Essa equipe era liderada pelo engenheiro William Friedrich Stein e teve
importância inestimável na formação de mão de obra aeronáutica especializada no
Brasil.
O primeiro avião construído pela Fábrica do Galeão foi o Fw 44 Stieglitz, com 40
exemplares fabricados em 1940, sob a designação de 1 AVN (Primeiro Modelo de
Aviação Naval). Após a criação do Ministério da Aeronáutica, em 1941, essa aeronave
teria a denominação mudada para I FG (primeiro modelo da Fábrica do Galeão) e foi
batizada de Pintassilgo. Era um biplano biposto, dotado de um motor alemão Siemens
Sh 14, de 150 hp, estrutura de madeira e cobertura de tela e contraplacado. Sua
utilização no Brasil foi breve e quase todos os exemplares tiveram vida útil muito curta.
Na sequência, foi cancelada a produção dos monomotores Fw 56 Stösser, avião
acrobático de treinamento usado na formação de pilotos de caça, uma vez que um novo
conflito bélico de grandes proporções estava para eclodir na Europa. Para ganhar tempo,
a Marinha decidiu partir à produção do bimotor Fw 58 Weihe, uma aeronave mais
sofisticada, destinada a treinar pilotos de bombardeiro e realizar missões de patrulha.
O primeiro exemplar chegou ao Brasil em 1939, após partes terem sido transportadas
por navio. Foi remontado na Fábrica do Galeão e registrado como protótipo, servindo
para treinamento de pilotos e mecânicos que construiriam os demais da série.
Posteriormente, chegaram mais componentes para construir dez aeronaves que ficaram
prontas em 1940 e registradas pela Aviação Naval como D-2FW. Eram praticamente
idênticos ao original alemão, sendo as únicas diferenças a tela externa, produzida por
uma fábrica de Campinas, além das tintas nacionais e os armamentos norte-americanos.

O segundo lote, de 15 aviões, caracterizou-se pelo maior porcentual de componentes
nacionais: a madeira das asas, os pneumáticos e freios, a tela externa fabricada em
Campinas e o contraplacado de madeira para a cobertura de partes da fuselagem e das
asas, produzido pelo Instituto de Pesquisas Tecnológicas (IPT) de São Paulo. Essa
segunda linha foi designada 2 AVN, mais tarde recebendo o nome oficial de 2 FG
(segundo modelo fabricado na Fábrica do Galeão).
A primeira dessas aeronaves voou em 15 de julho de 1940 e a última, em 12 de
dezembro de 1942, ano em que o Brasil envolveu-se diretamente na II Guerra Mundial
(1939-1945), contra as nações do Eixo, do qual a Alemanha fazia parte, inviabilizando
assim todos os negócios que existiam com o país. Por isso, o FW-200 Condor não teve a
produção sequer iniciada. Caso isso tivesse acontecido, certamente o Brasil teria dado
um grande slato no domínio da técnica de construção aeronáutica, pois o primeiro avião
totalmente metálico de fabricação nacional, o Regente fabricado pela Neiva, foi
entregue à FAB apenas em 1960 e era um avião consideravelmente menor e menos
sofisticado do que o Focke-Wulf 200C.
g. Boeing 247
O Boeing 247 (Fig. I.30) voou pela primeira vez em 8 de fevereiro de 1933 e entrou em
serviço no final daquele ano. O modelo 247 é considerado por muitos especialistas
aeronáuticos o arquétipo do avião de linha moderno. Ele incorporou avanços como uso
do alumínio anodizado, construção semi-monocoque metálica, asa em cantilever, hélice
de passo variável (247D) e trem de pouso retrátil, semi-escamoteeável. Outras
características avançadas incluíam compensadores (tabs) em superfícies de controle,
piloto automático e sistema de degelo nas asas e no estabilizador horizontal.
Figura I.30 – O Boeing 247 foi concebido para o transporte de 10 passageiros e 200
kg de mala postal (Imagem: Microsoft Flight Simulator X).
O aparecimento do Boeing 247 no mercado significou o obsolência dos aviões de
transporte existentes no mercado. O novo bimotor da Boeing era mais veloz do que o
caça padrão norte-americano, o Boeing P-12, um biplano com o posto de pilotagem
aberto. Apesar disso, exibia uma velocidade de pouso relativamente baixa, de 100 km/h.
Para velocidades a partir de 20 km/h o Boeing 247 podia ser taxiado com a cauda no ar,
o que facilitava em muito o seu manuseio no solo. Outra característica pioneira, o
Boeing 247 foi o primeiro bimotor transporte de passageiros que era capaz de voar com

um só motor. Com hélices de passo variável (equipamento de série no 247D), o 247
poderia atingir 4720 m com o peso máximo bruto de decolagem.
O Air Mail Act de 1934 proibia companhias aéreas e fabricantes de avião de ser a
mesma corporação. Assim, A Boeing dividiu-se em três companhias menores: Boeing
Airplane Company, Boeing Air Transport (BAT) e United Aircraft Corportaion. A BAT
mais tarde deixou o grupo e transformou-se na empresa United Airlines. A United
Aircraft Corporation viria a se tornar a United Technolgias, atualmente, o grupo
controlador da Pratt&Whitney e Sikorsky, entre outras várias empresas.
Toda a produção do Boeing 247 foi destinada a BAT. A Transcontinental and Western
Airlines (TWA), não conseguindo adquirir o avião da Boeing, dirigiu-se à empresa
Douglas e participou dos requisitos de um novo avião que viria a se tornar o lendário
DC-3.
Uma preocupação dos pilotos em relação ao Boeing 247 era a de que nenhuma pista
seria capaz de suportar uma aeronave de oito toneladas. Eles também se opuseram ao
uso de motores Hornet porque a maioria dos pilotos estava acostumada com os Vespas,
menos potentes. Havia o temor de não se poder controlar adequadamente os Hornet. O
Engenheiro-chefe da Pratt & Whitney, George Mead, sabia que esse raciocínio era
equivocado e que dentro de algum tempo era ficaria ultrapassado. O presidente da
Pratt&Whitney, Frederick Rentschler, diante de uma decisão difícil, decidiu concordar
com a demanda unânime dos pilotos. A decisão criou um racha entre Mead e
Rentschler. Apesar das divergências profundas sobre a configuração dos motores, o 247
ainda era um avião notável e foi vitrine exposição da Boeing na feira de Chicago
Mundial em 1933.
O pára-brisa do posto de pilotagem do primeiro 247S foi inclinado "para frente", em vez
da montagem convencional. Esta foi a solução de projeto (semelhante ao adotado por
outras aeronaves contemporâneo que usou um pára-brisas para a frente passou) para o
problema dos instrumentos do painel de controle iluminado refletindo o pára-brisa da
noite, mas descobriu-se que o pára-brisa para a frente inclinada refletiria luzes terrestres
em vez disso, especialmente durante aterragens, e também aumentou ligeiramente
arrasto. , por introdução do 247D, o pára-brisas é inclinado ré da maneira usual, e o
problema de reflexo à noite foi resolvido através da instalação de uma extensão (a
glarescreen) sobre o painel de controlo.
Boeing destacou que o novo avião deveria oferecer maior segurança operacional, ser
mais resistente estruturalmente, bem como proporcionar maior conforto aos passageiros.
No item conforto, o ar da cabine era controlado por termostatos e material para
isolamento acústico foi empregado. A tripulação incluía um piloto e co-piloto, bem
como uma aeromoça que poderia atender às necessidades de passageiros.
O trem de pouso principal não retraía completamente, era, portanto, semi-escamoteável.
Assim, uma parte das rodas aparecia abaixo das naceles, típico de projetos daquele
tempo, como um meio de reduzir o dano estrutural em aterrissagens em caso do
conjunto do trem de pouso não baixar por alguma falha hidráulica ou travamento
mecânico. A bequilha não era retrátil. Enquanto o modelo 247 e 247A tinham hélices de
passo fixo, o modelo 247D incorporou hélices de passo variável.

Informações gerais
Entrada em serviço Maio de 1933
Capacidade máxima de passageiros (classe única) 10
Peso máximo de decolagem
Comprimento
Motorização
Desempenho:
Asa:
Velocidade máxima
Teto de serviço
Alcance máximo com 10 passageiros
Distância de decolagem (ISA, nível do mar,
MTOW)
Alongamento
Envergadura
7623 kg
15,7 m
2 × Pratt & Whitney S1H1-G Wasp
de 550 hp cada
320 km/h
7620 m
1200 km
6,54 m
22,6 m
Área de referência 78 m 2
Afilamento
Corda média aerodinâmica
Enflechamento à ¼ da corda
h. Douglas DC-3
Tabela Id – Informações sobre o Boeing 247D.
O bimotor DC-3 (Fig. I.31) originou-se a partir de uma solicitação da Transcontinental
and Western Airlines (TWA) para Donald Douglas, presidente da Douglas Aviation.
Rival da TWA no serviço aéreo transcontinental, United Airlines, estava inaugurando o
serviço com o Boeing 247 e Boeing se recusou a vender qualquer 247S para outras
companhias aéreas até o fim do United para 60 aeronaves haviam sido preenchidos. [4]
TWA pediu Douglas para projetar e construir uma aeronave que permitiria TWA para
competir com a United. Projeto resultante Douglas ', de 1933 DC-1, foi promissor, e
levou para o DC-2 em 1934. Enquanto o DC-2 foi um sucesso, ainda há espaço para
melhorias.
O DC-3 foi o resultado de uma chamada telefônica maratona da American Airlines
CEO CR Smith para Donald Douglas, durante o qual Smith convenceu um Douglas
relutante para projetar uma aeronave com camas baseado no DC-2 para substituir o
biplano Curtiss Condor da América II. Douglas concordou em ir em frente com o
desenvolvimento só depois de Smith o informou da intenção de adquirir vinte
aeronaves. A nova aeronave foi projetada por uma equipe liderada pelo engenheirochefe
Arthur E. Raymond ao longo de dois anos, e o prot[ptipo designado de DST
(Douglas Sleeper Transport) voou pela primeira vez em 17 de dezembro de 1935. A
versão com 21 lugares, em vez dos berços de dormir da DST de passageiros também foi
projetado e dada a designação DC-3. Não houve protótipo DC-3, o primeiro DC-3 built
seguido sete DSTs fora da linha de produção e foi entregue ao americano.

Figura I.31 – Douglas DC-3 (Imagem: Microsoft Flight Simulator X).
As comodidades do DC-3 e DST popularizou o transporte aéreo nos Estados Unidos.
Com apenas três paradas de reabastecimento, vôos transcontinentais que atravessam os
EUA em aproximadamente 15 horas tornaram-se possíveis. Viagens no sentido oeste
levou 171/2 horas devido a ventos contrários-que ainda prevalece uma melhoria
significativa em relação ao concorrente Boeing 247. Durante uma época anterior, como
uma viagem implicaria saltos curtos em aviões mais lentos e curtos-range durante o dia,
juntamente com a viagem de trem durante a noite.
Uma variedade de motores radiais estava disponível para o DC-3 ao longo do seu
desenvolvimento. Aeronaves civis em início de produção utilizado Wright R-1820
Cyclone 9s, mas mais tarde aviões (e mais versões militares) usou a Pratt & Whitney R-
1830 Twin Wasp, que ofereceu o desempenho do motor de alta altitude e único melhor.
Três DC-3 Super DC-3 com Pratt & Whitney R-2000 Wasps Gêmeas foram construídas
na década de 1940.
i. Boeing 307 Stratoliner
O Boeing modelo 307 Stratoliner (Fig. I.32) foi a primeira aeronave de transporte
comercial com uma cabine pressurizada. Esta característica permitiu que a aeronave
voasse a uma altitude de 20.000 pés (6.000 m), bem acima de vários tipos de distúrbios
atmosféricos. O diferencial de pressão entre a cabine e o meio externo era de 2,5 psi (17
kPa), de modo a 14.700 pés (4.480 m), a altitude da cabine equivalia a uma altitude de
de 8.000 pés (2.440 m). O Modelo 307 tinha capacidade para cinco tripulantes e 33
passageiros e o diâmetro da cabine de passageiros era de 3,51 m. O Boeing 307 foi a
primeira aeronave baseada em terra a incluir um engenheiro de v0o como um membro
da tripulação (vários barcos voadores tinham incluído uma posição de engenheiro de
voo anteriormente).

Figura I.32 – Boeing 307 Stratoliner, o primeiro avião comercial pressurizado da
história (Imagem: Microsoft Flight Simulator X).
O desenvolvimento do Boeing 307 iniciou-se me 1935, com base no bombardeiro
pesado B-17 (Boeing modelo 299), então em produção. Ele combinava as asas, cauda,
do leme, trem de pouso e motores do B-17C com uma seção transversal circular nova da
fuselagem de maior diâmetro, projetada para permitir a pressurização da cabine.
O primeiro pedido, de dois 307s (batizado então de Stratoliner), foi colocado em 1937
pela Pan American Airways seguido de um segundo pedido de cinco unidades da
Transcontinental & Western Air (TWA), o que levou a Boeing a iniciar a produção
seriada. Na época, os EUA entraram na Segunda Guerra Mundial (em dezembro de
1941). A guerra exigida que funcionários do governo e militares fossem transportados a
lugares distantes e assim aeronaves comerciais, incluindo 14 hidroaviões da Pan Am e
da TWA e cinco Boeing 307s, foram deslocados para emprego de transporte militar.
Tanques de combustível adicionais foram adicionados aos 307 para dar-lhes o alcance
extra que eraq necessário para cruzar as grandes distâncias na região do Pacífico. Após
a conversão, foram designados C-75.
Antes da Segunda Guerra Mundial, a produção dos 307 foi encerrada, sendo que apenas
10 unidades foram construídas. A TWA voou rotas domésticas entre Nova York e Los
Angeles por 18 meses até que o Exército adquiriu seus Stratoliners para uso em tempo
de guerra como transporte transatlântico de longo alcance de oficiais ou carga crítica.
TWA converteu sua frota de 307 para o serviço militar em janeiro de 1942, e sua
Divisão Intercontinental operou estes C-75s sob contrato para o Comando de Transporte
Aéreo do Exército até julho de 1944. Esses foram os únicos aviões comerciais
construídos nos EUA capazes de atravessar o Atlântico até a chegada do Douglas C-54
Skymaster em novembro de 1942.
Conversão para o C-75 incluiu a remoção do equipamento de pressurização para
economizar peso, a remoção dos quatro de nove assentos reclináveis ao longo do perto
da porta dianteira, e alteração dos dois compartimentos do tipo Pullman. O espaço foi
assim destinado às tripulações de voos extremamente longos e para a adição de cinco
tanques de combustível, com capacidade total de 815 litros. O trem de pouso foi
reforçado, o peso máximo de decolagem foi aumentado de 20.400 para 25.400 kg e o
exterior pintado em um monótono verde-oliva militar.

I.2.3 Pós Segunda Guerra Mundial até o início da década de 1960
a. Douglas DC-4
A história do DC-4 inicia-se quando a United Airlines elaborou uma especificação para
um avião quadrimotor de longo alcance. A empresa United solicitou à Douglas para
desenvolver um avião que atendesse a esses e outros requisitos. Assim, surgiu o que
DC-4E (onde o E ficou para experimental), que realizou ensaios em vôo em junho de
1938. Era cerca de três vezes o tamanho do DC-3 (sua envergadura era de 42,17 m e o
comprimento de 29,76 m), tinha o estabilizador vertical triplo, trem de pouso triciclo,
era pressurizado e tinha alcance para voar sem escalas de Chicago a São Francisco. No
entanto, o DC-4E era caro, complexo e tinha custo operacional maior que o previsto.
Assim, a Douglas reviu completamente o conceito, resultando em uma aeronave menor
e mais simples, o DC-4 (Fig. I.33).
O novo DC-4 foi desenvolvido sob as nuvens escuras da II Guerra Mundial, e com a
entrada dos EUA na guerra todos os DC-4s então na linha de produção foram
requisitados para os militares dos EUA. O resultado foi que o primeiro DC-4 voou pela
primeira vez em 14 de fevereiro de 1942 em cores militares, tendo recebido a
designação C-54 Skymaster. O DC-4 encaixou-se muito bem nas exigências do USAAF
para um transporte de carga de longo alcance, e 1162 foram construídos ao longo dos
anos de guerra. Como foi o caso com o DC-3, o fim da guerra tornou excedente grande
parte dos C-54 existentes, tendo sido vendidos para companhias aéreas do mundo. Para
além deste Douglas construído um adicional de 78 DC-4s para novas encomendas. Ao
longo dos anos os sobreviventes foram passadas para fretar e as companhias aéreas de
carga, e, hoje, um pequeno número sobreviver em serviço como cargueiros.
Figura I.33 – O quadrimotor DC-4 (acima) e os seus sucessores o DC-6 e DC-7
dominaram os céus nos anos 40 e início dos 50 (Imagem: Microsoft Flight
Simulator X).
Desenvolvimentos notáveis do DC-4 incluem o cargueiro Carvair, modificado pela
Aviação Trader, enquanto a Canadair construiu uma série com os motores RollsRoyce
Merlin e fuselagens pressurizadas. A DC-4, também serviu de base para o DC-6 e o
DC-7. O DC-4 foi o primeiro avião para apresentar uma secção circular, de diâmetro
constante, tornando facilitando versões alongadas derivadas.

. Vickers Viscount
O Vickers Viscount (Fig. I.34) é um turboélice britânico de curto e médio alcance,
tendo voado pela primeira vez em 1948. A Vickers-Armstrong foi o fabricante do
Viscount, que história como o primeiro turboélice comercial a entrar em operação. Foi
operado no Brasil pela VASP e pela Força Aérea Brasileira como avião de transporte,
incluindo transporte presidencial.
O Viscount foi bem recebido pelo público devido ao conforto proporcionado em sua
cabina, que incluía pressurização, reduções significativas na vibração e ruído, e grandes
janelas. Devido a estas vantagens, ele passou a ser um dos tipos mais bem sucedidos e
rentáveis da primeira geração de aviões de transporte do pós-guerra, e um total de 445
exemplares foram construídos para uma ampla gama de clientes internacionais,
incluindo alguns norte-americanos.
Figura I.34 – O Turboélice Vickers Viscount 700 (Imagem: Microsoft Flight
Simulator X).
O Viscount foi desenvolvido em resposta às especificações propostas pelo Comitê
Brabazon do pós-guerra, na faixa de pequeno e médio alcance de uma aeronave
pressurizada para voar em rotas com menor densidade de passageiros. As especificações
referiam-se a uma aeronave com capacidade de 24 passageiros e alcance de 2,816 km,
voando a 320 km/h. Durante as discussões entre o Comitê e a Vickers, o Chefe de
Projetos Rex Pierson da Vickers defendeu o uso da motorização turboélice, acreditando
que os motores à pistão já tinha chegado ao seu final na aviação de linha. Os membros
do Comitê Brabazon não estavam tão convencidos disso, mas concordaram em dividir a
especificação em dois tipos: e o tipo IIa usando o motor à pistão; e o Tipo Iib. A
Vickers foi selecionada para levar adiante o programa doem 1945; a empresa Airspeed
sendo a escolhida para desenvolver o avião a pistão, o que resultou no Ambassador
(Fig. I.35).

Figura I.35 – Airspeed Ambassador (Imagem: Microsoft Flight Simulator X).
A British European Airways (BEA) foi envolvida no projeto do turboélice e solicitou o
acréscimo da capacidade para um total de 32 passageiros. O primeiro conceito saiu em
junho de 1945. Ele foi baseado no Viking com quatro motores turbo-hélice e 24 lugares
e foi designado de VC-2 ou Tipo 453. Mais tarde, uma fuselagem em dupla-bolha foi
proposta para dar mais espaço de carga. Esses primeiros conceitos não eram
pressurizados e logo se percebeu que para as operações econômicas em 20.000 pés
(6.100 m) cabinas pressurizadas eram necessárias. Assim, os dois primeiros conceitos
foram abandonados e uma variante de secção circular foi oferecida no início de 1946. A
configuração resultante dispunha de 28 assentos e o VC-2 foi financiado pelo Ministério
do Abastecimento, com uma encomenda de dois protótipos. Contudo, antes do contrato
para os protótipos ser assinado, o governo pediu que a capacidade fosse aumentada para
32 assentos. Isto resultou num aumento da fuselagem 19,94 m para 22,71 m, além do
aumento da envergadura para 27 m.
O contrato para a aeronave Air Ministério especificação C.16/46 foi assinado em 9 de
março de 1946. A Vickers designou o modelo como Tipo 609. O motor Rolls-Royce
Dart de 800 hp era o preferido da Vickers, mas outros motores ainda estavam sendo
considerados, incluindo o Armstrong Siddeley Mamba, que o governo acabou por
especificar para os dois protótipos. A escolha do motor Mamba aumentou o peso bruto
da aeronave, mas Vickers avaliou que a nacele do motor era capaz de acomodar tanto a
Mamba quanto o Dart. Enquanto o Dart estava fazendo melhor progresso no
desenvolvimento do que o Mamba, o governo requisitou em agosto de 1947 para que o
segundo protótipo fosse equipado com os Dart. O segundo protótipo foi então designado
de Tipo 630 e posteriormente foi batizado de Viscount. O primeiro protótipo em
construção já foi convertido para o motor de dardo como Tipo 630, bem.
O Vickers projeto Tipo 630 resultante foi concluído em Brooklands pela equipe
chefiada por Rex Pierson e sua equipe, em 1945, um avião de 32 lugares equipado com
quatro motores Dart proporcionando uma velocidade de cruzeiro de 443 km/h. Um
pedido para a construção de dois protótipos foi colocado em março de 1946, e a
manufatura começou quase imediatamente em Foxwarren. Originalmente, era para ser
batizada de vice-rei, depois do vice-rei da Índia, Lorde Louis Mountbatten. Contudo, a
aeronave foi rebatizada como Visconde após a independência da Índia em 1947.
c. Sud-Aviation Caravelle
O Sud-Aviation 210 Caravelle (Fig. I.36) foi o primeiro avião comercial a jato de
curtas/médias etapas, produzido pela empresa francesa Sud-Aviation a partir de 1955
(quando a mesma ainda era conhecida por SNCASE daí a sigla do modelo da aeronave
conter um "SE"). O Caravelle foi o primeiro jato a entrar em serviço no Brasil,

iniciando a era dos jatos naquele país. Ele foi operado pelas empresas brasileiras
Cruzeiro do Sul, VARIG e Panair do Brasil.
O Caravelle é geralmente considerado o primeiro jato comercial de sucesso, pois o seu
predecessor, o De Havilland Comet, sofreu uma série de acidentes que obrigaram à sua
retirada prematura de operação. Durante vários anos, o Caravelle foi sendo utilizado na
Europa e Estados Unidos. Historicamente, o Caravelle foi importante por ser a primeira
aeronave com os motores montados na fuselagem traseira, deixando as asas
completamente livres. Esta disposição foi depois seguida por vários modelos de
aeronaves, entre os quais o DC-9 e o Boeing 727.
Fig. I.36 – Sud-Aviation Caravelle, o primeiro avião de linha com motores a jato
na fuselagem traseira (Imagem: Microsoft Flight Simulator X)..
Como resultado da experiência adquirida com a construção e operação do quadrimotor
a pistão Armagnac (Fig. I.37), a Sud Aviation decidiu fazer uso de solda para a
construção do bireator Caravelle. O Armagnac empregou mais de 150 mil pontos de
solda e embora as máquinas de soldagem utilizadas fossem de conceito relativamente
antigo, os resultados obtidos com este tipo de fabricação provaram ser eminentemente
satisfatórios. Em pelo menos um acidente com o Armagnac, foi demonstrado que
embora as linhas de rebite tenham falhado, a construção no local de soldagem tinha
permanecido boa, o que demonstra que tanto a segurança e força de solda na construção
aeronáutica.
Fig. I.37 – SNCASE Armagnac.

Sud Aviation analisou o uso de soldagem no Caravelle e constatou que:
(i) A solda a ponto permite uma estrutura hermética, necessária para a fuselagem
pressurizada.
(ii) A solda a ponto não afetou a qualidade aerodinâmica da fuselagem da aeronave, isto
é, a lisura da superfície não foi afetada pela soldagem.
(iii) Redução de peso – a soldagem a ponto permite maior densidade de reforços do que
a rebitagem devido a ausência de orifícios.
(iv) O processo de solda a ponto permite rápida produção, é fácil de realizar e é mais
barato do que rebitagem.
Como as vantagens de solda a ponto pareciam ser muito pronunciadas para Sud-
Aviation, o Caravelle foi projetado para fazer uso extensivo da técnica de soldagem de
resistência. A soldagem foi usada em toda a aeronave, exceto em áreas como a asa
central e, em particular, todos os reforços estruturais na fuselagem, painéis, piso, fim da
cauda, portas, escadas, motor carenagem e reforços de abertura, estão no local soldada
(Fig. I.38). O Caravelle contém mais de 300.000 pontos de solda.
Fig. I.38 – Partes soldadas no Caravelle são maioria (em vermelho ferrugem).
Em 12 de Outubro de 1951, o Comité du Matériel Civil (Comissão de Aeronaves Civis
da França) publicou uma especificação para um avião de etapa média, que fosse,
posteriormente enviado para a indústria pela Direction Technique et Industrielle. Esta
estabeleceu os requisitos para desenvolvimento de uma aeronave com capacidade para
entre 55 e 65 passageiros em percursos de até 2.000 km, e, ainda, com uma velocidade
de cruzeiro de aproximadamente 600 km/h. O tipo e o número dos motores não foram
especificados. Os vários estudos de projeto para um avião nesta categoria tinham vindo
a ser realizados desde 1946 por diversos fabricantes aeronáuticos franceses, mas
nenhum teve a capacidade financeira para iniciar o desenvolvimento da aeronave.
Cerca de 20 propostas foram recebidas pelas autoridades aeronáuticas francesas. A
maioria delas contemplava a utilização de turbojatos. A Breguet apresentou um conceito
com turboélice. Entre estes um era para um tri-jato propulsado por motores Atar, a ser
desenvolvido em associação com a SNCA du Nord e um tipo de turbo propulsor, ambos

designados por Br. 978. A Hurel-Dubois apresentou diversos projetos de turbo
propulsores baseados numa fuselagem estreita com asa alta, semelhante a muitos aviões
regionais de turbopropulsores. As propostas da SNCA Sud-Ouest incluíram o S.O.60
com dois motores Rolls-Royce Avon RA.7 e com dois menores Turbomeca Marborés
como motores auxiliares. A SNCA du Sud-Est apresentou um número de projetos
designados de X-200 a X-210, todos de puro jato.
Após ter estudado as várias propostas, o Comité du Matériel Civil reduziu a lista a três
em 28 de Março de 1952: o Avon/Marbore S.0.60 quadrimotor, o projeto de dois
motores Avon da Hurel-Dubois, e o de três motores Avon Sud-Est X-210. Por esta
altura a Royce-Royce começou a oferecer uma versão nova do Avon que poderia ser
capaz de desenvolver uma tração de 9.000 lbf (40 kN), fazendo os motores auxiliares no
S.O.60 e o terceiro motor no X-210 desnecessários.
O comité solicitou à SNCASE para submeter novamente o X-210 como um projeto com
dois motores Avon. Ao fazer assim decidiram não se preocupar em mover os motores
restantes da sua posição montada na cauda. A maioria de projetos apresentava os
motores sob a asa onde poderiam ser montados na estrutura para um peso total mais
baixo, mas a SNCASE sentiu que as economia não compensava o esforço. Isto tornouse
num benefício para o projeto, já que o ruído da cabine foi bastante reduzido. O
projeto X-210 revisto com dois Avons foi submetido novamente ao SGACC em Julho
de 1952.
Dois meses mais tarde o SNCASE recebeu a notificação oficial de que o seu projeto
tinha sido aceite. Em 6 de Julho de 1953 o SGACC encomendou dois protótipos e duas
fuselagens estáticas para testes de fadiga. O projeto da Sud incorporava diversas
características da fuselagem da de Havilland, uma companhia com a qual a Sud teve
contactos anteriores para diversos projetos. A área do nariz e a disposição da cabina de
pilotagem foram ambas retiradas do Comet, enquanto que o resto da aeronave foi
projetado localmente.
O primeiro protótipo foi concluído em 21 de Abril de 1955 e voou em 27 de Maio, o
segundo seguiu-se um ano mais tarde em 6 de Maio de 1956. O primeiro protótipo tinha
uma porta de carga no lado esquerdo inferior da fuselagem, mas esta foi removida no
segundo protótipo para uma disposição só com assentos. A primeira encomenda foi
realizada pela Air France em 1956, seguida por uma da SAS em 1957. Nesse ano a Sud-
Est fundiu-se com a Sud-Ouest para se transformar na Sud-Aviation, mas designação
original SE foi mantida. Mais encomendas se seguiram, desencadeadas principalmente
por apresentações em espetáculos aeronáuticos e por demonstrações aos clientes
potenciais. O Caravelle foi certificado em maio de 1959 e entrou logo após em serviço
com a SAS e a Air France.
Diversos modelos foram produzidos já durante a fase de produção, já que a potência dos
motores disponíveis foi crescendo e permitindo pesos de descolagem mais elevados.
Nesta altura o departamento de projetos da Sud-Aviation orientou-se para um transporte
supersónico do mesmos tamanho e alcance gerais que o Caravelle, designado
naturalmente Super-Caravelle. Porém este trabalho seria fundido mais tarde com aquele
semelhante a ser desenvolvido pela Bristol que iria dar origem ao Concorde. Em
algumas configurações, o avião dispunha de um número de assentos de passageiro
voltados para a traseira, um arranjo incomum numa aeronave civil. No total, além de
dois protótipos, 280 Caravelles de todos os tipos foram produzidos.

d. Boeing 707
O Boeing 707 (Fig. I.39) foi o grande trunfo da Boeing, que permitiu a empresa se
tornar a maior fabricante de aviões comerciais do mundo, posição antes ocupada pela
Douglas. O Boeing 707 foi o terceiro jato comercial produzido no mundo, mas foi o
primeiro a fazer enorme sucesso e foi operado pelas principais companhias aéreas de
todo o mundo. Com ele a duração dos voos foi reduzida pela metade e mais voos sem
escalas foram criados, graças a sua rapidez e autonomia.
O Boeing 707 foi um subproduto direto dos programas militares dos bombardeiros B-47
e B-52. A Boeing estava concebendo uma aeronave militar para reabastecer outros
aviões no ar quando resolveu modificá-la para o transporte de passageiros. Várias
versões foram apresentadas e a escolhida foi o modelo 367. Em 30 de agosto de 1952, a
Boeing anunciou uma nova aeronave a jato com quatro motores turbojatos. O nome do
avião inicialmente era Boeing 367-80, também conhecido como Dash 80. O Dash 80
voou pela primeira vez em 15 de julho de 1954. Mas a Boeing queria diferenciar os seus
modelos comerciais a jato dos seus modelos militares e a hélice. Então a empresa criou
a denominação 7x7 para seus jatos e sendo assim o Dash 80 passou a ser conhecido
como Boeing 707.
A primeira companhia aérea a encomendar a aeronave foi a Pan Am, que encomendou
vinte Boeing 707-120 outubro de 1955. No dia 26 de outubro de 1958 aconteceu o
primeiro voo do B707-120 da Pan Am, entre Nova York e Paris. O Boeing 707 logo se
tornou um sucesso e a Boeing aproveitou para lançar variantes do modelo. A versão
Boeing 707-138 era 3,05 metros menor que a versão 120. A versão Boeing 707-120B
incorporou melhorias como novos motores menos barulhentos, mais potentes e mais
econômicos. O mesmo foi feito com na versão 138B.
O Boeing 707-220 tinha novos motores Pratt & Whitney JT4A-3, mais potentes e
apropriados para operar em regiões quentes e de altas atitudes. Apenas cinco unidades
foram produzidos, todas para a Braniff.
Figura I.39 – Boeing 707-300 (Imagem: Microsoft Flight Simulator X).
e. Boeing 737-200
O programa do Boeing 737 surgiu para fazer frente aos aviões dos concorrentes tais
como o BAC 1-11 (One-Eleven), o Sud-Aviation Caravelle e o Douglas DC-9, no
mercado para jatos de curtas-distâncias e baixa capacidade de passageiros. No entanto, a
Boeing estava bem atrás nesta disputa, já que, no início do programa do B-737 em
1964, o DC-9 estava prestes a realizar o primeiro voo, o One-Eleven encontrava-se no
programa de ensaios e o Caravelle estava em serviço há 5 anos. Foi então preciso

agilizar o desenvolvimento, e a Boeing utilizou o máximo possível de tecnologias e
peças dos 707 e 727, principalmente os componentes de fuselagem. Assim, o Boeing
737 foi acresecntado também para completar o portifólio de aviões comerciais da
empresa Boeing, que já dispunha do trireator 727 e do quadrireator 707. Anunciado em
fevereiro de 1965, o 737 foi originalmente projetado para acomodar de 60 a 85
passageiros, embora, após consulta com o cliente lançador, a Lufthansa, a capacidade
foi aumentada para 100 assentos. Algumas características do 737 incluem dois motores
turbofan de baixíssima razão de passagem sob a asa e 60% de comunalidade estrutural
e de sistemas com o 727, incluindo a mesma seção transversal da fuselagem (tornandose
mais largo do que os competidores com 5 fileiras de assentos, o DC-9 e o BAC-111).
Figura I.40 – O Boeing 737 foi concebido nos anos 60. Acima, a versão 737-200
(Imagem: Microsoft Flight Simulator X).
O 737-100 fez seu primeiro vôo em 9 de abril de 1967 e entrou em serviço em fevereiro
de 1968 com a Lufthansa, enquanto o último dos 30 que foram construídos foi entregue
à Malásia Singapore Airlines em outubro de 1969. A essa altura, o 737-200 já se
encontrava em operação com as cias aéreas, após ter feito seu primeiro vôo em 8 de
agosto de 1967. A primeira entrega, à empresa United Airlines, foi em dezembro
daquele ano. O Boeing 737-200 (Fig. I.40) é uma versão alongada do 737-100,
apresentando 30,53 m de comprimento total. Duas secções foram adicionadas à
fuselagem do 737-100: uma de 36 polegadas antes da asa e a restante, de 40 polegadas,
logo após a asa. Todas as outras dimensões do 737-100 se mantiveram na versão
alongada. Variações do 737-200 incluem a -200C conversível e a 200QC de
reconfiguração rápida, Um conjunto oprcional para operação em pistas não preparadas
também foi oferecido. O 737-200 Advanced apareceu em 1971, com refinamentos
aerodinâmicos e com maior alcance.
As vendas do 737-200 excederam em muito a da versão original, o 737-100, e
permaneceu em produção até 1988, quando foi substituído pelo 737-300. Até este
ponto, 1114 unidades haviam sido construídas. Muitos foram equipados com conjuntos
de redução de ruído do motor para atender ás regras do Estágio III da ICAO. Várias
unidades foram convertidas para cargueiros, recebendo uma porta de carga.

A Força Àrea dos Estados Unidos (USAF) pediu 19 aviões para instrução de navegação
aérea. Alguns deles foram posteriormente convertidos em aeronaves de transporte
padrão e designadas de CT-43A. Algumas outras forças aéreas receberam 737-200s para
servir em tarefas de transporte transportes, vigilância ou configuração VIP.
Figura I.41 – As séries iniciais do Boeing 737-200 tinham o pilone mais fino e
slates menos extensos do que as séries posteriores (ver figura a seguir).
Figura Fig. I.42 – Slates internos e pilone foram modificados nas séries
posteriores do Boeing 737-200. Essas modificações também foram incorporadas
no -200 Advanced.

Peso máximo de táxi (kg)
MTOW (kg)
45.722 47.174 49.895 50.349 52.617
45.359 46.720 49.442 49.895 52.390
Peso máximo de pouso (kg) 43.091 43.091 44.452 44.906 46.720
MZFW 38.555 38.555 39.916 41.731 43.091
OEW
Carga paga máxima
(limitação estrutural, kg)
Capacidade de passageiros
Volume carga máximo no
compartimento inferior
(m 3 )
27.170 27.624 27.578 28.032 27.125
11.385 10.932 12.338 13.698 15.966
97: 24 primeira classe e 73 na econômica
90 com 5 fileiras, ou 124 com 6 fileiras; Limite do FAA para evacuação: 136
24,8 24,8 24,8 24,8 24,8
Combustível utilizável (kg) 10.515 12.734 12.855 14.527 14.527
Tabela Ie – Massas e capacidades de variações do Boeing 737-200 (Fonte: Boeing
Co., Boeing 737Airport Planning Manual).

Informações gerais
Entrada em serviço 1967
Capacidade máxima de passageiros (classe única) 124
Comprimento
Motorização
Desempenho:
Asa:
EH:
EV:
30,53 m
Número de Mach máximo de operação 0,84
Teto de serviço
Máximo alcance com 120 passageiros e peso
máximo de taxi de 52617 kg em 30000 pés e com
motores JT8D-15A
Distância de decolagem (ISA, nível do mar,
MTOW)
2 x JT8D-9/9A
ou
2 x JT8D-15/15A com 71,2 kN de
tração cada
35000 pés
1650 milhas náuticas
2800 m
Alongamento 8,83
Envergadura
28,35 m
Área de referência 102 m 2
Afilamento 0,266
Corda média aerodinâmica
Enflechamento à ¼ da corda
3,80 m
25 o
Área 31,31 m 2
Alongamento 5,15
Afilamento 0,260
Enflechamento à ¼ da corda
30 o
Área 19,70 m 2
Alongamento 1,74
Afilamento 0,288
Enflechamento à ¼ da corda
35 o
Tabela If – Dados gerais e geométricos do Boeing 737-200.

Informações sobre o motor Pratt&Whitney JT8D do Boeing 737-200
Figura I. 43 – Pratt&Whitney JT8D-9A (Foto: Wikipedia).
O JT8D (Fig. I.43) tem suas raízes no motor tubojato J52. O desenvolvimento deste
turbofan teve início em 1959, como um projeto levado adiante pela própria
Pratt&Whitney para equipar o Boeing 727. Posteriormente, foi selecionado para outros
tipos de aeronaves, notadamente o McDonnell Douglas DC-9 e o Boeing 737-100 e -
200. A Snecma desenvolveu uma versão francesa completa para o Caravelle, incluindo
reversor. Algumas unidades com um pacote de reduçãode ruído foram fornecidas para
10 Dassault-Breguet Mercure. Derivados militares supersônicos equipados com póscombustor
foram desenvolvidos na Suécia pela Volvo Flygmotor.
O JT8D é um motor de dois eixos, feitos principalmente de aço e titânio. O duto anelar
do jato frio percorre todo o comprimento do motor, com mistura equilibrada dos fluxos
de ar quente e frio na tubeira. A razão de passagem é em torno da unidade.
O JT8D entrou em serviço comercial com o 727 em 1º de fevereiro de 1964. Ele
rapidamente se tornou o motor mais utilizado no mundo, e também adquiriu horas de
operação mais rapidamente do que qualquer outro motor anterior na história, em virtude
de operação intensiva no Boeing 727, Boeing 737 e DC-9 aviões. Quando cessou a
produção em 1982, um total de 11845 motores JT8D (excluindo o JT8D-200 e RM8) foi
produzido, do quais 11.757 foram enviados para clientes. No final de 2002, estes
motores tinham alimentado cerca de 4.500 aviões atendendo a mais de 350 operadores e
tinha ultrapassado 530 milhões hora. Em 2008, o tempo de voo total dos motores tinha
ultrapassado 600 milhões de horas, enquanto o número de aeronaves em operação caiu
abaixo de 1600. Em 2009, o banco de dados da Pratt &Whitney tinha registrados 4592
motores em atividade, não incluindo motores mantidos como peças de reposição, sob a
revisão ou armazenada.

Taxa de compressão total: 16,4
Taxa de compressão do fan: 2,05
Razão de passagem: 1,08
Diâmetro: 1,080 m
Peso seco: 1576 kg
Tração máxima de cruzeiro (Mach de
0,80 em 10670 m):
Consumo específico:
18,2 kN (4100 lb)
Decolagem: 0,587 lb/h/lb st
Cruzeiro: 0,811 lb/h/lb st
Tabela Ig - Dados do motor JT8D-15A (Fonte: Jane’s Aero Engines)
Figura I.44 - Variação de temperatura e pressão ao longo do motor JT8D (Tração
de 14000 lb).

f. Boeing 747

g. Boeing 767 e 757
O Boeing 767 (Fig. I.45) entrou em operação juntamente com o Boeing 757 (Fig. I.46),
no final da década de 1980. O B-757 foi concebido para rotas domésticas (dispunha de
um corredor), enquanto que o B-767 foi destinado a rotas mais longas, internacionais.
Anunciados com uma defasagem de apenas cinco meses um do outro, o 767 e 757 são
muito semelhantes. Ambos os modelos compartilham os mesmos avanços tecnológicos
na propulsão, aerodinâmica, aviônicos e material. Eles também consomem menos
combustível e geram menos ruído do que os aviões de linha anteriores. O Boeing 757 e
767 são equipados com dois motores turbofan e têm muitos dos mesmos componentes,
incluindo um convés de voo eletrônico que substitui os instrumentos e medidores
mecânicos dos aviões de gerações anteriores por terminais de vídeo, dando origem ao
termo glass cockpit (Fig. I.47). Pilotos qualificados para voar em um dos modelos
podiam ser habilitados para voar no outro com pouco treinamento adicional. De fato,
várias companhias aéreas operaram ambos os modelos devido à redução de custos de
treinamento de pilotos e de peças de reposição.
O 767 foi o segundo avião de dois corredores da Boeing e foi conhecido em sua
infância como Projeto 7X7 – uma designação de um avião que a Boeing iria
desenvolver no passado com a Aeritalia. Quando o programa daquele avião não foi
adiante, o 7X7 evoluiu para uma configuração transcontinental situada entre o 747 e o
727, mas ainda menor do que o DC-10. O 767 foi concebido para rotas de alta
densidade e a Boeing considerava que as principais companhias aéreas dos Estados
Unidos seriam os principais clientes do tipo. Ele foi originalmente pensado como uma
versão de dois corredores do Boeing 727 e, portanto, com uma configuração com três
motores (Fig. I.48).
Enquanto isso, o 757 foi designado internamente de 7N7. Os primeiros estudos do 7N7
começaram em 1976, estritamente para ser derivado do 727. A principal diferença entre
os dois modelos seria devida ao fato do 757 ser equipado com dois motores sob a asa ao
invés de três, como no caso do Boeing 727. Também, o 757 não estava inicialmente
destinado ter similaridades com o 767.
Do início até meados da década 1970 foi um período que trouxe muitos novos desafios
para a indústria da aviação. Nos Estados Unidos, a indústria experimentava em uma fase
ruim, e nenhuma companhia dispunha de fundos suficientes para um novo programa de
aeronave. Mesmo quando as companhias aéreas começaram a ganhar dinheiro
novamente, em 1976, as cicatrizes de recessão e o alto preço do combustível ainda
permaneciam na memória de todos, e não foi até meados de 1978, que o novo programa
de 767 pôde então começar. Pela primeira vez na história, o objetivo era reduzir os
custos por assento, sem ter que construir um avião maior.
Em maio de 1976, a Boeing estabeleceu um duas forças tarefas de projeto: uma para a
configuração com dois motores; a restante para se ocupar com um avião com três
motores. Elas deveriam se fixar na decisão para três dos maiores problemas: dois
motores contra três, cauda convencional ou uma cauda em forma de ―T‖ e se a cabina
de passageiros deveria ter 7 ou oito fileiras de assentos. Como resultado dessas
discussões, a Boeing tinha em 10 de agosto de 1976 duas configurações préselecionadas:
um modelo trireator, designado de 751-336, e outro bireator, o modelo
751-251. Ambos dispunham de oito fileiras de assentos e capacidade para 203
passageiros. Eles evoluíram por volta de novembro de 1976 para o modelo 751-337,
outro trijato, e o 751-275A, um bireator.

Figura I.45 – Boeing 767-200 (Imagem: Microsoft Flight Simulator X).
Figura I.46 – Boeing 757-200 (Imagem: Microsoft Flight Simulator X).
Figura I.47 – Ilustração esquemática dos instrumentos dos painéis central e de
topo dos Boeings 767 e 757.

Figura 1.48 – Configurações inicialmente consideradas para o Projeto 7X7, o qual
iria resultar no Boeing 767.
O Programa do 7X7 evoluiu rapidamente para uma série de propostas, a maioria fora de
esquadro. Em 14 de janeiro de 1977, a Boeing apresentou duas propostas com cauda
convencional e 203 passageiros de capacidade, uma com três e a outra com dois
motores. No fevereiro seguinte, as asas adquiriram um enflechamento de 25 graus,
envergadura de 45.7 m e flapes de dupla fenda (double-slotted flaps). Em março de
1977, a Boeing novamente apresenta um trireator com oito fileiras de assentos. Este
modelo ficou conhecido como 751-424. Este foi seguido pelo 751-434 com oito fileiras
de assentos e cauda em ―T‖.
Entre meados de 1976 e o último quarto de 1977, a Boeing realizou grandes mudanças
na configuração, adotando uma cauda em ―T‖ para o 7X7 e o 7N7, herdada do 727. O
Programa do 7X7 estava mais adiantado e já contava com um grande esforço de projeto
da asa, já praticamente concluído. A esta altura, a configuração com oito fileiras de
assentos parecia estar congelada. A empresa Boeing considerava que certas operações e
clientes potenciais, incluindo voos longos sobre oceanos, a configuração trireatora
parecia ser a mais adequada. Assim, surgiu a configuração 751-440 com oito fileiras de
assentos, cauda em ―T‖ e de três motores.
Em junho de 1977, a Boeing ainda estava tendo dificuldades de congelar a configuração
e a esperança do gerenciamento do Programa 7X7 de obter o go-ahead em outubro de
1977 provou ser otimista. Isto se deveu ao fato das companhias aéreas interessadas
tinham opiniões divergentes em muitos tópicos, tais como o número de motores. Em
uma tentativa de obter um compromisso, a Boeing colocou a configuração bireatora
como preferencial no final de 1977, juntamente com uma fuselagem de 5,03 m de
diâmetro.
Em agosto de 1977, duas configurações e sete fileiras de assentos haviam surgido, uma
família de dois motores conhecidas como 751-2016 e a outra 751-3006. Por volta de
outubro, um bimotor com 190 assentos (751-2042) e um trireator com 210 assentos
(751-3011) foram oferecidos. No mesmo mês, a Boeing determinou que o novo avião

devesse ter sete fileiras de assentos. Em dezembro de 1977, esta configuração foi revista
e passou a ter oito fileiras de assentos. Uma seção transversal com sete fileiras era
considerada mais adequada para um avião com capacidade de 200 passageiros,
provendo 2% menos consumo de combustível devido ao menor arrasto aerodinâmico do
que a cabina com oito fileiras.
A Boeing considerou que uma cabina com sete fileiras e dois corredores seria um salto
tecnológico, e esta configuração tornou-se posteriormente um padrão na aviação. Com
esta decisão-chave tomada, qu teve a participação do mais alto escalão da companhia, a
versão do que viria a se tornar o 767 finalmente surgiu. Este já era o modelo 751-2050,
com sete fileiras de assentos, mas ainda com a cuada em ―T‖. Esta versão foi mostrada
ao Conselho da empersa para aprovação em dezembro de 1977.
Inicialmente, o 767 oferecia uma versão menor, a 767-100, e um modelo maior, o -200.
O -100 foi concebido para satisfazer a necessidade da American Airlines de um avião de
175 assentos; o -200 para atender à United com uma aeronave com, no mínimo, 190
assentos. O -100 não vingou e não foi construído.
A configuração com cauda convencional foi finalmente adotada em 23 de maior de
1978, no modelo 751-2085C. A cauda convencional permitia uma redução do 2,7% no
consumo de combustível graças a menor arrasto em cruzeiro. Tinha também a vantagem
de manutenção mais fácil e conferia ao avião menor comprimento, melhorando o suas
características de estacionamento e operação na rampa.
Boeing 767
O Boeing 767 tem a fuselagem com dois corredores e configuração de assentos 2x3x2
na classe econômica (Figura I.49). O Boeing 767, com um grande alcance e baixo
custo operacional, foi o principal responsável pela grande popularização dos voos
transatlânticos a partir da década de 1980. É capaz de acomodar entre 200 e 300
passageiros, e surgiu para atender uma exigência do mercado, que necessitava de uma
aeronave intermediária entre o modelo 737 e o Boeing 747. O primeiro protótipo do 767
realizou o seu primeiro voo em 26 de setembro de 1981. Tratava-se de um 767-200,
matriculado como N767BA e dotado de dois motores Pratt & Whitney modelo JT9D de
50.000 lb de empuxo cada. O 767 também foi a primeira aeronave de dois corredores
projetada para que apenas dois pilotos pudessem comandá-la, não exigindo um terceiro
tripulante, o engenheiro de voo.
Sua história teve início em 14 de julho de 1978 com a encomenda de 30 modelos pela
empresa aérea United Airlines. Em 19 de agosto de 1982, o primeiro 767 foi entregue,
porém, a aeronave só entrou em serviço em 8 de setembro de 1982, na rota Chicago-
Denver.
Em março de 1984, surgiu o 767-200ER, uma versão que tem um alcance superior,
graças a um tanque central adicional. A primeira companhia a operá-lo foi a Ethiopian
Airlines. Ainda durante o início da década de 1980, a Boeing fazia estudos para
conceber uma versão alongada do Boeing 767. O resultado foi o 767-300, que possui
6,4 metros a mais de comprimento que o modelo -200, teve seu desenvolvimento
iniciado em 29 de setembro de 1983, quando a Japan Airlines encomendou a aeronave.
O primeiro 767-300 foi entregue em 25 de setembro de 1986, e entrou em operação em
20 de outubro do mesmo ano.
Ainda no ano de 1986 a Boeing realizou o primeiro voo, da versão com alcance
estendido, do modelo -300, o 767-300ER, que teve como primeira operadora a
American Airlines, que recebeu a primeira aeronave em 19 de fevereiro de 1988. Anos

mais tarde, surgiu a versão cargueira deste modelo, dando origem ao 767-300ERF, que
teve como primeira operadora a UPS (United Parcel Service).
O Boeing 767 tornou-se uma das aeronaves mais populares para a realização de voos de
travessia do Atlântico, e foi uma aeronave pioneira no uso de ETOPS (Extended Twin-
Engine Operations), que é um certificado que as aeronaves bimotoras recebem para
poder voar mais tempo sobre áreas aonde não existe uma alternativa próxima.
Quase vinte anos após o início do programa do 767, a empresa Boeing lançou em 1997
o 767-400, que tem 6,4 metros a mais de comprimento que o modelo -300, e 12,8
metros a mais que o modelo -200. Devido ao novo tamanho da fuselagem, o trem de
pouso do 767-400 teve sua altura aumentada em 46 centímetros. Também foram feitas
mudanças nos pneus, rodas e freios, que neste modelo, são compatíveis com o Boeing
777. Mudanças no psoto de pilotagem e na cabine de passageiros também foram feitas,
seguindo o estilo do Boeing 777. O 767-400 entrou em serviço em 14 de setembro de
2000, com as cores da companhia americana Continental Airlines. A Tabela Ih contém
informações técnicas do Boeing 767-200.
Figura I.49 – Seção transversal da cabina do Beoing 767 mostrando o arranjo
típico da classe econômica.

Informações gerais
Entrada em serviço 8 de setembro de 1982
Capacidade máxima de passageiros (classe única)
Comprimento
255 em 7 fileiras de assentos
48,51 m
2xCF6-8C variando de 50600 a
63500 lb de tração cada
Motorização
PW4052 de 52300 lb
PW4056 de 57100 lb
PW4060 de 60200 lb
PW4062 de 63300 lb
Desempenho:
Asa:
EH:
EV:
Número de Mach máximo de operação 0,86
Teto de serviço
Máximo alcance com 216 passageiros e peso
básico operacional de 79.878 kg em 35000-39000
pés
Distância de decolagem (ISA, nível do mar,
MTOW)
Alongamento 8,0
Envergadura
Diedro
43.200 pés
4.000 milhas náuticas
1.768 m
47,57 m
Área de referência 283,4 m 2
Afilamento 0,207
Corda média aerodinâmica
Enflechamento à ¼ da corda
6 o
6,98 m
31,5 o
Área 77,69 m 2
Alongamento 4,46
Afilamento 0,200
Enflechamento à ¼ da corda
Área 46,14 m 2
32 o
Alongamento 1,76
Afilamento 0,306
Enflechamento à ¼ da corda
39 o
Tabela Ih – Dados gerais e geométricos do Boeing 767-200

Boeing 757
O Boeing 757 é um avião de linha birreator de médio alcance fabricado pela empresa
Boeing. Foi desenvolvido simultaneamente com o Boeing 767 e, ao contrário deste
último, tem uma cabina com um corredor.
As versões para passageiros do 757 podem transportrar entre 186 e 279 passageiros, e
possui um alcance máximo de 3.100 a 3.900 milhas náuticas (5.900 a 7.200 km)
dependendo da variante e configuração de assentos. O Boeing 757 foi produzido em
dois comprimentos de fuselagem: o original 757-200 entrou em serviço em 1983, e o
757-300 entrou em serviço em 1999. Versões cargueiras do 757-200, o 757-200PF e o
757-200SF, também foram produzidos.
Lançado com pedidos da Eastern Air Lines e British Airways em 1978, o Boeing 757
foi desenvolvido para substituir o trireator Boeing 727, em rotas curtas e médias. O 757
compartilha com o 767 o mesmo posto de pilotagem. As similaridades na operação
entre as duas aeronaves permitiu aos pilotos obterem um certificado tipo único para
operar ambos os jatos, após o término de um curso de transição. Após sua introdução, o
757 se tornou comumente utilizado por vários operadores nos Estados Unidos e Europa,
e particularmente com as empresas cargueiras americanas e empresas na Europa que
realizam voo charter. O 757 também foi adquirido para uso governamental, militar, e
transporte VIP.
A produção do 757 se encerrou no dia 28 de Outubro de 2004 após terem sido
fabricadas 1.050 unidades.2 A última aeronave foi entregue à Shanghai Airlines em 28
de Novembro de 2005. Um total de 945 Boeing 757 estavam em serviço ao mês de
Julho de 2010.3 A Delta Air Lines opera a maior frota de 757 no ano de 2010.
Figura I.50 – Algumas companhias aéreas incorporaram winglets em seus 757.
Preços elevados de combustível exercem grande pressão para as empresas aéreas
melhorarem a eficiência de combustível de suas frotas. Um 757-200 da American
Airlines consomia US$ 4.153 de querosene para voar de St. Louis até São Francisco em
dólar de 2004; em 2008, a mesma quantidade de combustível custava US$14.676 [3].
Winglets trazem vários benefícos ao desempenho do avião, além de reduzir o ruído
externo. Através de redução considerável de arrasto, o consumo de combustível em
aeronaves como o 757 podem resultar em economias de milhões de dólares anuais.
Assim, a empresa Aviation Partners oferece conjuntos de winglets que podem ser
instalados em aeronaves que saíram da fábrica sem eles, como é o caso do Boeing 757
(Fig. I.50).

Referências Boeings 757 e 767
[1] - Becher, T., ―Boeing 757 and 767,‖ Crowood Aviation Series, The Crowood
Press Ltda, 1999.
[2] - Bauer, E. E., ―BOEING - The First Centuty,‖ TABA Publishing, Inc.,
Enumclaw, Washington, 7 th Ed, 2005.
[3] - $3.3 Million a Day - That's How Much American Airlines is Losing in the Era of
Insane Fuel Prices, Fortune, 12 de Maio de 2008, p.94

h. Fokker 100
O Fokker 100 (Fig. I.51) é uma aeronave bireatora de médio porte que foi projetada e
construída pela extinta Fokker, da Holanda, para atender mercados domésticos e
regionais. Seu lançamento foi anunciado em novembro de 1983 juntamente com o
turboélice Fokker 50. O primeiro voo ocorreu em 1987. Foi o maior aparelho construído
por aquele fabricante.
Figura I.51 – Fokker 100 nas cores da Air France. O mair cliente do tipo foi a
American Airlines (Imagem: Microsoft Flight Simulator X).
O nome técnico da aeronave é Fokker 28 MK-0100 e seu projeto básico de fuselagem e
asas, de desenho inglês, teve origem em outra aeronave similar do mesmo fabricante: o
Fokker F-28 com capacidade típica de 60 passageiros. Porém, difere do F-28 por uma
fuselagem alongada, que acomoda até 109 passageiros, e na motorização. O Rolls-
Royce Tay empregado no Fokker 100 são mais econômicos e silenciosos (e estão em
conformidade com o padrão de ruído do Estágio III da ICAO) do que aqueles do F-28.
Apesar da grande maioria das partes entre o Fokker 100 e o F-28 serem diferentes, o
Fokker 100 foi certificado pela FAA (Federal Aviation Administration) como Fokker
28-0100. A diferença mais facilmente perceptível foi o consideravelmente maior
comprimento da fuselagem, permitindo que o número de assentos aumentasse em 65%,
indo de 65, nas séries originais do F-28 para 109 em classe única, com fileira de cinco

assentos. A Fokker também introduziu uma asa redesenhada para o F-100, o que eles
garantiam ser 30% mais eficiente em voo de cruzeiro do que a do F-28. Nova
motorização foi providenciada (inevitável, por conta da consideravelmente maior
capacidade de passageiros), com os Rolls-Royce Tay sendo escolhidos para equipar o
Fokker 100. O cockpit foi melhorado com um pacote de instrumentos de tubos
catódicos. O Fokker 100 apresenta motores montados na fuselagem e cauda em "T",
similar àquele da família Douglas DC-9. O Fokker 100 não possuía janelas acima do
posto de pilotagem (cockpit), conhecidas como eyebrow windows, diferentemente de
seu antecessor, o Fokker F-28.
Dois protótipos foram construídos - o primeiro, PH-MKH, voou sua primeira vez em 30
de Novembro de 1986, e o segundo, PH-MKC, seguido em 25 de Fevereiro de 1987. O
certificado tipo foi alcançado em Novembro de 1987. As primeiras entregas (com o Tay
620-15) se iniciaram para a Swissair em Fevereiro de 1988. A American Airlines (75
aeronaves encomendadas), a TAM Transportes Aéreos Regionais (agora TAM Linhas
Aéreas) (50 aeronaves) e a US Air (40 aeronaves) foram os principais clientes do
Fokker 100, os quais adquiriram unidades equipadas com os Tay 650-15, de maior
tração.
O Fokker 100 revelou ser um avião adequado para operar em pequenos aeroportos, e
deu o conforto e a velocidade de um avião a jato aos passageiros da aviação regional,
garantindo-lhe assim boas vendas.
No ano de 1991, a Fokker produziu 70 unidades e tinha mais de 230 pedidos. Uma
versão ER (Extended Range), com tanques adicionais das asas, foi introduzida em 1993;
e uma versão de conversão rápida passageiro/cargueiro foi introduzida em 1994,
designada de 100QC. Uma versão encurtada, o Fokker 70, foi lançada voou pela
primeira vez em 1994 como um substituto ao seu irmão mais velho. Foram removidos
4,70 m (15,42 ft) da fuselagem do F-100 para obter aquela do F-70, que tinha a
capacidade de transportar até 80 passageiros. Estudos em um provável Fokker 130, com
130 assentos e o Fokker 100QC (cargueiro) não alcançaram estágios mais avançados de
desenvolvimento. Um Fokker 100EJ (Executive Jet) foi introduzido em 2003 como uma
conversão de aeronaves Fokker 100 usadas.
Apesar do Fokker 100 ter tido algum sucesso no mercado, a Fokker continuou
deficitária e, a certa altura dos acontecimentos, a empresa controladora, a Daimler Benz
Aerospace AG, decidiu por fechá-la. A Fokker faliu em 1996 e encerrou a produção de
aeronaves no final de 1997. Havia alguma discussão sobre a empresa ser adquirida pela
Bombardier, mas os planos não se concretizaram.
Um grupo baseado em Amsterdam, Rekkof Restart (Rekkof é Fokker ao contrário)
negociaram para reiniciar a produção dos Fokker 70 e 100 em 1999, mas o acordo
nunca se completou.
Como qualquer outro projeto, o do 70/100 foi sendo cada vez mais esmagado pelos
aviões concorrentes da Bombardier e pelos jatos regionais da Embraer, o que também
descartou um projeto do Fairchild 728JET/928JET e um desenho ainda sem nome da
ATR. A versão conhecida por Fokker 130 nunca chegou a ser construída.
A Figura I.52 mostra as três vistas do Fokker 100. Na Figura I.53, o arranjo dos
assentos e a configuração da cabina de passageiros bem como a seção transversal acima
do assoalho podem ser vistas.
A Tabela Ii fornece dados de massa do Fokker 100. A Tabela Ij outros dados
importantes da configuração.

Massas vazias
Fokker 100 com motores Tay 620
Fokker 100 com motores Tay 650
Fokker 100 com motores Tay 650 e
MTOW de 45,810kg (101.000 lb):
24.593 kg (54.217 lb)
24.727 kg (54.514 lb)
24.747 kg (54.558 lb)
Massas Padrão Top com opcionais
(com Tay 650 engines)
MTW
MTOW
MLW
MZFW
MSP (Tay 620 engines)
MSP (Tay 650 engines)
43.320 kg (95.500 lb)
43.090 kg (95.000 lb)
38.780 kg (85.500 lb)
35.835 kg (79.000 lb)
11.242 kg (24.783 lb)
11.108 kg (24.486 lb)
Combustível
46.040 kg (101.500 lb)
45.810 kg (101.000 lb)
39.915 kg ( 88.000 lb)
36.740 kg ( 81.000 lb)
----------
11.993 kg (26.442 lb)
Capacidade de combustível
(densidade do combustível considerada
foi de 0,8029 kg/l )
13.365 litros. Equivalente a 10.731 kg
(23.658 lb)
Tabela Ii – Dados de massa do Fokker 100.
Figura I.52 - Três vistas e seção transversal da fuselagem do Fokker 100.

Figura I.53 – Layout da cabina de passageiros e seção transversal da fuselagem do
Fokker 100. A configuração dos assentos é de uma classe econômica típica.
Desempenho:
Asa:
EH:
EV:
Número de Mach máximo de
operação
Teto de serviço
Máximo alcance com carga paga
máxima
Velocidade de aproximação
0,77
35000 pés
1720 km
128 nós
Alongamento 8,43
Área de referência 93,5 m 2
Afilamento 0,235
Corda média aerodinâmica
Enflechamento à ¼ da corda
3,80 m
17,45 o
Área 21,72 m 2
Alongamento 4,64
Afilamento 0,390
Enflechamento à ¼ da corda
26,00 o
Área 12,30 m 2
Alongamento 0,89
Afilamento 0,740
Enflechamento à ¼ da corda
41,00 o
Tabela Ij – Dados para o Fokker 100 com motores Tay 620

I.2.4
Era pós União Soviética
a. Embraer ERJ 145 e Canadair CRJ-100/200
Fig. I.54 – Após desitir da configuração com motores sobre as asas, a
EMBRAER refez o projeto conceitual e adotou por um certo tempo uma
configuração com motores sobs as asas para o EMB-145.
Figura I.55 – Alguns ERJ 145 no pátio da EMBRAER em São José dos
Campos aguardando entrega para o cliente (Foto: Roberto Novaes Hering).

Figura I.56 - ERJ 145 da empresa Rio Sul em São José dos Campos (Foto: autor).
b. Bombardier CRJ-700
c. Embraer E-170 e E-190
Figura I.57 – Apresentação oficial do protótipo do EMBRAER 170 em 29 de
outubro de 2001 (Foto: autor).
d. Boeing 787

I.3 Mercado de aviação

II
II.1
Projeto de aeronave de transporte
Fases do Projeto
Fase Atividades Objetivos
Estudo de viabilidade
Estudos de conceito ou
projeto conceitual
Projeto preliminar
Projeto detalhado
Produção
Operação/
descomissionamento
Análise de mercado;
elaboração do plano de
negócio; avaliação
tecnológica
Estimativa de custos de
operação e fabricação;
desempenho; primeiros
ensaios em túnel de
vento; CFD; MDO;
arquitetura dos sistemas;
seleção de parceiros e
fornecedores
Integração de sistemas;
solução de problemas
críticos de engenharia
Construção de
protótipos; desenhos de
partes e componentes ;
mock ups; bancadas de
sistema; pássaro de
ferro; ensaios em vôo
Produção; preparação
para entrada em serviço;
plano de produção;
campanhas de redução
de peso e arrasto
Certificação de oficinas
de manutenção; boletins
de serviço;
acompanhamento da
vida em fadiga
Determinação da fatia
de mercado; análise
financeira
Escolha da
configuração,
dimensionamento;
seleção do motor;
escolha de parceiros
Definição completa
da aeronave
Certificação
Manufatura, cadência
de produção
Suporte ao
cliente/Reciclagem do
produto e seus
componentes

Figura II.1 – Vários tipos de aviões de linha.

II.2
Estudos de mercado
Duas análises de mercado são apresentadas nesta seção relativas a um programa de uma
jato regional (JR) de 50 assentos. São duas equipes de alunos de graduação em
engenharia aeronáutica que fizeram as análises em 2013. Os textos das análises foram
reescritos pelo autor do presente trabalho para melhor clareza e precisão de linguagem.
Os seguintes requisitos de alto nível foram passados às duas equipes de projeto:
Parâmetro
Número de Mach máximo
operacional (MMO)
Capacidade máxima de
passageiros
Valor
A ser definido pela equipe de projeto
50
Teto de serviço
Distância de decolagem
(MTOW, ISA, nível do mar)
Máximo alcance com carga
paga máxima
Custo direto operacional
(DOC)
Para uma etapa de 900 milhas
náuticas, decolagem ao nível
do mar com MTOW e
cruzando no teto de serviço
Conforto
na cabine
de
passageiros
Janelas PAX
Largura do
corredor
Nível de ruído
interno na egião
da asa
Emissões LTO NO X
Assinatura de ruído nos três
pontos da ICAO
A ser definido pela equipe de projeto
≤ 1700 m
≥ 1600 milhas náuticas
20% menor do que o do ERJ 145XR nas mesmas condições
Com sistema de controle de intensidade de luz similar ao do
Boeing 787
≥ 0,50 m
-15 dB em relação ao ERJ 145LR
30% menor que àquelas do ERJ 145XR
-15 dB abaixo do Estágio 4
Tabela IIb – Especificações para o desenvolvimento de um avião de linha de 50
assentos.
a. Equipe No. 1
O avião a jato de 50 assentos bem sucedido surgiu no início dos anos 1990,
complementando o mercado dos turboélices e, também, substituindo-os em várias rotas.
A necessidade de voos menos custosos em rotas regionais foi uma oportunidade para
empresas como Embraer e Canadair (posteriormente, adquirida pela Bombardier)
dividirem o mercado de jatos de pequeno porte com seus jatos da família do ERJ 145 e
CRJ-100/200, respectivamente. Esses pequenos aviões impulsionaram o mercado de
aviação criando riqueza em cidades de médio porte por conta do turismo e aumento dos
negócios. As empresas que os operavam eram intrinsicamente empresas de baixo custo,

que obtinham lucros maiores devido ao baixo custo de operação desses aviões, menores
salários para os pilotos e altas taxas médias de ocupação. Contudo, a utilização desses
aviões diminui substancialmente após a crise de 2008, causada por políticas neoliberais
e elevação do preço do petróleo. A Tabela IIc mostra os principais tipos de aeronaves
retirados de operação e estacionados em lugares com pouca humidade para ajudar na
sua conservação; a Tabela IId mostra os aviões regionais de algumas companhias
aéreas norte-americanas que estão em operação e que também foram retirados de
serviço esperando dias melhores.
Aircraft Type 2010 2009 2008
MD-80 288 304 282
Boeing 737 (CFMI) 265 303 247
Boeing 737 (JT8D) 218 244 244
Boeing 747 193 201 157
DC-9 171 189 196
Tupolev Tu-154 164 189 153
Boeing 727 160 165 217
Bombardier CRJ 144 105 100
Antonov An-26 117 125 138
Yakolev Yak-40 103 128 104
Airbus A320 100 99 53
Airbus A340 99 101 100
Boeing 757 97 95 85
Antonov An-24 93 108 126
Tabela IIc – Tipos mais comuns de aviões retirados de operação (Fonte:
AviationWeek, http://aviationweek.com/awin/parting-ways).
Companhia aérea
Modelo
Em
operação
Fora de
operação
American Eagle ERJ 135 0 36
American Eagle ATR 42 0 3
American Eagle ATR 72 0 16
American Eagle SAAB 340 0 54
Comair CRJ-100 0 77
Comair EMB-120 Brasilia 0 7
ExpressJet CRJ-200 92 9
ExpressJet ERJ 135 8 22
ExpressJet ERJ 145 240 2
Republic Airways Dash 8-400 20 3
Republic Airways Embraer 190 8 1
Tabela IId - Dados de frota de algumas companhias regionais norteamericanas
em julho de 2014 (Fonte: airfleet.net).

Figura II.2 – Jatos regionais estacionados no deserto. À esq.: CRJ-200; À direita:
ERJ 135.
A Fig. II.2 mostra alguns modelos de jatos regionais armazenados no deserto em face
de sua operação ser deficitária. Os jatos de 50 assentos ou menos sofreram
enormemente com a subida vertiginosa do preço do barril de petróleo nos anos 2000
(Figura II.3). Nos patamares atuais do preço do petróleo, aviões de menor capacidade
se tornaram inviáveis de operar como atesta a Tabela IId. Outra razão que desfavoreceu
os aviões de 50 assentos e menores foi o relaxamento de várias scope clauses por parte
de várias companhias aéreas dos Estados Unidos. Scope clauses são cláusulas de acordo
contratuais entre companhias áreas e associações de pilotos que impõem restrições
sobre quantos e qual o tamanho da aeronave que uma companhia aérea regional pode
operar. Devido a um grande número de companhias aéreas terem pedido concordata,
eles conseguiram o relaxamento das scope clauses, permitindo que aeronaves de 70
assentos ou mais pudessem ser adquiridas.
Figura II.3 – Evolução do preço do barril do óleo cru.
A Figura II.4 traça a eficiência energética, ou seja, a massa de combustível necessária
para mover um passageiro uma milha, para vários jatos de transporte. Do gráfico, notase
que a eficiência energética máxima se dá com aeronaves que apresentam cerca de
3000 milhas náuticas de alcance com carga típica de passageiros, como é o caso do
Boeing 767-200. A partir daí, a eficiência volta a cair com o aumento de alcance até
cerca de 5200 milhas náuticas. Novamente, vê-se uma melhora da eficiência até
chegarmos ao Boeing 777-200LR. Os jatos regionais normalmente têm alcance com

carga típica de passageiros menor do que 2000 milhas náuticas. Do gráfico, vê-se então
queeles apresentam baixa eficiência energética quando comparados com os aviões de
maior capacidade. O Fokker 70 tem a mesma asa do Fokker 100. Assim, ele está
superdimensionado para transportar 79 passageiros em classe única e, por esta razão,
revela um índice de eficiência energética relativamente ruim em relação aos aviões
listados no gráfico da Fig. II.4.
Figura II.4 – Eficiência energética para vários jatos de transporte.
As perspectivas para o mercado de aeronaves de até 50 assentos a princípio não são
promissoras [1]. A análise desse tipo de mercado requer atenção ao mercado norteamericano,
visto que ele possui uma grande frota regional, compreendendo 80% da
mundial. Desse mercado regional, 42,6% são compostos por jatos de 50 assentos. Mas
não se pode deixar de analisar o mercado de potências emergentes, que é onde
realmente se podem encontrar boas oportunidades de negócio.
Devido ao enorme aumento do preço do combustível, os custos de operação dos jatos de
50 assentos aumentaram consideravelmente. Dado esse panorama, a Bombardier fechou
a linha do CRJ-200 e a Embraer, mesmo não tendo recebido mais pedidos para as
aeronaves da família do ERJ 145, ela ainda mantinha os modelos em seu portfólio de
produtos comercializáveis em 2014.
Para se amortizar o aumento do custo direto operacional, CDO, as companhias aéreas
têm operados e feito pedidos para jatos na faixa de 70-80 assentos, principalmente que
há rotas onde há demanda suficiente para manter uma alta taxa de ocupação. Apesar de
as aeronaves maiores apresentarem um maior DOC absoluto, esse custo se dilui mais
entre os passageiros para elas. Por exemplo, o DOC por assento seria de 23,2 dólares
para o ERJ 145, enquanto que o do E170 seria de 22,86 dólares [2]. Além disso, a

eceita do EMBRAER 170 seria maior para uma mesma taxa de ocupação média. Para
manter isso, o objetivo das empresas é justamente manter essa alta taxa de ocupação
para as aeronaves de maior capacidade de passageiros.
Apesar do quadro atual pessimista, previsões da JADC (Japan Aircraft Development
Corporation) apontavam em 2008 que até 2028 haveria uma demanda de 1108 aviões na
faixa de 20 -59 assentos [3], conforme mostra a Figura II.5. Com base neste
documento, a Equipe No. 1 de estudos de mercado avaliou, considerando a proporção
do mercado norte-americano em 2013, que 1000 desses aviões seriam jatos de 50
assentos. Portanto, de acordo com esta equipe, caso uma empresa consiga garantir uma
boa fatia nesse mercado, uma grande oportunidade de lucratividade, com um mercado
estimado em 25,5 bilhões de dólares, iria surgir.
Outra coisa importante a se considerar é a obsolescência das aeronaves de 50 assentos a
jato, que foram projetadas no início dos anos 1990 e não receberam atualizações
tecnológicas ao longo de todo esse tempo. Assim, os modelos atuais estarão ainda mais
ultrapassados no futuro, para essa demanda prevista pela JADC em 2008. Nenhum
fabricante aeronáutico ainda demonstrou interesse em investir em novos conceitos para
aviões de 50 assentos.
―Portanto, haveria uma grande oportunidade no mercado para a empresa que for capaz
de desenvolver um jato de 50 assentos com CDO menor. Ela terá grande chance de ser
hegemônica nesse setor‖.
Equipe 1.
Figura II.5 – Previsões de mercado de jatos comerciais de transporte de
acordo com um estudo da Japan Aircraft Development Corporation [3]
realizado em 2008.

Figura II.6 – Previsões de mercado de jatos comerciais de transporte de
acordo com um estudo da Japan Aircraft Development Corporation [4]
realizado em 2013.
Contudo, a própria JADC publicou um relatório em 2013, no qual a demanda futuro de
jatos na faixa de 20-59 assentos foi totalmente revista: dos 1108 aviões novos previstos
no relatório de 2008, agora são apenas 146 (Fig. II.6). De acordo com os números do
novo relatório, o desenvolvimento de um programa de jatos de 50 assentos é inviável.
A Equipe 1 baseou-se no relatório de 2008 e, assim, prossegue com sua análise: da
mesma forma que a demanda por aviões de 50 assentos foi grande quando o mercado
regional emergia nos Estados Unidos, essa demanda tem grande potencial nos mercados
emergentes como África, América Latina e Leste Europeu com o fortalecimento de seus
respectivos mercados regionais nos próximos anos. Dados mostram que as perspectivas
gerais para o mercado de aviação são boas dado que a expectativa de crescimento
econômico mundial também é boa até 2029. Com a economia e mercado aquecidos,
tende-se a criar mais empresas aéreas dispostas a lucrar; com mais concorrência, as
empresas tenderão a investir em rotas alternativas para ganhar clientes, e se ter aviões
de 50 assentos pode garantir-lhes uma alta taxa média de ocupação, para caso de rotas
muito específicas. Dados esses argumentos, nota-se que a estimativa de 1108 aeronaves
é totalmente viável para a análise de investimento, podendo ser considerada até uma
estimativa pessimista. Assim, com esse número tem-se um bom indicativo de que o
negócio possa ser promissor, por isso, é recomendável o programa de desenvolvimento
de um jato de 50 assentos.
O Governo Federal Brasileiro anunciou um pacote de investimentos de mais de R$ 7,3
bilhões de reais na expansão da aviação regional, com ampliação da malha de
aeroportos regionais em todas as regiões do país. O projeto ainda inclui reformas e
expansão da infraestrutura aeroportuária no Brasil [5]. Da mesma forma, dados mostram
que expansões aeroportuárias na China e na Índia [6] também estão ocorrendo
fortemente, conforme mostra a Figura II.7 e Figura II.8. Isso vai ao encontro da

expectativa de crescimento do mercado de aeroportos regionais em mercados
emergentes.
Com relação ao interesse de fabricantes aeronáuticos no mercado de 50 assentos, e com
base em análises de relatórios da Boeing e da Airbus, constata-se que essas empresas
não têm interesse em aeronaves menores do que 100 assentos. A canadense Bombardier
acredita que o tamanho do mercado de 50 assentos é pequeno nos próximos anos, mas
avalia que possa haver potencial para o crescimento na demanda devido aos mercados
emergentes, no entanto, aparentemente não há movimentação para o desenvolvimento
de um novo avião de 50 assentos, principalmente devidos a estouros de orçamento do
programa do CSeries [7]. Por causa do menor porte da AVIC (Aviation Industry
Corporation of China), acredita-se que é pequena a chance de ela querer concorrer na
fabricação de jatos, uma vez que a Bombardier e a Embraer já se estabeleceram
firmemente neste segmento de mercado; mas caso ela queira arriscar uma investida,
provavelmente não ameaçará o a fatia de mercado das demais, conquistando apenas
uma pequena parte do mercado.
Figura II.7 - Congestão em aeroportos e planos de expansão na China (Fonte:
Bombardier, [6]).

Figura II.8 – Congestão em aeroportos e planos de expansão na Índia (Fonte:
Bombardier, [6]).
b. Equipe No. 2
Os jatos de 50 assentos ―explodiram‖ no final dos anos 1990, quando foram
encomendadas em grandes quantidades por companhias aéreas de todo o mundo.
Tinham a preferência dos passageiros, possuíam bom alcance e custos operacionais
razoáveis, estes jatos eram uma boa alternativa para suprir a crescente demanda por
transporte aéreo regional. A explosão nas vendas, no entanto, foi passageira, com
quedas vertiginosas nas vendas a partir do final dos anos 2000 (Figura II.9). As causas
disso foram, sobretudo, as mudanças na situação econômica, com a alta no preço dos
combustíveis tornando pouco rentável a utilização de um jato em rotas de baixa
demanda e baixa distância. Assim, a partir da primeira década do século XXI, verificouse
um ressurgimento da demanda por turboélices, conceitos dos anos 80, como o ATR-
42 e o Bombardier Q-400 voltando a registrar melhor índice de vendas. Além disso, o
crescimento do segmento regional levou a uma procura por aviões de maior capacidade.
Espera-se que nas próximas décadas as vendas de aviões de 60 a 100 lugares seja muito
maior que aquelas de aviões de 50 assentos.
Atualmente, este segmento do mercado vive uma situação ambígua. Com o
envelhecimento da frota de jatos regionais, as companhias começam a procurar um
substituto, mas não há alternativa completamente adequada no mercado. Embora os
turboélices possam ser utilizados em muitas das rotas antes servidas por jatos, existem
algumas, notadamente as de longo alcance, em que somente jatos regionais são
adequados. O crescimento do número de passageiros tende a gerar demanda por jatos
maiores, mas em alguns mercados chave, como nos Estados Unidos, tais aviões são
barrados por scope clauses (Fig.II.10) impostas por associações de pilotos.

Figura II.9 – Entregas de jatos da Bombardier e Embraer [1].
Finalmente, espera-se um crescimento da demanda por aviões regionais em países em
desenvolvimento, uma vez que o transporte regional é ainda incipiente nestas regiões.
Espera-se, no entanto, que boa parte desta demanda seja atendida por turboélices, bem
como por jatos regionais usados.
Figura II.10 – Levantamento de scope clauses (cláusulas de comprometimento) de
aquisição de aviões regionais por empresas aéreas norte-americanas [1].

Assim, a colocação no mercado de um novo jato de 50 lugares não oferecem boas
oportunidades de negócios, dependem principalmente da situação econômico-financeira
dos Estados Unidos, pois este é o principal mercado em potencial. Caso seja
desenvolvido um jato capaz de competir em termos de CDO com os turboélices, este
provavelmente teria grandes chances no mercado regional. No resto do mundo, a
demanda por essa classe de jato será muito baixa, devido à necessidade de aviões de
maior capacidade e/ou menor custo por assento.
Relatórios das principais fabricantes estimam a demanda por aviões de até 50 lugares
em 300 a 400 unidades [8], sendo que aproximadamente 50% destes devem ser
turboélices. Assim, restam apenas de 150 a 200 unidades para o jatos. Então, a Equipe
No. 2 concluiu pela inviabilidade de desenvolvimento de um jato de 50 assentos para
suceder o ERJ 145 e o CRJ-200.
Segmento
em
capacidade
de assentos
Frota em
2010
Entregas
Descomissionamentos
Frota em
2030
20-59 3.600 300 2.500 1.400
60-99 2.200 5.800 1.200 6.800
100-149 5.200 7.000 3.000 9.200
Total 11.000 13.100 6.700 17.400
Tabela IIe - Previsão de mercado da Bombardier para o período 2011-2030 [8].

Referências das análises de mercado
[1] - Kownatzki, M., Hoyland, T., and Watterson, A., ―The 50-Seat Jet: A Plane with
No Future. Think again!,‖ Oliver Wyman Aviation, Aerospace&Defense, 2013.
[2] - The FAA Commercial Aviation Forecast Conference; Washington, D.C.
Convention Center, March 17, 2005.
[3] - Japan Aircraft Development Corporation, ―Worldwide Market Forecast for
Commercial Air Transport 2009-2028,‖ June 2009.
[4] - Japan Aircraft Development Corporation, ―Worldwide Market Forecast for
Commercial Air Transport 2012-2033,‖ June 2013.
[5] - Secretaria da Aviação Civil – Presidência da República, ―Governo Anuncia
Programa de Investimentos em Aeroportos‖, publicado em 20/Dezembro/2012,
disponível em http://www.aviacaocivil.gov.br/noticias/2012/12/governoanuncia-programa-de-investimento-em-aeroportos.
[6] - Bombardier Aerospace, ―Commercial Market Forecast 2012-2031‖, Canadá,
2012.
[7] - The Globe and Mail, ―CSeries Numbers Still don’t Add Up‖, Setembro de 2013,
disponível em: http://www.theglobeandmail.com/report-on-business/c-seriesnumbers-still-dont-add-up/article14390594/
[8] - Bombardier Aerospace, ―Commercial Market Forecast 2011-2030‖, Canadá,
2011.

II.3
Análise financeira
Analisar a viabilidade econômico-financeira de um projeto significa estimar e analisar
as perspectivas de desempenho financeiro do produto resultante de um programa de
desenvolvimento de aeronave. Essa análise é usualmente iniciada após estudos de
mercado. A estimativa de orçamentos para o programa, resultante da atividade anterior,
serve para trazer uma estimativa dos níveis de preço final do produto, que o tornaria
viável e cobriria os custos envolvidos.
II.3.1 Definições
Na presente atividade são definidos os principais indicadores financeiros do programa
relacionados com o produto final, tais como o custo-alvo do produto, as previsões de
retorno do investimento e a análise de suas características, o Valor Presente Líquido –
VPL, a Taxa Interna de Retorno – TIR, Método do payback (amortização) e o fluxo de
caixa esperado com o novo produto.
Essa análise da viabilidade econômico-financeira realizada durante o planejamento do
programa é a referência inicial para as fases seguintes, no desenvolvimento do produto
propriamente dito, torna-se um dos critérios mais importantes para de manter ou não a
execução do programa.
Existe a necessidade de uma revisão periódica dessa análise ao longo do programa, pois
na atividade de planejamento, estão disponíveis apenas informações preliminares, e,
portanto, passíveis de mudanças, sobre o ambiente em que o produto irá ser inserido. À
medida que as fases do desenvolvimento vão ocorrendo, aproximam-se as condições
reais do momento de lançamento do produto. A esta altura, aumentam-se, portanto, as
certezas quanto às características que o produto deve adotar, sua atividade e
receptividade no mercado, as condições desse mercado (concorrência efetiva,
surgimento de novas tendências, mudanças econômicas etc) e sua relação quanto a
preço/volume. Sendo assim, a análise de viabilidade econômico-financeira pode ser
refinada e confrontada com a inicialmente planejada, para efeitos de aprendizado quanto
à capacidade de previsão no início de um programa de desenvolvimento de produto.
Essa revisão da viabilidade econômico-financeira ocorre ao final de cada uma das fases
do desenvolvimento do produto, juntamente ou não Revisão Crítica do Produto (Critical
Design Review). Pode também ocorrer a qualquer momento, quando grandes
modificações do produto ou da administração do programa assim demandarem, para se
verificar se o produto continuará financeiramente viável ou não.
II.3.2 Mecanismos
O principal elemento que justifica a existência de uma empresa é a geração de lucro.
Para os investidores, porém, não basta que o projeto tenha um resultado positivo. Para
um projeto de desenvolvimento ser atrativo, é preciso que a quantidade de lucro gerado,
o retorno do projeto, seja melhor do que aquele que a empresa poderia obter com outros
investimentos, por exemplo, aplicando no mercado financeiro. Portanto, a essência da
avaliação econômico-financeira é medir o retorno do projeto de maneira comparável
com outros investimentos.
O primeiro passo que deve ser dado para a realização da análise econômica é a
elaboração do fluxo de caixa, isto é, a definição do fluxo de entradas e saídas de
dinheiro durante o ciclo de vida planejado para o produto.

II.3.3 Fluxo de Caixa
O fluxo de caixa é um instrumento gerencial fundamental na tomada de decisões
empresariais. Seus objetivos são a coleta e a organização dos dados e a geração de
subsídios, para a análise de desempenho financeiro e para a realização de previsões
orçamentárias.
Os três componentes principais de um fluxo de caixa são:
a. Investimento no novo produto:
Corresponde aos gastos necessários para a geração de benefícios a longo prazo. É a
quantidade de dinheiro gasta para o desenvolvimento das especificações e preparação
para a produção do produto. Para determinar os gastos com o investimento devem-se
levar em consideração alguns fatores:
Tipo de programa de desenvolvimento de produto: dependendo do tipo de
projeto o investimento pode ser maior ou menor. Por exemplo, no caso de um
produto que deva der apenas ganhos incrementais em relação aos existentes, o
investimento necessário deve ser menor do aquele de conceitos radicais. Isto se
deve ao fato os produtos e processos serem derivados, híbridos ou com pequenas
modificações em relação ao que já existe. Já os projetos radicais ou
completamente inovadores envolvem a criação de um produto novo ou
significativas modificações no produto ou processo já existente, requisitando
novas tecnologias e materiais.
Disponibilidade de recursos: referem-se aos gastos para adquirir recursos, como:
pessoas, maquinário, equipamentos, veículos, utensílios, edificações e outros
itens dessa natureza;
necessidades de pagamento: de royalties, pelo uso de patentes, laboratórios e
licenças;
gastos com estudos, pesquisas de mercado, projetos e capacitação de
profissionais;
necessidade de possuir um capital de giro, inclusive para eventuais imprevistos.
Uma forma de calcular o investimento necessário envolve a criação de contas
específicas para cada programa, da qual sairiam todos os pagamentos e gastos
efetuados. O maior desafio é computar o custo de pessoal, principalmente para os
membros do time que dividem seu tempo entre vários programas. É preciso também
definir claramente o momento em que os custos e receitas serão calculados. Geralmente,
esse momento é o final da aprovação do lote piloto, pois, a partir desse momento, os
produtos produzidos pela linha poderão ser comercializados dando início aos dois
outros componentes do fluxo de caixa, as receitas e os custos e despesas de produção.
b. Receitas:
Corresponde a estimativa de venda de produtos e subprodutos que serão produzidos.
Para o cálculo dessa estimativa, devem-se levar em consideração fatores tais como
preço final e demanda dos produtos.
Preço final do produto: este valor vai depender do mercado, no qual se deseja
vender o produto, do produto produzido, e do lucro esperado pelo fabricante.
Demanda dos produtos: este valor vai depender do produto (produtos com alto
valor agregado geralmente possuem um volume de venda menor), do mercado e

da fatia de mercado que esse produto almeja atingir, do preço de venda, da
analise locacional e de mercado.
Para estimar a receita, é preciso estimar o valor da demanda dos produtos, em seguida,
multiplicá-lo pelo preço final estimado. Além da receita gerada com as vendas, outros
fatores devem ser levados em consideração, tais como subsídios governamentais,
financiamentos e valor residual do investimento.
c. Custos e despesas de produção:
São os valores gastos diretamente e indiretamente para a produção e comercialização do
produto.
Os custos são os gastos com um bem ou serviços utilizados para a produção de outros
bens. Cada empreendimento, pessoal ou empresarial, envolve dois tipos de custos: os
recorrentes e os não recorrentes. Os custos isolados, muitas vezes chamados de custos
de inicialização, são os não recorrentes. Os custos que ocorrem em uma programação
regular são listados em um orçamento como custos recorrentes e devem ser
considerados na fabricação dos aviões de série.
Os principais custos são os seguintes:
Matérias primas, embalagens, materiais auxiliares;
mão-de-obra direta;
consumo de energia elétrica, de água e de combustível;
manutenção, seguros, aluguéis, diversos.
As despesas são os gastos como um bem ou serviços utilizados para obtenção de receita.
As principais despesas são:
Despesas com vendas, financeiras e administrativas;
Salários do pessoal administrativo;
Impostos e taxas municipais.
Convém diferenciar bem custos e despesas de produção dos investimentos, o que muitas
vezes pode ser difícil. Por exemplo, os gastos de uma operação na produção que visa
produzir uma peça do protótipo é investimento. O gasto da mesma operação em uma
peça idêntica, após a liberação do lote piloto, que será comercializada deve ser já
apropriada como custo direto, a ser contabilizado naquele produto específico. Após o
início da produção seriada, quando alguns protótipos já não serão mais utilizados,
algumas empresas os vendem com desconto para clientes. Isto deve ser levado em conta
na elaboração da planilha de custos.
O intervalo para o cálculo do fluxo de caixa depende da duração do ciclo de vida do
produto. Um avião de linha, em geral, é concebido para ficar de 15 a 20 anos em
operação e, por isso, o período utilizado é normalmente anual. Calculados esses valores,
eles serão somados, obtendo-se um valor final do fluxo de dinheiro esperado na
empresa, conforme apresentado na Figura II.11.

Figura II.11 – Exemplo de dispêndio anual no desenvolvimento e produção seriada
de um avião de linha.
II.3.4 Indicadores Financeiros
A Fig. II.1 representa uma previsão do montante de dinheiro que entrará ou sairá da
empresa em cada um dos períodos (no caso anos) do ciclo de vida do produto. Para
cocncluir se determinado projeto é economicamente viável, precisa-se avaliar e
comparar esse fluxo com outros investimentos à disposição do dono da empresa. Nesse
cálculo, deve-se levar em consideração que o dinheiro possui um valor dependente do
tempo, isto é, receber R$ 500,00 hoje é diferente do que receber esse mesmo valor no
próximo ano. Portanto, utilizam-se índices financeiros e parâmetros calculados com os
dados do fluxo de caixa que permitem comparações e análises do desempenho
financeiro do projeto. A seguir são apresentados três dos indicadores financeiros mais
utilizados em projetos de desenvolvimento de produtos.
a. Valor Presente Líquido - VPL
Este método para análise de investimentos determina o valor presente de pagamentos
futuros. Este método consiste em uma fórmula matemático-financeira simples em que o
valor dos investimentos e do fluxo de caixa atual e futuro são convertidos para um valor
equivalente na data atual por meio de uma taxa de conversão. Esta conversão é devido
ao fato do valor aquisitivo do dinheiro sofrer alterações com o passar do tempo. A taxa
de conversão utilizada neste método é a Taxa Mínima de Atratividade (TMA). A
Figura II.12 apresenta a fórmula para o cálculo do VPL.
Fig. II.12 – Fórmula para cálculo do Valor Presente Líquido (VPL).

O Valor Presente Líquido de um projeto de investimento possui as seguintes
possibilidades de resultado:
Maior do que zero: significa que o investimento é economicamente atrativo, pois
o valor presente das entradas de caixa é maior do que o valor presente das saídas
de caixa.
Igual a zero: o investimento é indiferente, pois o valor presente das entradas de
caixa é igual ao valor presente das saídas de caixa.
Menor do que zero: indica que o investimento não é economicamente atrativo
porque o valor presente das entradas de caixa é menor do que o valor presente
das saídas de caixa.
Entre vários projetos, o mais atrativo é aquele que tem maior Valor Presente Líquido.
b. Taxa Interna de Retorno - TIR
Estabelece a taxa econômica necessária para igualar o valor de um investimento com
seus retornos futuros. Significa a taxa de remuneração que deve ser fornecido pelo
projeto de modo que este iguale o seu investimento, após um período. A TIR é
calculada utilizando-se a mesma fórmula descrita anteriormente, porém igualando-se o
VPL a zero e utilizando a TIR como incógnita de taxa de conversão.
Posteriormente a TIR é comparado com a TMA da empresa para verificar o
desempenho do projeto, podendo ser:
Maior do que a TMA: significa que o investimento é economicamente atrativo.
Igual à TMA: o investimento está economicamente numa situação de
indiferença.
Menor do que a TMA: o investimento não é economicamente atrativo, pois seu
retorno é superado pelo retorno de um investimento sem risco.
Entre vários investimentos, o melhor será aquele que tiver a maior TIR.
c. Método de amortização (Payback)
O payback é um dos métodos mais simples e, talvez por isso, de utilização muito
difundida. Consiste, essencialmente, em determinar o número de períodos necessários
para recuperar o capital investido. Tendo essa avaliação, a administração da empresa,
com base em seus padrões de tempo para recuperação do investimento, no tempo de
vida esperado do ativo, nos riscos associados e em sua posição financeira, decide pela
aceitação ou rejeição do projeto.
A forma mais fácil de calculá-lo é simplesmente acumulando as entradas e saídas e
determinando o período em que houve a transição de um valor positivo para negativo.
II.3.5 Recomendações para análise de viabilidade econômica
Cada um dos indicadores financeiros resulta em informações diferentes, que podem ser
utilizadas de maneira complementar. O VPL é um método que fornece uma boa noção
do montante que será obtido com o programa, isto é, o valor que será captado, porém,
ele não permite uma comparação fácil com outros investimentos. Esse aspecto é grande
vantagem da informação obtida na TIR, que fornece um valor facilmente comparável.

É importante destacar que os métodos anteriormente citados dependem de estimativas,
tais como as da:
demanda do produto pelo mercado;
expectativa de crescimento;
do preço de venda do produto aceito pelo consumidor final;
dos custos envolvidos na produção do produto, sendo essencial a participação e
o comprometimento de diferentes partes da organização, principalmente do
marketing, engenharias e vendas.
Existem programas que retornam um bom montante (VPL altamente positivo) e
rentáveis (TIR acima da taxa de atratividade), mas cujo período de retorno de
investimento é longo, significando que a empresa terá de amargar um bom período de
dispêndio financeiro até a obtenção de lucro. Portanto, o cálculo desses três indicadores
é recomendável:
a. Premissas para o cálculo da viabilidade
A definição das premissas é o ponto mais estratégico para se realizar a análise de
viabilidade. As premissas englobam as previsões da demanda futura; o preço de se
conseguirá praticar; o custo resultante da operação e basicamente as taxas que servirão
de referência no futuro. Não é fácil prever todas essas informações e por isso são
consideradas premissas para a análise.
b. Monitoramento da viabilidade durante o desenvolvimento do produto
A análise da viabilidade econômica normalmente é realizada no início do
desenvolvimento de produto e raramente é revisada. Não há sentido em recalcular o
investimento, pois o dinheiro gasto não é reavido. Porém, uma simulação de toda a
análise, ajustando as premissas e verificando de novo os indicadores pode fornecer uma
visão de quanto a empresa ―acerta‖ nas suas previsões.
Monitorar a análise de viabilidade é importante para se tomar decisões (por exemplo,
nos Gates) durante o desenvolvimento para saber se aquele produto / serviço ainda é
viável ou não diante de possíveis mudanças das premissas (concorrente lançou algo
similar primeiro e os volumes de venda não serão os mesmos; crises financeiras;
mudanças nas taxas de referência; etc).
c. Ponderar a análise com possíveis riscos
Quando uma análise de viabilidade é feita, parte-se do pressuposto que todas as
premissas adotadas estão corretas. Porém, existem riscos que vão além dessas
premissas. Basicamente, classificam-se riscos em duas categorias: riscos tecnológicos e
riscos mercadológicos. Os riscos da primeira categoria tratam de questões associadas à
probabilidade de sucesso (ou fracasso) da tecnologia e soluções adotadas. Isso é mais
importante de ser analisado no caso de inovação em tecnologia. Os riscos
mercadológicos consideram o sucesso (ou fracasso) que um produto / serviço pode ter
no mercado. Deve-se, portanto, ponderar esses riscos, assim como as premissas quando
se realiza a análise de viabilidade dos projetos de desenvolvimento. Ou seja, aquele
VPL calculado (por exemplo) só daria certo se existir riscos baixos.
Imagine a comparação de dois projetos de desenvolvimento. O primeiro com um VPL
alto e o outro com VPL baixo. Qual deve ser priorizado? Depende do risco também. Se
a probabilidade de sucesso do segundo for muito maior do que o primeiro, em uma
análise de balanceamento do portfólio de projetos de desenvolvimento, pode ser que a
segunda opção seja priorizada.

II.3.6 Exemplo de análise financeira
Cada empreendimento, pessoal ou empresarial, envolve dois tipos de custos: os
recorrentes e os não recorrentes. Os custos isolados, muitas vezes chamados de custos
de inicialização, são os não recorrentes. Os custos que ocorrem em uma programação
regular são listados em um orçamento como custos recorrentes e devem ser
considerados na fabricação dos aviões de série.
Nessa seção, a metodologia típica de estimação do custo de um programa de avião de
transporte e sua viabilidade é apresentada. Aqui, o mesmo avião especificado no
capítulo anterior (análise de mercado) é utilizado, ou seja, um jato regional de 50
assentos. Será considerada a análise levada a cabo pela Equipe No. 1, que conclui que
há um mercado a ser explorado com boas oportunidades de negócio.
Primeiramente, custos recorrentes e não recorrentes são calculados e analisados. Em
seguida, é feita uma estimativa do fluxo de caixa e do valor presente líquido do
programa. Finalmente, a viabilidade do programa é analisada. A duração de quatro anos
foi considerada para a fase de desenvolvimento da aeronave.
a. Custos não recorrentes
O custo da mão-de-obra foi estimado utilizando-se uma média ponderada do custo de
hora típica de trabalho de um fabricante aeronáutico e em seus parceiros, considerando
uma participação de 30% dos parceiros no custo não recorrente das aeronaves (Tabela
II.f). Os custos da Tabela IIf são relativos a maio de 2015, com o cálculo da inflação
estimado em http://www.usinflationcalculator.com.
Participação
Custo homem/hora (US$)
Fabricante aeronáutico 70% 41,72
Parceiros 30% 83,44
Média 54,24
Tabela IIf – Custo da hora trabalhada.
O custo total do trabalho foi obtido pela soma dos custos de cada área do
desenvolvimento da aeronave. Para essa estimativa, consideraram-se também as horas
de trabalho necessárias para o desenvolvimento e aprendizado de novas tecnologias
como a utilização de estruturas em compósito desenvolvidas pelos parceiros e a
utilização de solda por fricção (Friction Stir Welding ou FSW). Os resultados obtidos
podem ser observados na Tabela IIg, bem como o custo associado.

Disciplina /Atividade
Horas
Total de administração e gerenciamento do programa 1.136.367
Design Preliminar 27.983
Interior 229.950
Estrutura 279.833
Elétrico/Eletrônico 365.000
Mecânico 121.667
Hidráulico 60.833
Propulsão 51.100
Total de engenharia 2.188.783
Aerodinâmico 135.050
Aeroelasticidade 237.250
Desempenho 76.650
Estrutura 365.000
Interior 92.467
Elétrico/Eletrônico 365.000
Mecânico 399.067
Hidráulico 97.333
Propulsão 121.667
Certificação 121.667
Controle de configuração 62.050
Documentação técnica 115.583
Total de teste e validação 5.674.533
Teste no Solo 208.050
Teste de Sistemas 111.933
Ensaio em vôo 160.600
Instrumentação 122.883
Pilotos 48.667
Protótipos 2.828.750
RIGS 60.833
Protótipos/Corpo de prova 97.333
Manutenção dos protótipos 585.217
Ferramental 526.817
Processos e métodos 784.750
Controle de Qualidade 138.700
Total Suporte ao produto 635.100
Boletim de Serviço 19.467
Partes sobressalentes 103.417
Manuais de Operação 203.183
Serviço ao consumidor 6.083
Documentação 128.967
Suporte técnico 77.867
Plano de manutenção 96.117
Total de horas de trabalho 9.634.783
Tarifa média 54,23
TOTAL (US$) 522.552.108,87
Tabela IIg – Distribuição de carga de horas para várias atividades do
desenvolvimento.

A divisão do trabalho considerada ao longo do tempo é mostrada na Tabela IIh:
Ano Distribuição US$/Ano
2015 25% 130.638.027,22
2016 35% 182.893.238,10
2017 30% 156.765.632,66
2018 10% 52.255.210,89
Tabela IIh – Desembolso do custo de mão de obra ao longo do tempo de
desenvolvimento do produto.
A Tabela IIi ilustra a estimativa feita para o custo de infraestrutura. Foi considerado
que a empresa já comercializou aviões na faixa de 50 assentos e a linha de produção
será readequada para a fabricação do avião a ser desenvolvido. Também, foi levada em
conta a fabricação de novos ferramentais, adequação de estágios de produção e
adaptação dos hangares, bem como o custo de investimento da nova tecnologia de
soldagem (Friction Stir Welding ou FSW). O cronograma para as alterações na linha de
produção enfoca o primeiro ano do desenvolvimento, como pode ser observado na
Tabela IIj, que apresenta a distribuição da atualização da linha de produção durante o
período de desenvolvimento do produto. A composição dos custos gerais e o
cronograma de desembolso ao longo do período de desenvolvimento da aeronave são
dadas pelas Tabelas IIk e IIl, respectivamente.
Infraestrutura
US$
Máquinas e equipamentos 17.880.000
FSW - máquinas/ferramental/construções 9.536.000
Protótipos 35.760.000
Readequação da linha de produção existente 1.192.000
Investimento em informática 6.913.600
Instrumentos de controle/medida 596.000
Material de escritório 596.000
Aplicativos de informática e códigos computacionais (Software) 1.788.000
Outros investimentos 596.000
Custo total de infraestrutura e materiais 74.857.600
Tabela IIi – Componentes do custo de infraestrutura.
Ano Ponderação US$/Ano
2015 55% 41.171.680
2016 25% 18.714.400
2017 15% 11.228.640
2018 5% 3.742.880
Tabela IIj – Cronograma de desembolso financeiro para infraestrutura.

Custos gerais
US$
Comunicação 834.400,00
Instrumentação de ensaios em vôo 4.529.600,00
Ferramental 2.980.000,00
Viagens 5.006.400,00
Mão de obra terceirizada (Parceiros) 23.840.000,00
Mão de obra terceirizada 27.416.000,00
Combustível 4.872.900,00
Total do custo geral 69.479.300,00
Tabela IIk – Composição dos custos gerais.
Ano Distribuição US$/Ano
2015 25% 17.369.825,00
2016 35% 24.317.755,00
2017 30% 20.843.790,00
2018 10% 6.947.930,00
Tabela IIl – Desembolso dos custos gerais ao longo do período de desenvolvimento.
O custo não recorrente estimado pode ser observado na Tabela IIm Também, o
porcentual referente a parte do fabricante de aviões é indicado. Na Fig. II.13, pode ser
observada a distribuição ao longo dos quatro anos do investimento inicial, além da
contribuição de casa um dos principais contribuintes para o custo não recorrente.
Ano Trabalho Infraestrutura
e Material
Gastos
Gerais
Fabricante de
aviões (70%)
Fabricante+
parceiros
2015 130.638.027 41.171.680 17.369.825 132.425.673 189.179.532
2016 182.893.238 18.714.400 24.317.755 158.147.775 225.925.393
2017 156.765.633 11.228.640 20.843.790 132.186.644 188.838.063
2018 52.255.211 3.742.880 6.947.930 44.062 62.946.021
TOTAL 666.889.009
Tabela IIm – Cronograma de dispêndio dos gastos não recorrentes (US$).
Figura II.13 – Visão geral do custo não recorrrente.

. Custo recorrente
O custo recorrente é dependente do ciclo de vida da aeronave, e é calculado para cada
aeronave. O custo recorrente pode ser dividido em: materiais, trabalho, vendas,
gerenciamento de processos e outros custos diversos. Nota-se que além do trabalho, os
outros custos são fixos no tempo, já o trabalho apresenta uma curva de aprendizado,
tendo um custo que diminui com o tempo, devido à aceleração do processo de
fabricação.
Os custos relativos aos materiais podem ser divididos em alguns poucos componentes.
Utilizando-se de um método simplificado, é possível determinar os componentes partir
de parâmetros adimensionais utilizados pelos fabricantes aeronáuticos, corrigidos pela
inflação. O resultado pode ser observado na Tabela IIn.
Componentes
US$/
Parâmetro
Trem de Pouso 8
Comandos e
controles de
Voo
834
Parâmetro
kg de peso
máximo de
decolagem
pé² de área
de asa
Valor do
parâmetro
Fator de
Complexidade
Custo (em
1000 US$)
22.010 kg 1,2 220
560 ft² 1,4 654
Motores 2000000 unidade 2 unidades 1,1 4400
Naceles 11920
Diâmetro
em
polegadas
63 in 1 751
Interiores 19072 passageiro 50 pax 1 954
Sistema
Elétrico
Eletrônicos 953600
Estruturas 143
Sistema de
Combustível
8940 kVA 75 kVA 1,3 872
119
Custo por
uma
unidade
altamente
integrada
kg de peso
máximo de
decolagem
pé² de area
de asa
1 unidade 0,9 858
22.010 kg 1,5 4722
540 ft² 1 64
Tabela IIn – Custo recorrente – Material.
TOTAL 13.496
Nota se na Tabela IIn a coluna fator de complexidade. Tal fator deve ser levado em
consideração para ajuste fino dos parâmetros adimensionais. O trem de pouso possui um
fator de complexidade 1,2 por se encontrar próximo a região da asa, o que requer grande
esforço de projeto e integração com a estrutura da asa e fuselagem. Já os comandos e
controles de voo apresentam um fator de complexidade de 1,4, pois neste caso foi
escolhido um sistema completamente fly-by-wire. Além disso, os sistemas elétricos
apresentam 1,3 pelo viés de substituições de sistemas convencionais por elétricos
(dentro da filosofia More Electral Aircraft ou MEA). Os motores apresentam um fator

de complexidade 1,1 devido ao uso de geared turbofan (redução no eixo) para maior
eficiência de consumo. Este tipo de motor mais pesado do que o turbofan convencional,
dificultando a sua integração na aeronave. Finalmente, as estruturas apresentam uma
complexidade 1,5 devido a utilização de materiais compostos, que costumam ter um
processo de fabricação mais complexo do que estruturas metálicas.
O cálculo da parcela do custo recorrente devido à mão-de-obra é feito diretamente pela
carga horária necessária para a produção da aeronave. Para a estimativa da carga horaria
por aeronave adotou-se uma curva de aprendizado de 12% para a primeira aeronave e
2% no fator de aprendizado. O custo médio da mão de obra é de 25 dólares por hora.
Utilizando uma previsão de 60% de fatia de mercado (market share), obtém-se os
custos apresentados na Tabela IIo.
Ano
Entregas
(considerando
60% de fatia de
mercado)
Horas de
trabalho por
unidade
Custo do trabalho por
unidade (1000 US$)
Custo de trabalho
(1000 US$)
2019 6 36.714 918 5.507
2020 20 26.452 661 13.226
2021 44 23.363 584 25.700
2022 92 21.451 536 49.338
2023 94 20.218 505 47.511
2024 102 19.416 485 49.512
2025 94 18.899 472 44.413
2026 90 18.581 465 41.807
2027 84 18.389 460 38.617
2028 30 18.281 457 13.710
Tabela IIo – Parte da mão-de-obra do custo recorrente.
Além dos custos antes abordados, deve-se destacar o custo de vendas, de processamento
e outros custos diversos. Esses custos serão determinados por meio de uma porcentagem
de outros custos recorrentes.
Uma boa estimativa para o custo de venda é tomá-lo como sendo 17% do custo de
materiais e trabalho. Já o custo de processamento, que inclui suporte ao processo,
controle de qualidade gerenciamento de despesas, pode ser estimado com 8% dos custos
de materiais e trabalho. Finalmente, os custos diversos, como publicações técnicas e
treinamento da equipe de suporte ao cliente, pode ser estimado como 5% do custo de
materiais.
A Tabela IIp reúne todos os custos recorrentes e fornece o cronograma de dispêndio
financeiro para cobri-los. A Fig. II.14 ilustra o percentual dos componentes no custo
recorrente.

Ano
Entregas
Custo de
Materiais
Custo de
Trabalho
Custo de
Vendas *
Custos
Diversos **
Custo de
Processamento ***
Total
Anual
2019 6 81 6 15 4 7 112
2020 20 270 13 48 13 23 367
2021 44 594 26 105 30 50 804
2022 92 1.242 49 219 62 103 1.676
2023 94 1.269 48 224 63 105 1.709
2024 102 1.377 50 242 69 114 1.851
2025 94 1.269 44 223 63 105 1.705
2026 90 1.215 42 214 61 101 1.631
2027 84 1.134 39 199 57 94 1.522
2028 30 405 14 71 20 33 543
Total 656 8.853 329 1.561 443 735 11.921
* 17% do Custo de trabalho e materiais
** 5% do Custo de materiais
*** 8% do Custo de trabalho e materiais
Tabela IIp – Dispêndio financeiro para cobrir os custos recorrentes.
Figura II.14 – Percentual dos componentes do custo recorrente.
Com base no estudo do mercado, a fatia de mercado de 60% foi definida pela equipe do
programa. De posse deste valor, é possível então determinar um valor de venda da
aeronave com base nos seguintes pontos:
Custo.
Competitividade do Preço.
Equalização do investimento (Break even).
Taxa Interna de Retorno.
Dessa forma, com um preço definido, podem-se calcular os fluxos de caixa (Fig. II.15),
e a viabilidade do programa. O preço de venda que melhor se adequa aos pontos citados
é de 23 milhões de dólares. Esse valor apresenta-se competitivo no mercado, sendo
meio milhão de dólares menor que o competidor com menor preço na categoria. De
acordo com a Fig. II.15, a recuperação do investimento, break even, acontece no quinto

ano de produção da aeronave com a marca de 217 produzidas, com uma boa margem
em relação ao total previsto de 656 aeronaves a serem comercializadas.
A taxa de retorno é 19,9% do valor total investido ao longo de todo o ciclo de vida do
programa, incluindo-se o custo recorrente de cada aeronave. Tal margem possui o valor
de 2,5 bilhões de dólares em 2028.
Figura II.15 – Fluxo de caixa do programa do avião de 50 assentos.
Utilizando-se o conceito de Valor Presente Líquido, utilizando-se uma taxa máxima de
atratividade de 10%, para 2015, tem-se que a taxa de retorno de 13,2% e um lucro
absoluto de 746 milhões de dólares em valor presente líquido de 2015. Dessa forma,
nota-se que o programa é bem rentável e apresenta um ponto de break even
relativamente rápido. Analisando-se o pior caso, uma fatia de mercado de apenas 30%,
tem-se uma quantidade de 328 aeronaves, o que é suficiente para garantir ainda um
ponto de retorno do investimento.

II.4
Projeto conceitual
O projeto conceitual ou, para muitos, estudos de conceito, se dá após a fase inicial na
qual a viabilidade de um programa de aeronave é analisada conclusivamente. Na fase
conceitual, define-se a configuração da aeronave que melhor atenda aos requisitos de
mercado, certificação, fabricação e outros que venham a ser definidos. Durante esta
fase, as necessidades do mercado-alvo são identificadas, conceitos de produtos
alternativos são gerados e avaliados, e um deles é então selecionado para
desenvolvimento posterior. Além dessas atividades, o projeto conceitual de aeronave
aborda alguns aspectos iniciais de projeto de subsistemas, tais como escolha do grupo
motopropuslor, dimensionamento inicial do trem de pouso, arquitetura sistemas
ambientais e outros. É importante ressaltar que o projeto conceitual moderno faz uso de
plataformas computacionais de cálculo e otimização multidisciplinar, onde as várias
disciplinas envolvidas são tratadas concomitantemente.
A Tabela IIq contém o escopo desta fase de desenvolvimento de aeronave.A Fig. II.16
indica vários tópicos im portantes que devem ser abordados de forma muito cuidadosa
no projeto conceitual; a Fig. II.17 mostra o ciclo de tarefas para o projeto da aeronave
em questão.
O estabelecimento de requisitos inicia-se com pesquisas de mercado, identificada com
opiniões de clientes, empresas de manutenção, pilotos ou quaisquer outros agentes
considerados relevantes. Deve-se olhar também a necessidades de reposição de frotas,
produtos competidores existentes ou em desnevolvimento. Os requisitos devem cobrir
diferentes aspectos tais com nível de conforto, adoção de novas tecnologias,
desempenho, custos operacionais, data de entrada em serviço, impacto ambiental, vida
útil e outros. Requisitos inadequados conduzem a aeronaves inadequadas que serão
rejeitadas pelo mercado. Exemplos disso são o CBA-123 e o SAAB 2000 (Fig. II.18),
os quais levaram as respectivas empresas a quase fecharem as portas.

Item
Revisão de requisitos
Orçamento detalhado
Estudo de várias configurações
Dimensionamento
Layout estrutural
Desenhos técnicos
Seleção do motor
Ensaios
Arrazoado/Observações
Requisitos podem sofrer
alteração, principalmente os
advindos de mercado
O orçamento advindo da fase
anterior é retrabalhado,
adquirindo maior nível de
detalhes e precisão
Várias configurações são
propostas e é selecionada
aquela que melhor atenda aos
requisitos, que são compostos
de objetivos, parâmetros e
restrições
Fuselagem, asa e outros
componentes são
dimensionados e integrados
A estrutura usualmente não é
dimensionada, mas o arranjo de
partes tais como nervuras,
longarinas, cavernas, painéis de
acesso é estabelecido
TD (Technical description):
sistemas da aeronave
EBD (Engineering Basic Data):
desempenho e layout estrutural
O motor e, portanto, o seu
fornecedor é escolhido de
acordo com requisitos tais
como capacidade de sangria de
ar, tração, consumo,
dimensões, etc...
Nesta fase, usualmente realizase
algumas campanhas de
ensaio em túnel de vento.
Tabela IIq – Escopo da fase de projeto conceitual.

Figura II.16 – Tópicos importantes que devem ser abordados no projeto
conceitual.
Fig. II.17 – Atividades típicas do projeto conceitual.

II.4.1 Estabelecimento de requisitos de projeto
Conceitualmente, a análise de requisitos inclui três tipos de atividades:
Elicitação dos requisitos: é a tarefa de comunicar-se com os usuários e clientes
para a elaboração dos requsitos.
Análise de requisitos: determina se o estado dos requisitos é obscuro,
incompleto, ambíguo, ou contraditório e atua-se de modo a resolver os
problemas.
Registros dos requisitos: os requisitos podem ser documentados de várias
formas, tais como documentos de linguagem natural, casos de uso, ou processo
de especificação.
Análise de requisitos pode ser um processo longo e árduo. Novos sistemas ou produtos
mudam o ambiente e a relação entre as pessoas. Então, é muito importante identificar
todos os envolvidos, levando em conta todas as suas necessidades e assegurando que
eles compreenderam as implicações dos novos sistemas. Os analistas podem empregar
várias técnicas para elicitar os requisitos dos clientes. Historicamente, isto envolve
coisas tais como organizar entrevistas ou grupos focais (workshops) e a criação de lista
de requisitos. Técnicas mais modernas incluem prototipação, modelos em escala ou
fabricação de mock-ups, e casos de uso, onde o analista irá aplicar uma combinação de
métodos para estabelecer os requisitos exatos das partes interessadas, tal que um sistema
que atenda as necessidades do negócio seja produzido.
Alguns dos problemas que podem inibir a obtenção dos requisitos:
Usuários não sabem o que eles querem.
Usuários que não querem concluir a escrita do conjunto de requisitos.
Comunicação com o usuário é lenta
Os usuários frequentemente não participam nas revisões ou são incapazes de
fazer isto.
Os usuários são tecnicamente poucos sofisticados.
Os usuários não entendem o processo de desenvolvimento.
Isto deve levar a situações onde os requisitos do usuário continuam mudando mesmo
quando o desenvolvimento do sistema ou produto já se iniciou.
II.4.1.1 Estudo de caso: CBA-123 e SAAB 2000
Na segunda metade da década de 1980, a Embraer estava buscando um sucessor do bem
sucedido Bandeirante, o qual atingiu a marca de 500 unidades fabricadas. Pesquisas de
mercado com possíveis operadores indicaram que a nova geração de aviões regionais
deveria proporcionar maior conforto e ser mais veloz. Assim, a Embraer iniciou os
estudos de conceito e uma configuração pressurizada com motores turboélices
posicionados na cauda surgiu, um arranjo de motores não convencional. O modelo foi
designado pela Embraer de EMB-123. A razão do posicionamento dos motores na
cauda é simples: por conta do requisito de maior velocidade, os motores necessitavam
ser mais potentes (O EMB-123 seria equipado com motores de 1.300 shp). Deste modo,
se fossem colocados na asa, o ruído gerado na cabine de passageiros causaria muito
desconforto, comprometendo o requisito de maior conforto apontado pelos operadores.
Adicionalmente, em caso de falha de motor, o momento causado pela tração do motor
em funcionamento iria requerer um estabilizador horizontal de grandes dimensões.

Posteriormente, o Presidente brasileiro à época José Sarney assinou com o Presidente
argentino Raúl Alfonsin um acordo de cooperação Brasil-Argentina. A partir daí, a
Fábrica Militar de Aviones de Córdoba (FAMA) juntou-se à Embraer no
desenvolvimento e o avião passou a ser designado CBA-123 (advindo de Cooperação
Brasil-Argentina). O CBA-123 (Fig. II.18 e Tabela IIr) também incorporou sistemas
avançados como freio de carbono e a fuselagem traseira foi reprojetada assumindo um
formato de garrafa de ―coca-cola‖ para melhorar a eficiência propulsiva das hélices. O
CBA-123 teria um preço de lista de US$ 5,5 milhões, o que na época afastou
compradores. O programa do CBA-123 foi encerrado em 1992, após a construção de
três protótipos. Um deles foi restaurado e encontra-se em exibição ao ar livre dentro da
área ocupada pelo Memorial Aerospacial Brasileiro (MAB), em São José dos Campos,
São Paulo, Brasil (Fig. II.8).
Figura II.18 – CBA-123 (à esquerda) e SAAB 2000.
Da mesma forma como ocorreu com a Embraer, a empresa sueca SAAB realizou
estudos de mercado e, novamente, os operadores indicaram que desejavam aviões com
maior velocidade e conforto para os passageiros. Em 1988, a SAAB iniciou o
desenvolvimento do SAAB 2000 (Fig. II.8), um bi-turboélice pressurizado capaz de
transportar 50 passageiros. O SAAB 2000 voou pela primeira vez em 1992 e entrou em
operação em 1994. O modelo era capaz de cruzar a 665 km/h (370 nós). Para atender ao
requisito de nível de ruído na cabine de passageiros (conforto), a SAAB incorporou um
sistema ativo de mitigação do ruído de fundo, o qual usava microfones e alto-falantes
distribuídos na cabine. O volume de vendas do Saab 2000 foi pequeno. O maior
comprador do modelo foi a Crossair, uma empresa aérea regional, na qual a Swissair
tinha participação de 56%. A Crossair adquiriu 34 aeronaves e ainda estava operando-as
em 2005. Devido à demanda limitada, a SAAB cessou a produção do SAAB 2000 em
1999. No ano 2000, cinquenta e quarto unidades do SAAB 2000 ainda estavam em
serviço.
Quais foram as razões para o insucesso comercial do CBA-123 e do SAAB 2000? Para
ajudar a responder esta questão, algumas observações são feitas com bases em
informações constantes em reportagens que saíram em várias revistas especializadas em
aeronáutica e aviação.
a. CBA-123
À Embraer foi prometido que algumas encomendas governamentais por parte da
Argentina e Brasil iriam ocorrer. No entanto, elas não aconteceram e a Embraer se viu
obrigada a recorrer aos bancos privados para continuar com o desenvolvimento do
CBA-123. Isto, aliado ao custo de desenvolvimento do jato EMB-145 (Fig. II.19)
levaram a empresa a um estado falimentar, tendo que contar com ajuda governamental
para continuar existindo e resultando na privatização no final de 1994. No final dos anos
1980, o Brasil passava por uma grave crise financeira e esta foi a razão da Embraer
carecer de apoio governamental para o desenvolvimento do CBA-123.

Parameter CBA-123 Jetstream 31
Velocidade máxima de cruzeiro: 612 km/h 488 km/h
Alcance com carga paga máxima: 925 km 1260 km
Teto de serviço: 11.094 m (36.400 pés) 7.620 m (25.000 pés)
Área alar: 27,2 m 2 25,2 m 2
Diâmetro da fuselagem central: 2,28 m 1,83 m
Peso máximo de decolagem: 7.711 kg 6.950 kg
Distância de decolagem (peso máximo
de decolagem, nível do mar, ISA):
1.300 m 1.030 m
Tabela IIr – Dados comparativos entre o CBA-123 e o Jetstream 31.
Figura II.19 – Anúncio da Embraer no ano de 1990 promovendo os
seus principais produtos para a aviação regional: o EMB-145 ao
alto; o EMB-120 Brasilia à esquerda ; e o CBA-123 para 19 assentos
à direita.

Comumente, os anos 80 são chamados de década perdida no que se refere ao
desenvolvimento econômico. Vivido pelo Brasil e por outros países da América Latina,
esse período de estagnação formou-se com uma retração agressiva da produção
industrial e do PIB mundial. Na maioria destas nações, os anos 1980 são o mesmo que
crise na economia, inflação, crescimento baixo do Produto Interno Bruto (PIB),
volatilidade de mercados e aumento da desigualdade social. No que se refere à
economia brasileira, durante os anos 80, foram verificadas reduções no PIB, sendo que
o crescimento médio que era de 7% (anos 1970) caiu para 2% na década de 1980. Fora
isso, as taxas internacionais de juros, que aumentaram por conta da inflação norteamericana,
causaram um crescimento da dívida do Brasil com os EUA, além do
aumento do déficit público. A dívida interna seguia o mesmo caminho, aumentando
cada vez mais por causa da política fiscal expansionista do Governo brasileiro.
Costuma-se dizer que os anos 1980 foram o enterro da expansão vivida nos anos 1970,
que ficou conhecida como milagre econômico.
Assim, o cenário econômico-financeiro daquela época teve um grave impacto no
desenvolvimento do CBA-123, que foi considerado muito sofisticado e caro demais
para o mercado a que se destinava. A Embraer chegou a cogitar a reprojetar o CBA-123
para torná-lo menos sofisticado e de menor preço de aquisição, mas a falta de capital e
as necessidades de investimento no programa do EMB-145 fizeram com o que o
programa do CBA-123 fosse abandonado. O CBA-123 tinha o diferencial de maior
espaço na cabine de passageiros em relação aos aviões existentes, pressurizados e não
pressurizados, além de melhor desempenho. Contudo, o mercado não estava mesmo
disposto a pagar a mais por esses atrativos. O beijo da morte do programa do CBA-123
veio com a Guerra do Golfo no início dos anos 1990, o que ocasionou uma retração
enorme do mercado de aviação. O programa, que havia sido iniciado em 1986, foi
cancelado em 1992.
Figura II.20 – Beechcraft 1900D, aeronave pressurizada para 19 passageiros.
O certificado de que o mercado do CBA-123 era significativo veio com o montante de
vendas do Beechcraft 1900 (Fig. II.20), o qual, de acordo com a Wikipedia
(http://en.wikipedia.org/wiki/Beechcraft_1900), 695 unidades foram fabricadas. O
Beechcraft 1900 originou-se do turboélice Beechcraft Super Kingair, com capacidade
para 13 passageiros. O 1900 realizou o seu primeiro voo em 1992 e entrou em serviço
em 1994. Os competidores pressurizados que já estavam em operação por ocasião do
início do desenvolvimento do 1900 são o Jetstream 31 e o Fairchild Swearingen
Metroliner,o primeiro com 386 e o último com 600 unidades vendidas (Informações da
Wikipedia).

. SAAB 2000
De modo análogo ao ocorrido com a Embraer no caso do CBA-123, a empresa SAAB
fez a mesma leitura dos desejos e necessidades do mercado, porém incompleta. A
Embraer não se pautou pelo preço que o mercado estaria disposto a pagar por um avião
de 19 assentos; e a SAAB pela motorização que o mercado ansiava à época para um
avião regional de 50 assentos: eles queriam jato.
Alguns acidentes fatais com aviões turboélice nos Estados Unidos no início dos anos
1990 causaram grande temor por este tipo de aviões entre os passageiros. Aliado a isto,
surgiram alguns motores a jato na faixa de tração para uma aeronave de 50 passageiros
no mercado, o Allison AE 3007 e o General Electric CF-34, notadamente. Esses
motores econômicos permitiram o desenvolvimento de uma nova geração de aviões a
jato, ocupando o a fatia do mercado antes dominada pelos turboélices. A pioneira na
consideração da introdução do jato de 50 assentos na década de 1990 foi a empresa
norte-americana COMAIR. A COMAIR operava o turboélice EMB-120 Brasilia e por
conta disso iniciou entendimentos com a Embraer para a aquisição de um jato de 45
assentos, no que viria a se tornar o EMB-145 (rebatizado pela Embraer posteriormente
de ERJ 145, com a capacidade aumentada para 50 assentos). Contudo, por causa da
crise financeira que a Embraer atravessava e, também, por causa de decisões erradas no
tocante a configuração do EMB-145, que inicialmente dispunha de motores sobre a asa
(Fig. II.19), a COMAIR acabou se voltando para a Canadair (atualmente, Bombardier).
Ela e a Lufthansa foram as pioneiras na introdução bem-sucedida do jato regional de 50
assentos, no caso o CRJ-100 (Fig. II.21) que entrou em operação em 1992. A Embraer
continuou com o desenvolvimento do EMB-145, que entrou em operação no início de
1997 com a Continental Express (Atualmente, Express Jet). Também o CRJ-100/200 e
os aviões da família do ERJ 145 registraram a marca expressiva de mais de mil
unidades comercializadas.
Figura II.21 – Canadair CRJ-100.
O SAAB 2000 custava quase o mesmo de um jato regional, que embora apresentasse
maior consumo de combustível permitia maior utilização diária graças à sua maior
velocidade. Este avião causou a saída da empresa SAAB do mercado de aviação civil.
Isto ilustra bem a necessidade de se entender corretamente os requisitos do mercado.

c. VFW 614
O impressionante sucesso do CRJ-100/200 e da família do ERJ 145 pode ser entendido
com a segunda era do jato. A primeira era deu-se no final dos anos 1950 através do
surgimento no mercado de jatos de grande capacidade, notadamente o Boeing 707 e o
Douglas DC-8. Contudo, o CRJ e o ERJ não são os pioneiros dos jatos regionais. A esta
altura, é importante mencionar o caso do jato regional VFW 614 (Fig. II.22), cujo
desenvolvimento iniciou-se em 1961 culminando com a entrada em operação em 1975.
Nota-se que é um tempo de desenvolvimento muito longo, principalmente em um
período no qual a aviação mudou consideravelmente. É um caso que se pode afirmar
que os requisitos iniciais deixaram de ser válidos. Vale lembrar que o mundo viveu o
choque da elevação abrupta do preço do petróleo em 1973, o que tornou a operação
econômica do VFW 614 definitivamente inviável.
O VFW 614 foi originalmente proposto em 1961 pelo grupo Entwicklungsring Nord
(ERNO), compreendendo a Focke-Wulf Hamburger Flugzeugbau (HFB) e a Weser.
Desigando de E.614, era uma aeronave de transporte na faixa de 36-40 assentos,
alimentado por dois Lycoming PLF1B-2 turbofans de baixa razão de passagem
(pioneiro à época). A indústria da Alemanha Ocidental foi posteriormente reorganizada
e a Vereinigte Flugtechnische Werke (VFW) foi criada em Bremen. O desenvolvimento
do que era agora o VFW 614 continuou.
Fig. II.22 – VFW 614 um jato de 40 assentos cujo desenvolvimento iniciou-se em
1961.
Embora a Lycoming abandonasse o desenvolvimento do PLF1, o trabalho com o VFW
614 continou com a disponibilidade do Rolls-Royce/SNECMA M45H turbofan, que foi
desenvolvido especialmente para o VFW 614. Em 1968, foi dado o sinal verde ao
programa, com 80% de participação financeira do Governo da Alemanha Ocidental.
Produção em escala completa foi aprovada em 1970, época em que VFW tinha se
fundido com a Fokker (um arranjo um pouco infeliz, que durou apenas dez anos).
Também, acordos de parceria de risco haviam sido celebrados com SIAT na Alemanha,

Fairey e SABCA na Bélgica e Shorts no Reino Unido. A montagem final da aeronave
seria realizada em Bremen.
O primeiro dos três protótipos voou em 14 de julho de 1971. O avião tinha uma
configuração não convencional, com os motores M45H montados em pilones acima das
asas. Este arranjo foi utilizado para evitar a penalidade de maior peso estrutural caso os
motores fossem posicionados na fuselagem tarseira e, também, problemas de ingestão
de detritos se os motores fossem acomodados sob as asas. Isto permitiu um trem de
pouso curto e robusto, especialmente adequado para operações em pistas mal
preparadas.
O desenvolvimento do avião foi lento e demorado e os pedidos também custaram a se
materializar, apesar de uma forte campanha publicitária. Esta penosa situação foi
piorada pela falência da Rolls-Royce em 1971, o que ameaçou o fornecimento de
motores. Além disso, o primeiro protótipo foi perdido em 1 o fevereiro de 1972, devido
ao surgimento de flutter no profundor, prejudicando ainda mais a carteira de pedidos.
Por volta de fevereiro 1975, apenas dez aeronaves havim sido vendidas. O primeiro
exemplar de produção do VFW 614 voou em abril de 1975 e foi entregue a
dinamarquesa Cimber Air quatro meses depois.
Apenas três companhias aéreas e a Luftwaffe operaram os 614s. O modelo era propenso
a problemas de motor, e era muito caro de operar. O programa foi oficialmente
cancelado em 1977, e a última aeronave disponível para venda voou em julho de 1978.
A maioria das aeronaves estava inoperante por volta de 1981, com o fabricante
comprando de volta os exemplares que haviam sido comercializados.
d. ERJ 140
O ERJ 140 (Fig. II.23) também oferece um caso interessante de análise de requisitos. A
American Eagle operava o jato de 50 assentos ERJ 145 da Embraer. Os pilotos de jatos
de menor capacidade tinham salários consideravelmente menores do que aqueles que
operavam jatos de média e grande capacidade. Em função disso, as associações de
pilotos, que tinham muito poder de barganha à época, impunham às companhias aéreas
que operavam os jatos regionais uma limitação do número de aeronaves que podiam ser
adquiridas, o que ficou conhecido como scope clauses (cláusula compromissória).
Assim, a American Airlines (proprietária da American Eagle), que já havia atingido o
limite de operação com aviões com 50 assentos ou mais, solicitou à Embraer o
desenvolvimento de uma versão encurtada do ERJ 145, capaz de transportar 44
passageiros. Então, o requisito era o de encurtar o ERJ 145 para acomodar 44
passageiros ao invés dos 50 em uma configuração típica. Naturalmente, isto também era
o desejo de algumas outras companhias aéreas norte-americanas que também estavam
sujeitas à scope clauses com os seus respectivos pilotos.
Antes do ERJ 140, a Embraer desenvolveu o ERJ 135 para 37 passageiros. Assim, um
dos protótipos do ERJ 145 (PT-ZJA) foi encurtado em 3,54 m para a campanha de
certificação do novo modelo. O ERJ 135 foi certificado pelo FAA em 1999. Neste
mesmo ano, a Embraer anunciou o desenvolvimento do ERJ 140 para atender à
solicitação de algumas empresas aéreas como mencionado anteriormente. Novamente, o
PZ-ZJA foi modificado, agora sendo estendido em 2,12 m, ficando com um
comprimento total de 28,45 m. O protótipo do ERJ 150 voou pela primeira vez em 27
de junho de 2000. O ERJ 140 entrou em operação em 2001 com a American Eagle. O
posto de pilotagem, e, portanto, o painel frontal do ERJ 140, (Fig. I.24) é o mesmo do
seu irmão maior, o ERJ 145.

Figura II.23 – O ERJ 140 foi uma versão encurtada do ERJ 145 solicitada pela
American Airlines (Imagem: Microsoft Flight Simulator X).
Fig. II.24 – Parte do painel frontal do ERJ 140 (Imagem: Microsoft Flight
Simulator X).

III
III.1
III.2
Método simplificado para estimação de peso
Definições de peso
Conceitos de aerodinâmica
Fig. III.3 – Características do escoamento ao redor de um cilindro em função do
número de Reynolds
III.2.1 Arrasto aerodinâmico
A força de arrasto atua na direção do vento relativo. Ela tem basicamente dois
componentes: forças tangenciais e normais. Contudo devido a interação desses dois
componentes, a classificação dos subtipos de arrasto nem sempre é fácil e há
discordância entre vários especialistas do assunto [Torenbeek, 1976][Roskam 2000].

III.3
Estimação preliminar de massa e arrasto
A Fig. I.4 ilustra um perfil típico de missão de uma aeronave de transporte comercial.
Figura III.4 – Perfil típico de missão de aeronaves comerciais de transporte
Os aviões podem realizar a etapa de cruzeiro em várias velocidades, limitado pelo Mach
máximo de operação (aeronaves movidas a jato) ou Never Exceed Speed ou VNE
(aeronaves à hélice). Há perfis de cruzeiro onde a aeronave muda de altitude para
maximizar o alcance à medida que vai se tornando mais leve devido ao consumo de
combustível. O piloto deve pedir permissão ao controle de tráfego aéreo para mudar de
altitude. Por isso, este tipo de cruzeiro é denominado de cruzeiro em degrau (step
cruise).
As reservas de combustível são usadas quando o plano original de voo é mudado,
incluindo um requisito para ida a um aeroporto alternativo quando o destino inicial
encontra-se indisponível. O FAA exige uma quantidade mínima de combustível reserva
como descrito abaixo, mas algumas companhias aéreas em face de requisitos
operacionais podem aumentar a quantidade estipulada pelo FAA.
Voos domésticos:
Subida para altitude de cruzeiro a partir do nível do mar.
Ida a aeroporto alternativo à altitude e velocidades ótimas (Tipicamente 200
milhas náuticas).
Descida até o nível do mar.
Cruzeiro de longo alcance de 45 minutos.
Voos internacionais:
Combustível correspondente a 10% do tempo de bloco voando no perfil de
cruzeiro de longo alcance.
Subida do nível do mar à altitude inicial de cruzeiro.
Cruzeiro para destino alternativo.
Descida para 1500 pés e espera de 30 minutos.
Descida ao nível do mar.

O Peso máximo de decolagem, W 2 , é então dado pelos seguintes componentes:
(III.1)
Dividindo ambos os lados da Eq. (II.1) por W2 e rearranjando os termos obtemos:
W
2
Wcrew
W
W
W
E
1
W
W
payload
fuel
2 2
(III.2)
Figura III.5 - Diagrama carga paga x alcance típico de um avião de linha
Antes que se possa abordar a resolução da Eq. III.2, é necessário discorrer sobre
diagramas carga paga x alcance de aviões de transporte. O diagrama de carga paga
versus alcance é quase o DNA de um avião de transporte (Fig. III.5). A reta superior
representa o limite imposto pelo peso máximo zero combustível, ou seja, as limitações
estruturais do avião sem combustível. Entre os pontos B e D do diagrama a limitação é
data pelo peso máximo de decolagem. Neste segmento, à medida que se aumenta o
alcance, troca-se carga paga por combustível até se chegar à capacidade máxima do
combustível utilizável.
Na Fig. III.6 está mostrado o gráfico do diagrama carga paga x alcance das três versões
do jato EMBRAER 170, a Standard, LR (Long Range) e AR (Advanced Range). De
acordo com a Tabela IIIa, todas as três versões têm a mesma capacidade máxima de
combustível, diferindo no peso máximo de decolagem e no peso máximo zero
combustível (AR em relação às outras duas). Neste caso, o ligeiro aumento do peso
máximo de combustível permite-se, entre outros benefícios de desempenho, que se
acomode mais combustível para uma dada carga paga, atingindo-se com isso destinos

mais distantes; também, para determinada quantidade de combustível, permite-se
transportar mais passageiros. Dependendo da rota e da demanda de passageiros, isto trás
mais receita para a companhia aérea.
Peso máximo de
decolagem (kg)
Peso máximo zero
combustível (kg)
Peso máximo de
pouso (kg)
Combustível
utilizável máximo
(kg)
Standard LR AR
35.990 37.200 38.600
30.140 30.900
32.800 33.300
9.335
Tabela IIIa – Massas das três versões do EMBRAER 170 (Fonte: EMBRAER).
Figura II.6 – Diagrama carga paga x alcance para s três versões do
EMBRAER 170 (Fonte: EMBRAER).
Nesta altura, pode-se voltar à Eq. III.2, a qual pode ser resolvida iterativamente a partir
de um valor inicial estimado para W 2 . Para isso, necessita-se conhecer o alcance da
aeronave em uma dada carga paga, decolando-se com o peso máximo de decolagem, ou
seja, tipicamente considerando-se uma condição (B, C ou D) do diagrama carga paga x
alcance (Fig. III.5).
III.4
Estimativa do peso vazio
Dando prosseguimento ao cálculo do MTOW (W 2 ), precisamos estimar o peso vazio,
W E , que pode ser fornecido em função do próprio MTOW (método classe I de peso) ou
ser calculado pela soma dos pesos estruturais individuais e dos sistemas do avião
(método classe II). Dentro da metodologia Classe I, Raymer [Raymer, 1989] sugere a
seguinte relação entre o MTOW e o W E :

W
E
2
C
/ /
C1 C2 3 C 4 C5
2 w TO 2 2 w vs
a bW AR T W W S MMO K
W
(III.3)
A Eq. III.3 foi elaborada para as unidades do sistema inglês.
Os valores dos parâmetros da Eq. III.3 estão fornecidos na Tabela IIIb para algumas
categorias de aviões.
a b C1 C2 C3 C4 C5
Jato de treinamento 0,00 4,28 -0,10 0,10 0,20 -0,24 0,11
Caça a jato -0,02 2,16 -0,10 0,20 0,04 -0,10 0,08
Cargueiro
militar/bombardeiro
0,07 1,71 -0,10 0,10 0,06 -0,10 0,05
Jato de transporte 0,32 0,66 -0,13 0,30 0,06 -0,05 0,05
Kvs
=1,00 para asas com enflechamento fixo
=1,04 para asas com enflechamento variável
Tabela IIIb – Valores das constantes da relação proposta por Raymer entre o
peso vazio e o peso máximo de decolagem
A Tabela IIIc fornece valores da razão peso básico/operacional (denominadas por
muitos autores de eficiência estrutural) para vários aviões de linha e jatos executivos.
Pode-se notar que o Boeing 777-200LR se destaca em termos de eficiência estrutural de
maneira notável.
Mais adiante neste documento, são fornecidas fórmulas empíricas para estimação de
peso de componentes estruturais e de sistemas do avião, para que se possa empregar a
metodologia classe II, teoricamente mais precisa.

Aviões de
linha/Transportes
MTOW
(t)
MLW (t)
Peso Básico
Operacional (t)
BOW/MTOW
Airbus A319 75.5 62.5 40.6 0.537
Airbus A380 560 386 276.8 0.494
ERJ-145LR 22 19.3 12.114 0.550
Embraer 170ER 37.2 32.8 20.94 0.563
Embraer 190LR 50.3 43 27.72 0.551
Boeing 747-400ER 412.769 295.742 180.985 0.438
Boeing 767-400ER 204.117 158.758 103.1 0.505
Boeing 777-200
(HGW, GE Engines)
286.9 206.35 137.05 0.478
Boeing 777-200LR 347.452 223.168 145.15 0.418
Boeing 777-300ER 351.534 251.3 167.83 0.477
Boeing 727-200ADV 95.1 73.1 45.72 0.480
Boeing 757-200 115.65 95.25 62.10 0.537
Boeing 737-900 79.15 66.36 42.56 0.536
Boeing 787-8 219.539 167.829 114.532 0.522
Jatos executivos
MTOW
(t)
MLW (t)
Peso Básico
Operacional (t)
BOW/MTOW
Cessna Citation X 16.14 14.425 9.73 0.603
Dassault Falcon 50 EX 18.498 16.2 9.888 0.535
Embraer Legacy 600 22.50 18.5 13.675 0.600
Cessna Encore 7.634 6.895 4.763 0.624
Gulfstream G350 32.160 29.937 19.368 0.602
Tabela IIIc – dados de massa para vários aviões de linha e jatos executivos
III.5 Frações de massa
Ainda dentro do cálculo do W 2 pela Eq. III.2, os pesos da carga paga, W payload , e da
tripulação, W crew , são naturalmente conhecidos de antemão. O peso de combustível é a
grande incógnita. A técnica para avaliar o gasto de combustível está baseada na
estimação da fração de massa em cada fase do perfil da missão mostrada na Fig. III.1,
pois o termo de combustível na Eq. I.2 pode ser desdobrado da seguinte maneira:
W W W
W W
fuel 0 11
(III.4)
2 2
Pode-se facilmente relacionar W 0 a W 2 . Tipicamente, de acordo com Roskam (Roskam,
1997). Então, para um jato de transporte (Tabela IIc):
W 1 =0,990W 0 (III.5) e W 2 =0,990W 1 (III.6)
Assim, temos que W 0 =1,0203W 2
(III.7)
Considerando

Wfuel
W0 W11 W11 W11 W10 W9 W4
W3
1,0203 1,0203 ... (III.8)
W W W W W W W W
2 2 2 10 9 8 3 2
Valores típicos das frações de massa em vários segmentos são sugeridos por Roskam
[Roskam, 1997] e estão mostrados na Tabela IIId.
Jatos
executivos
Jatos de
transporte
Patrulha
militar,
Bombardeiro,
cargueiro
militar
Turboélice
regional
Partida e
aquecimento
dos motores
Taxi Decolagem Subida Descida
Pouso,
Taxi,
corte dos
motores
0,990 0,995 0,995 0,980 0,990 0,992
0,990 0,990 0,995 0,980 0,990 0,992
0,990 0,990 0,995 0,980 0,990 0,992
0,990 0,995 0,995 0,985 0,985 0,995
Tabela IIId – Frações de massa em algumas fases do vôo sugeridas por Roskam
[Roskam, 1997].
III.6
Cálculo do alcance
Para obtermos a fração de massa na fase de cruzeiro, precisamos ter a informação do
alcance. O alcance total máximo é a distância percorrida desde a decolagem até o pouso.
O alcance em cruzeiro é obtido do alcance total subtraindo o seu valor da distância
horizontal percorrida na fase de subida.
Para derivar uma expressão para o alcance, podemos escrever que a taxa de consumo de
combustível, m , pode ser escrita como:
m
dW
dt
F
F
(III.9)
F
onde W F é a carga de combustível. Desde que
variação do peso com a distância:
dW
dR
F
dW
F
dt
dR
dt
m
V
F
(III.10)
dWF
dW
, obtém-se para a taxa de
V V
dR dWF
dW
m
m
(III.11)
F
F
W4 f V
W4i
V
R dW dW
m m
(III.12)
W4i
W4
f
F
F

O termo V / m
F
é denominado de alcance específico.
Para continuarmos a desenvolver a Eq. III.12 para o cruzeiro, precisamos de mais
algumas considerações. Em cruzeiro, o avião está equilibrado e, assim, a tração é igual
ao arrasto e o peso iguala-se à força de sustentação:
1
2
2
L cL
V Sref
W
1
2
2
T D cD
V Sref
(III.13)
(III.14)
Além disso, assumimos que o consumo de combustível é diretamente proporcional à
tração, i.e., que mF cTT
(III.15)
onde c T é o consumo específico por unidade de tração; T é a tração.
Usando (I.15) obtemos então:
V
V
Vc
W4 i W4 i W4
i L
R dW dW dW
W4 f m
W4 f W4
f
F
cTT
cT cDW
(III.16)
Assumindo que a aeronave atenha-se a um perfil de cruzeiro onde a velocidade versus a
razão
cL
se mantenha constante, ficaremos com a seguinte integral:
c
D
W4i
Vc W4i
L
VcL 1 VcL Vc
L
W
4i
R dW dW lnW4i
lnW4f
ln (III.17)
W4 f c
W4
f
TcDW cT c
D
W cT cD cT c
D
W
4 f
ou, de forma genérica
aM c
L
W
ini
R ln (III.18)
cT c
D
W
final
onde a é a velocidade do som e M é o número de Mach de cruzeiro. A Eq. III.18 é
conhecida como Equação de Breguet do alcance. A Equação de Breguet da autonomia,
que pode ser deduzida de forma semelhante, é dada a seguir
1 L W
ini
1 c
L
W
ini
E ln ln (III.19)
c
T D W final c
T c D W
final
Para determinação da fração de massa de cruzeiro e da espera pode-se usar a equação de
Breguet para alcance e autonomia, respectivamente.
Ainda, pode-se desenvolver um pouco mais a Eq. III.19. Como o avião deve estar
necessariamente em equilíbrio estático durante a fase de cruzeiro, a força de
sustentação, L, é igual ao peso, como já mencionado:
O que nos permite escrever
L=W 4
(III.20)

1 2
V cLSref
W4
(III.21)
2
Reescrevendo a Eq. III.21, obtemos a velocidade como
V
2W
c S
4
(III.22)
L
ref
Introduzindo (III.22) em (III.17), obtemos
R
1
2W
2
4
1 c
L
W
ini
ln
c S c c
W
L ref T D final
(III.23)
A Eq. III.23 mostra que se quisermos maximizar o alcance, temos as seguintes opções:
Maximizar o termo
c
1/2
L
minimizar a densidade do ar;
aumentar a carga alar (razão peso/área);
c
D
;
diminuir a densidade do ar (voar em altitudes mais elevadas).
Para o cálculo da fração de massa de cruzeiro,
polar de arrasto (curva c D vs. c L ).
W
ini
W
final
, precisa- de um modelo de
Outro modo de resolver a Equação III.16 é substituir a velocidade por uma expressão
advinda da igualdade do peso com a sustentação (Eq. III.24). É preciso ressaltar, que ao
lançar mão deste procedimento, o avião está em equilíbrio estático (é o que acontece em
um cruzeiro a altitude constante).
Com Eq. III.24 aplicada à III.16, obtém-se
1
V W / cL
Sref
(III.24)
2
1/2
W4 i Vc W4 i 2 W4
i
L
W cL 2 1 cL
dW
R dW dW
W4 f c c W
W
4 f W
c S c c W 4 f S c c W
T D L ref T D
ref T D
(III.25)
Assumindo, então, que o c L , c D , c T e sejam constantes, tem-se que

2 1 c dW 2 1 c
1/2 1/2
W4
i
L
L
R=
= 2 W4i
W4f
(III.26)
W4
f Sref cT cD W Sref cT cD
Para um avião à hélice, adotando-se o modelo propulsivo em que o consumo de
combustível é diretamente proporcional à potência, ou seja, mF cPP
(I.27), e que a
potência seja dada por
DV
P (III.28)
Onde η é a eficiência propulsiva da hélice, obtêm-se facilmente as equações de alcance
e autonomia de maneira semelhante ao que foi feito para o avião a jato.
III.7
Polar de arrasto simplificada
Para maximização do alcance dado pela Eq. III.26, precisa-se achar o máximo da razão
c
1/2
L
c
D
. Assim, nota-se que aqui se necessita de um modelo de arrasto. A formulação
mais simples de uma polar transônica que se pode adotar é dada pela Eq. III.29.
c
c c c
2
L
D D0
Dw
ARw
e
(III.29)
A Eq. III.29 indica que o coeficiente de arrasto é composto por três partes: uma delas
assumida ser constante por simplicidade, o c
D0
; uma outra dependendo de forma
quadrática do coeficiente de sustentação; e uma outra variando basicamente com o
número de Mach e coeficiente de sustentação, o termo c dw . O termo constante é
denominado de arrasto parasita; o ligado ao quadrado do c L de arrasto induzido; e o
último é o coeficiente de arrasto de onda, associado com a produção de ondas de choque
no avião.
O arrasto parasita depende na verdade do número de Mach e do número de Reynolds,
além, naturalmente, da geometria do avião. Neste capítulo, assumiremos que ele é
constante ao longo de todo envelope de operação do avião e que pode ser dado da
seguinte maneira [Roskam, 1997]:
c
D0
Força ArrastoParasita
(III.30)
qS
ref
Na Eq. III.30, q é a pressão dinâmica. A razão entre a força de arrasto e a pressão
dinâmica tem unidade de área. Ela é denominada de área equivalente parasita, f. Assim,
temos:
c
D0
f
(III.31)
S
ref

É possível relacionar empiricamente o arrasto parasita à área molhada. Inicialmente,
procura-se a relação entre a área parasita equivalente e a área molhada. O gráfico da
Fig. III.7 ilustra esta relação para aviões a jato. Matematicamente, podemos fazer uso
da seguinte formulação para estabelecer a relação em questão:
log10 f a b log10
Swet
(III.32)
Os coeficientes de correlação a e b são eles mesmos diretamente relacionados ao
coeficiente de fricção equivalente c fe , este último dependente do acabamento superficial
e curvatura das superfícies que compõem o avião. Assim, de acordo com algumas
propriedades dos logaritmos, temos:
b
log f log 10 log S (III.33)
10 10 a 10
log10 f log10
10 a S
b wet
Resultando em
wet
(III.34)
f 10 a S
b (III.35)
wet
Ajustando a regressão da Fig. III.6 de modo que b = 1, achamos para jatos de transporte
a 2,5229 . Deste modo,
f S S S c S (III.36)
a b 2,5229
10
wet
10
wet
0,003
wet fe wet
Finalmente, para jatos de transporte:
c
S
(III.37)
S
D0
0,003
wet
ref
Vale destacar que a Eq. III.37 aplica-se a aviões de transporte a jato. Para outras classes
de aviões, o valor do c fe é facilmente obtível do gráfico da Fig. III.6. Roskam classifica
a metodologia que foi descrita para o cálculo do c D0 de método classe I de arrasto
[Roskam, 1997]. Ele também relacionou a estimação da área molhada ao peso máximo
de decolagem, W TO . Para aviões de transporte a jato, a Eq. III.38 encorpa esta relação:
(III.38)
Na Eq. (III.38), o peso máximo de decolagem deve ser fornecido em lb. A área
molhada é calculada em ft 2 . Para o Fokker 100, são conhecidos:
W
S
TO
ref
43090 kg
93,5 m
2
E obtemos, então:
S
c
wet
D0
2
5879 ft (usando a Eq. III.36)
0,0175 (usando a Eq. III.37)

Fig. III.7 – Área parasita equivalente vs. Área molhada para várias classes de
aviões [Roskam, 1997]
O arrasto induzido está diretamente ligado à produção de sustentação no avião (se a
força de sustentação é zero, ele é nulo). Por sua vez, a produção de sustentação está
associada à produção de vorticidade (Fig. III.8). Asas emitem vórtices em toda a
extensão do bordo de fuga e na pontas formando o início da esteira de vórtices. A uma
certa distância do bordo de fuga, os vórtices mais fortes originados nas extermidades
das asa retangulares atraem os vórtices de menor intensidade produzidos ao longo do
restante da envergadura, originando um par de vórtices contra-rotativos (Fig. III.9). A
produção da esteira exige uma grande quantidade de energia. Os vórtices contrarotativos
podem atingir velocidades elevadas (Fig. III.9) e são uma ameaça,
dependendo de sua intensidade, a outras aeronaves.
Os parâmetros no denominador da Eq. III.39 são o alongamento da asa, AR w , e o
conhecido fator de Oswald. O fator de Oswald é ditado pela distribuição do
carregamento (o produto da sustentação local pela corda na mesma estação) ao longo da
envergadura das superfícies sustentadoras (asas, EH). Quando maior o fator de Oswald,
menor é o arrasto induzido. Para aviões convencionais com flapes recolhidos o fator de

Oswald situa-se entre 0,65 e 0,90. Em velocidades supersônicas, o fator de Oswald
decresce substancialmente.
Fig. III.8 – O surgimento da esteira de vórtices está associado com a produção da
sustentação em asas
Figura III.9 – A intensidade dos vórtices contra-rotativos depende da sustentação e
as velocidades em seus núcleos podem atingir valores consideravelmente elevados
I.6 Maximizando o alcance
Agora que dispomos de um modelo de arrasto,mesmo que simplificado, podemos
proceder à maximização do alcance dado pela Eq. II.26. Para tal, precisamos maximizar
1/2
c
o termo
L
c .
D
Desprezando o termo de arrasto de onda na Eq. III.26, e dividindo ambos os lados por
c obtemos
1/2
L
c c c
(III.39)
c c AR e
3/2
D D0
L
1/2 1/2
L L
w

1/2
c
Maximizar
L
é o mesmo que minimizar o inverso desta razão. Derivando ambos os
cD
lados da Eq. II.29 em relação ao coeficiente de sustentação obtém-se:
1/2
d c
D
1 cD0
3 cL
1/2
3/2
dcL cL 2cL 2
ARw
e
(III.40)
Para a obtenção da Eq. II.40, assumimos que o fator de Oswald e não varia com a
sustentação. Iguando a Eq. II.40 a zero, finalmente tem-se que:
c
L
AR ec
3
w D0
(III.41)
Substituindo este valor de c
L
na equação da polar de arrasto, facilmente obtém-se:
c
D
4
cD0
(III.42)
3
e
c
c
L
D
L
AR
w
3
D0
3
AR e c
w D0
(III.43)
D 4cD0
4
3
ec
Para o Fokker 100, calculamos anteriorme que o c D0 = 0,0175. Assumindo para
simplificar que o fator de Oswald é 0,80,obtemos para a razão L/D de cruzeiro de longo
alcance a 35000 pés:
c
c
AR
c
c
D0
T
w
D, longo alcance D0
L,
longo alcance
8,43
0,0175
0,69
4
c
3
0,352
0,0233
L/ D 15,11
longo alcance
lb
h lbf
Agora, é necessário fazer uma verificação da velocidade de cruzeiro, se ela é compatível
com aquelas pertinentes ao Fokker 100. A massa no início do cruzeiro pode ser
calculada multiplicando o MTOW pelas frações de massa na decolagem e na subida
(Tabela IIIc). Assim, a massa em questão da aeronave = 0,995*0,98*43090 = 42017
kg.
Usando-se o coeficiente de sustentação obtido anteriormente e a densidade da atmosfera
de 0,37959 kg/m3 (em 35000 pés), calcula-se uma velocidade de 257 m/s no início do
cruzeiro. Isto nos fornece um número de Mach de cruzeiro de longo alcance de 0,87. De
acordo as informações acerca do Fokker 100, isto está muito acima do número de Mach

máximo de operação (MMO), que é 0,77. Por isso, e também por não ter tração
suficiente para vencer o arrasto nesta condição, muitas aeronaves iniciam o cruzeiro em
uma altitude menor, denominada de altitude inicial de cruzeiro. Caso o Fokker 100
cruze em 30000 pés, o número de Mach de cruzeiro de longo alcance cai para 0,77. Em
termos práticos, à medida que a aeronave torna-se mais leve devido ao consumo de
combustível, ela sobe progressivamente até o teto de serviço.
Usando-se a Eq. III.26, calcula-se a fração de massa no cruzeiro a 30000 pés. O seu
valor é 0,91. Assim, a massa estimada de combustível usado na fase de cruzeiro é
0,09 42917 kg ou 3859 kg.
Para avaliar o impacto do fator de Oswald no desempenho de cruzeiro, variou-se este
parâmetro entre 0,65 e 0,85 e calculou-se a velocidade de cruzeiro de longo alcance e a
massa de combustível necessária para que a aeronave cumpra o alcance de 1730 km em
30000 pés. Os resultados podem ser analisados com a ajuda dos gráficos das Figs.
III.10 e III.11. É facilmente perceptível que a massa de combustível variou cerca de
250 kg. O número de Mach caiu de 0,813 para algo em torno de 0,762 com o aumento
do fator de Oswald, uma diferença considerável. Não devemos esquecer que o número
de Mach máximo de operação do Fokker 100 é 0,77.
Figura III.10 – Impacto da variação do fator de Oswald no número de Mach de
cruzeiro de longo alcance (Fokker 100, cruzeiro à 30000 pés)

Figura III.11 – Impacto da variação do fator de Oswald na massa de combustível
consumida no cruzeiro (Fokker 100, cruzeiro em 30000 pés)

O código MATLAB que foi escrito para gerar os gráficos das Figs. I.5 e I.6 é dado a
seguir:
%*********************************************************************
% Estimativa do consumo de combustivel em cruzeiro do Fokker 100
%*********************************************************************
clc
% constantes
kg2lb = 2.20462262; % fator de conversao coversao de kg para libra
ft2m = 0.3048;% fator de conversao de p´s para metros
cfe = 0.0030; % coef de fricao equivalente (Dado do Roskam)
% Atmosfera
rho35 = 0.37959; % Densidade do ar em 35000 pes (kg/m3)
vsom35= 296.5388; % Velocidade do som em 35000 pes (m/s)
rho31 = 0.44165; % Densidade do ar em 31000 pes (kg/m3)
vsom31= 301.86; % Velocidade do som em 31000 pes (m/s)
rho30 = 0.45831; % Densidade do ar em 30000 pes (kg/m3)
vsom30= 303.177; % Velocidade do som em 30000 pes (m/s)
% Dados da aeronave
arw= 8.43; % Alongamento da asa
sw=93.5; % Area da asa
mtow=43090; % Masssa maxima de decolagem
ftakeoff=0.995;
fclimb=0.98;
rangekm=1730; % (km)
ct=0.69; % consumo especifico do motor em cruzeiro (1/h)
%
mtowlb=mtow*kg2lb;
rangem=rangekm*1000;
swft2=sw/(ft2m*ft2m);
areamolhadaft2=0.0199+0.7531*log10(mtowlb);
areamolhadaft2=10^areamolhadaft2;
cd0=cfe*areamolhadaft2/swft2;
oswa = 0.65;
ncont=1;
while oswa < 0.85
e=oswa;
oswplo(ncont)=oswa;
cl_long=sqrt(pi*e*arw*cd0/3);
cd =4*cd0/3;
ld=cl_long/cd;
% Velocidade de cruzeiro de longo alcance no inicio do cruz
masscruzi=ftakeoff*fclimb*mtow; % (kg)
vcruz35i=sqrt(masscruzi*9.81/(0.50*rho35*cl_long*sw));
vcruz31i=sqrt(masscruzi*9.81/(0.50*rho31*cl_long*sw));
vcruz30i=sqrt(masscruzi*9.81/(0.50*rho30*cl_long*sw));
% fracao de massa no cruzeiro
t1=sqrt(2/(rho30*sw));
t2=(sqrt(cl_long))/cd;
t3=3600/ct;
sqqwf=-rangem/(2*t1*t3*t2)+sqrt(masscruzi*9.81);
massfin=sqqwf^2/9.81;
fmassa=massfin/masscruzi;
mcomb=masscruzi-massfin;
mcomb30plo(ncont)=mcomb;
mach30plo(ncont)=vcruz30i/vsom30;
teralt=rangem*ct/(3600*vcruz30i*ld);
fmassalt=1/exp(teralt);
%

fprintf('\n
CD0e: %5.4f \n',cd0)
fprintf('\n L/D de longo alcance: %5.1f \n',ld)
fprintf('\n Velocidade no incio do cruzeiro: %5.1f (30000 pes)
\n',vcruz30i)
fprintf('\n Mach no incio do cruzeiro: %4.2f (35000
pés)\n',vcruz35i/vsom35)
fprintf('\n Mach no incio do cruzeiro: %4.2f (31000
pés)\n',vcruz31i/vsom31)
fprintf('\n Mach no incio do cruzeiro: %4.2f (30000
pés)\n',vcruz30i/vsom30)
fprintf('\n Fracao de massa no cruzeiro: %4.2f (30000 pés)\n',fmassa)
fprintf('\n Massa de combustivel consumida no cruzeiro: %4.2f (30000
pés)\n',mcomb)
oswa=oswa+0.01;
ncont=ncont+1;
end
figure(1)
plot(oswplo,mach30plo,'X--r','LineWidth',2)
xlabel('Fator de Oswald');
ylabel('Numero de Mach de longo alcance');
grid on
print -djpeg -f1 -r500 'emach.jpg'
figure(2)
plot(oswplo,mcomb30plo,'o--b','LineWidth',2)
xlabel('Fator de Oswald');
ylabel('Massa de combustivel no cruzeiro (kg)');
grid on
print -djpeg -f2 -r500 'efuel.jpg'
Exercício: Faça gráficos análogos aos das Figs. I.5 e I.6 para o Boeing 737-200 .
III.8 Estimativa do peso máximo de decolagem do Fokker 100
O próximo passo é a estimação do peso máximo de decolagem (MTOW) do Fokker 100
(equipado com motores R&R Tay 620) a partir das seguintes características de missão:
O primeiro terço do cruzeiro é feito em 33000 pés de altitude; o restante em
35000 pés.
O ponto de projeto foi o máximo alcance com máxima carga paga máxima
(11240 kg). Para a missão considera-se 45 min de espera (loiter), 500 kg de
combustível adicional para manobras e ida em 1500 pés a um aeroporto
alternativo distante de 200 milhas náuticas.
Programou-se uma rotina para cálculo das características da atmosfera padrão
em altitudes desejadas.
O valor resultante do peso máximo de decolagem do Fokker 100 é de 42419 kg
(erro de 1,55%).
A variação do peso máximo de decolagem ao longo do processo iterativo é
mostrada na Fig. III.12.
O código resultante em MATLAB® é dado a seguir:

Figura III.12 – Variação do peso máximo de decolagem do Fokker 100 ao longo do
processo iterativo
function F100mtow()
%*********************************************************************
% Estimativa do peso máximo de decolagem (MTOW) Fokker 100
%*********************************************************************
clc
clear all
% constantes
kg2lb = 2.20462262; % Fator de conversao coversao de kg para libra
ft2m = 0.3048;% Fator de conversao de para para metros
nm2km = 1.852; % Fator de conversao de milha nautica para km
cfe = 0.0030; % coef de fricao equivalente (Dado do Roskam)
% Dados da aeronave
MMO
= 0.77; % Numero de Mach maximo de operacao
Hcruzi = 33000; % Altitude inicial de cruzeiro (pes)
Hcruz = 35000; % Altitude de cruzeiro (pes)
T0
= 2*13500; % tracao maxima na decolagem, nivel do mar
arw
= 8.43; % Alongamento da asa
afilam = 0.235; %Afilamento da asa
sw
= 93.5; % Area da asa
ncrew = 5;
wcrew = ncrew*95; % Massa dos tripulantes (kg)
wmpayload = 11240; % carga paga maxima (kg)
wfuelmanobra = 500; % combustivel Adicional para manobras (kg)
rangekm = 1730; % Alcance com carga paga maxima(km)
rangealt = 200; % Alcance para destino alternativo (nm)
ctcruz = 0.69; % consumo especifico do motor em cruzeiro (1/h)
tempespera = 45; % Tempo espera (min)

ctesp = 0.60; % Consumo especifico do motor na espera (loiter)
phi14 = 17.45; % Enflechamento: quarter chord sweepback angle
nedebasa = 0; % underwing engines number
tctip = 0.096; % maximum relative thickness of the tip section
tcroot = 0.123; % maximum relative thickness of the tip section
tcmed = 0.5*(tcroot+tctip); % average section maximum thickness
% Fracoes de massa
ftakeoff = 0.995;
fclimb = 0.980;
fdesc = 0.990;
fpouso = 0.992;
%
mtow = 50000; % Estimativa inicial do MTOW
deltamtow = 1e06;
rangem = rangekm*1000; % (m)
rangealtm = rangealt*nm2km*1000; % (m)
swft2 = sw/(ft2m*ft2m);
%
ncont = 1;
iterplo(1) = 1;
mtowplo(1) = mtow;
%
while deltamtow > 10
mtowlb=mtow*kg2lb; % (lb)
% fracao peso vazio/MTOW
wefrac=wempty(arw,swft2,MMO,mtowlb,T0);
fprintf('\n *** Iteracao no: %g *** \n',ncont)
fprintf('\n Razao peso vazio/peso maximo: %4.3f \n',wefrac)
%
areamolhadaft2=0.0199+0.7531*log10(mtowlb);
areamolhadaft2=10^areamolhadaft2;
cd0=cfe*areamolhadaft2/swft2;
e = oswaldf(MMO, arw, phi14, afilam, tcmed, nedebasa);
masscruzi = mtow*ftakeoff*fclimb;
% **** Fracao de massa no cruzeiro ****
% Calculo do combustivel no primeiro terco do cruzeiro
[mcombc]=cruzeiro(Hcruzi,masscruzi,arw,sw,e,cd0,rangem/4,MMO,ctcruz);
masscruzi34 = masscruzi - mcombc;
% Calculo do combustivel no restante do cruzeiro
[mcombc]=cruzeiro(Hcruz,masscruzi34,arw,sw,e,cd0,3*rangem/4,MMO,ctcruz
);
massfinalcruz=masscruzi34-mcombc;
% **** Fracao de massa na espera ****
k=1/(pi*arw*e);
ldmaxauton=1/(2*sqrt(cd0*k));
tempesperah=tempespera/60;
T1=(tempesperah/ldmaxauton)*ctesp;
fmassesp = 1/exp(T1);
massafinalesp = massfinalcruz*fmassesp;
% **** descida ****
massafinaldescida=massafinalesp*fdesc;
% **** Fracao de massa no cruzeiro para o destino alternativo ****
[mcombc]=cruzeiro(1500,massafinaldescida,arw,sw,e,cd0,rangealtm,0.60,1
.02*ctcruz);

massafinalcruzalt=massafinaldescida-mcombc;
%
%fmasstot=ftakeoff*fclimb*fmasscruz*fmassesp*fdesc*fpouso*fcruzalt;
% massa final 2a descida (nivel do mar)
massafinal2adesc=fdesc*massafinalcruzalt;
% Pouso
massafinalpouso=massafinal2adesc*fpouso;
% fracao de combustivel consumido na missao
mfuel = mtow-massafinalpouso+wfuelmanobra;
mfuel = mfuel*1.005; % 0.5% of trapped fuel
wfuelfrac=mfuel/mtow;
% recalculo do MTOW
mtownew = (wcrew+wmpayload)/(1-(wefrac+wfuelfrac));
deltamtow = abs(mtownew-mtow);
mtow
= 0.50*(mtow+mtownew);
ncont = ncont +1;
iterplo(ncont) = ncont;
mtowplo(ncont) = mtow;
end
fprintf('\n Peso Máximo de Decolagem (MTOW) = %6.0f kg \n',mtow)
figure(1)
plot(iterplo,mtowplo,'--rx','LineWidth',2)
xlabel('Iteração','fontsize',14)
ylabel('MTOW (kg)','fontsize',14)
grid on
function e=oswaldf(Mach,AR,phi14,afilam,tcmed,nedebasa)
% Oswald's factor calculation
rad = pi/180;
%
aux1 = 1+0.12*Mach^6;
aux2 = 0.1*(3*nedebasa+1)/((4+AR)^0.8);
fy = 0.005*(1+1.5*(afilam-0.6)^2);
aux3 = (0.142+ fy*AR*((10*tcmed)^0.33))/(cos(phi14*rad)^2);
e = 1/(aux1*(1+aux2+aux3));
function [mcombc]=cruzeiro(Hft,masscruzi,arw,sw,e,cd0,rangem,Mamax,ct)
% calcula fracao de massa em perfil de cruzeiro de longo alcance
atm=atmosfera(Hft,0);
rhoi = atm(6);
vsomi = atm(7);
%
cl_long = sqrt(pi*e*arw*cd0/3);
cd = 4*cd0/3;
%
% Velocidade de cruzeiro de longo alcance
vcruzi=sqrt(masscruzi*9.81/(0.50*rhoi*cl_long*sw));
machi=vcruzi/vsomi;
if machi > Mamax
vcruzi=Mamax*vsomi;
cl_long=masscruzi*9.81/(0.50*rhoi*sw*vcruzi*vcruzi);
cd=cd0 + cl_long^2/(pi*arw*e);
end
% calculo da massa de combustivel consumida
t1=sqrt(2/(rhoi*sw));

t2=(sqrt(cl_long))/cd;
t3=3600/ct;
sqqwf =-rangem/(2*t1*t3*t2)+sqrt(masscruzi*9.81);
massfin = sqqwf^2/9.81;
mcombc = masscruzi-massfin;
%
function wefrac=wempty(arw,sw,MMO,W2lb,T0)
% calculo da razao peso vazio/peso maximo de decolagem
% Referencia: Raymer
a=0.32;
b=0.66;
C1=-0.13;
C2=0.30;
C3=0.06;
C4=-0.05;
C5=0.05;
%
wefrac=a+b*((W2lb^C1)*(arw^C2)*((T0/W2lb)^C3)*((W2lb/sw)^C4)*MMO^C5);
function atm=atmosfera(hp,isa)
%
% Purpose: standard atmosphere calculation
% entradas (input):
%---------------------------------------------------------------------
% 1- hp: altitude (pés)
% 2- isa: delta ISA
%---------------------------------------------------------------------
% Saidas (output)
% atm(1): Temperatura ISA (K)
% atm(2): Relação de Temperatura obtida pela temperatura padrao ao
nivel do
% mar
% atm(3): Relação de pressões (pressão obtida / pressão ao nivel do
mar)
% atm(4): Relação de densidades (densidade obtida/ densidade nivel
do mar)
% atm(5): Pressao (kPa)
% atm(6): Densidade (kg/m3)
% atm(7): Velocidade do som (m/s)
% atm(8): Viscosity dinamica do ar (kg/(m.s))
%---------------------------------------------------------------------
% calculo da atmosfera padrao
g = 9.80665; %gravidadde
temp = 288.15; %temperatura
rho = 1.225; % densidade
pres = 101325; % pressao
gama = 1.4; % cp/cv
R = 29.26; % constante dos gases
%
if hp

o=rho*sigma; %densidade
va=sqrt(gama*g*R*TAE);% velocidade do som
atm(1)=TAE; % temperatura isa [K]
atm(2)=teta;
atm(3)=delta;
atm(4)=sigma;
atm(5)=p; %[KPa]
atm(6)=ro; %[Kg/m³]
atm(7)=va; %[m/s]
% air viscosity
mi0=18.27E-06;
Tzero=291.15; % Reference temperature
Ceh= 120; % C = Sutherland's constant for the gaseous material in
% question
atm(8)=mi0*((TAE+Ceh)/(Tzero+Ceh))*((TAE/Tzero)^1.5);
É importante durante a fase de estudos de conceito a realização de simulações para
avaliar a variação algumas características da aeronave na configuração. Para ilustrar este
processo, procedeu-se, com a ajuda do código MATLAB® escrito para estimar o peso
máximo de decolagem do Fokker 100, à avaliação do impacto da variação do
alongamento da asa nas características da aeronave. A Fig. III.13 contém a variação do
peso máximo de decolagem em função do alongamento, que correu a faixa de 7 a 11.
Esta variação do alongamento acarretou o incremento no peso máximo de 42 para quase
43,4 toneladas. O peso vazio subiu de 21,65 para 23,5 toneladas, um valor muito
considerável (Fig. III.13). Finalmente, a Fig. III.15 compara no mesmo gráfico a
evolução do peso máximo de decolagem e da massa de combustível necessária para
realizar a missão. A massa de combustível decresceu, graças ao menor arrasto
propiciado pelas asas de maior alongamento cerca de 550 kg, muito menos do que o
acréscimo do peso vazio.
Então, do estudo acima, qual é o alongamento ideal da asa? Esta questão e outras
relativas ao projeto conceitual podem ser respondidas através do desenvolvimento de
plataformas de projeto multidisciplinar que considerem objetivos e restrições muito bem
definidas. Também, é necessária a utilização de modelos de maior fidelidade das
disciplinas, i. e., muito mais precisos e exatos do que os utilizados neste estudo. Projeto
conceitual de aeronave envolvendo otimização multidisciplinar será visto mais adiante
neste material.

Figura III.13 – Variação do peso máximo de decolagem em função do alongamento
para uma aeronave com as especificações do Fokker 100 (círculo em azul).
Figura III.14 – Variação do peso vazio em função do alongamento para uma
aeronave com as especificações do Fokker 100 (círculo em azul).

Figura III.15 – Variação do peso máximo de decolagem e da massa de combustível
aeronave com as especificações básicas do Fokker 100 (círculos). Todas as
configurações têm de desempenhar um alcance de 1730 km com carga paga de
11240 kg e o motor ter tração suficiente para propulsá-las no início do cruzeiro.

IV
IV.1
Método Classe II para estimação de peso
Geometria simplificada
IV.1.1 Fuselagem
Use o aplicativo Microsoft Excel PresSTo Cabin (Fig. IV.1) para dimensionar a cabina
de passageiros (l pax e d f ) e calcular o comprimento do avião.
Obtível em: http://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/PreSTo/PreSTo-Cabin_1.0.xls
O manual do Presto Cabin, que dá várias indicações dos conceitos de sua programação,
pode ser obtido em:
http://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/PreSTo/PreSTo-Cabin_Documentation_10-11-15.pdf
Autor: Prof. Dieter Scholz da Universidade de Ciências Aplicadas de Hamburgo
(HAW), Alemanha.
Um código equivalente em MATLAB foi feito no ITA. Ele está disponível em
http://www.aer.ita.br/~bmattos/download/Cross_section.zip
Figura IV.1 – Seção transversal da fuselagem do Fairchild-Dornier
728Jet obtida com o aplicativo Microsoft Excel Presto da
Universidade de Ciências Aplicadas de Hamburgo.

IV.1.2 Cone de Cauda
De acordo com Roskam (Roskam, 1997) a relação entre o comprimento do cone de
cauda, , e o diâmetro da fuselagem, , para jatos de transporte, historicamente
varia de 2,6 a 4.
⁄
Onde
é o comprimento do cone de cauda.
IV.1.3 Fuselagem dianteira
De acordo com o Roskam (Roskam, 1997) um valor razoável para a relação entre o
comprimento do nariz e o diâmetro da fuselagem é 1,7, ou seja,
⁄
Assim o comprimento total
da fuselagem é dado pela Equação IV.3.
Área molhada
De acordo com Torenbeek (TORENBEEK 1976) a área molhada da fuselagem pode ser
estimada pela Equação IV.4.
⁄
(
⁄
)
(
⁄
)
Onde S
wet , fus
é a área molhada da fuselagem.
IV.1.2 Asa
Asa trapezoidal
Para o cálculo da asa trapezoidal foram usadas as f´rrmulas geométricas básicas. A
envergadura da asa é obtida da Equação IV.5.
√
Onde é o alongamento da asa trapezoidal e é a área da asa trapezoidal.
A corda da raiz,
, é calculada pela Equação IV.6.
( )
Onde é o afilamento da asa trapezoidal.
Para se obter a corda na ponta, , da asa, basta multiplicar a corda da raiz pelo
afilamento.

A corda média geométrica da asa trapezoidal é definida pela Equação IV.8 e a corda
média aerodinâmica, pela Equação IV.9.
⁄
⁄ . /
A distância da corda média aerodinâmica à corda da raiz da asa trapezoidal é obtida pela
Equação IV.10.
( )
Com o enflechamento do quarto de corda , que é um parâmetro de entrada, pode-se
calcular o enflechamento no bordo de ataque, pela Equação IV.11; à 50% da corda,
através da Equação IV.12.
Asa de referência
arc tan(tan( AR (1 ) / (1 ))) (IV.11)
wLE w1/4
wtr tr tr
arc tan(tan( AR (1 ) / (1 ))) (IV.12)
w1/2 w1/4
wtr tr tr
O cálculo da asa de referência foi baseado no Engineering Sciences Data Unit (ESDU).
A formulação do ESDU para cálculo da área de referência foi publicado pela primeira
vez em 1976. Desde então, ganhou popularidade e tornou-se padrão em várias
instituições acadêmicas e fabricantes aeronáuticos. Basicamente, a formulação baseia-se
na manutenção da área exposta original com alguns elementos geométricos comuns à
asa original.
A área em planta da asa original é calculada pela soma das áreas de cada painel
trapezoidal (Fig. IV.2). Para a definição da asa de referência, traçam-se as linhas do
bordo de fuga e bordo de ataque mantendo-se a corda na ponta (Fig. IV.2). Assim,
mantém-se a semi-envergadura restante, medida a partir do raio máximo da fuselagem
até a ponta da asa, e a corda na ponta. A partir daí, traça a linha de bordo de ataque
utilizando-se o princípio da igualdade de área da asa exposta. Faz-se o mesmo para a
linha do bordo de fuga.
A asa de referência equivalente ESDU é caracterizada por área em planta menor e maior
alongamento em relação à asa original.

Figura IV.2 – Asa de referência de acordo com a metodologia do ESDU
Para proceder ao cálculo analítico para uma asa com uma única quebra no bordo de fuga
(Fig. IV.3), considera-se incialmente que a distância da raiz da fuselagem à raiz da asa,
como definida pela Equação IV.13:
⁄
Figura IV.3 - Parâmetros da asa real
A distância da quebra à raiz da asa é definida pelo parâmetro .

A corda na quebra da asa,
, é definida pela Equação IV.14:
(( ⁄ ) ) ( ( ⁄ ) )
Para determinar a corda da raiz da fuselagem, na asa real, é preciso antes obter a corda
da raiz da fuselagem na asa trapezoidal, .
(( ⁄ ) ) ( ( ⁄ ) )
Assim, a corda da raiz da fuselagem, na asa real,
, é obtida da Equação IV.16:
A área exposta da asa de referência,
, é determinada pela Equação IV.17.
Tendo-se determinado a distância da raiz da fuselagem, à raiz da asa, pode-se calcular a
corda da raiz da fuselagem na asa de referência, .
Uma vez determinada a corda da raiz da fuselagem, na asa de referência, pode-se obter
a corda, na raiz da asa de referência, , através da Equação IV.19.
⁄
⁄
A corda, na raiz da asa real, é definida pela Equação 20.
A Equação II.21 ilustra como pode ser obtido o afilamento da asa de referência, :
⁄
Obtido o valor do afilamento e da corda, na raiz da asa de referência, é possível
calcular a corda média geométrica da asa de referência, , pela Equação IV.22 e a
corda média aerodinâmica da asa de referência, , de acordo com a Equação
IV.23.
⁄
( )

A distância da corda média aerodinâmica à corda da raiz da asa de referência é
determinada pela a Equação II.24.
( )
Com a envergadura da asa e a corda média geométrica da asa de referência obtém-se o
alongamento da asa de referência, e a área da asa de referência, .
⁄
Área molhada
De acordo com Torenbeek (TORENBEEK 1976) a área molhada da asa pode ser
estimada pela Equação II.27.
⁄ .
⁄
⁄
/
(
Onde ⁄ e ⁄ são respectivamente a relação entre a espessura da corda na raiz e
na ponta da asa e a .
IV.1.3 Empenagem vertical
A empenagem vertical de uma aeronave de transporte é constituída de uma parte fixa o
estabilizador e uma parte móvel, o leme de direção. Estabilidade e controle são as
funções básicas da EV.
No dimensionamento da empenagem vertical impactam a condição de perda de motor
na decolagem e desempenho de pista e subida, na forma da VMCA e VMCG,
Velocidade de mínimo controle no ar e no solo, respectivamente.
A Fig. IV.4 mostra algumas configurações de empenagens verticais em combinações
com horizontais.
)
Figura IV.4 – Algumas configurações de empenagens verticais e horizontais

O volume cauda é um fator adimensional usado como referência para o projeto das
empenagens. O volume de cauda da empenagem vertical, , é definido da seguinte
maneira:
Onde é a distância entre o CG e o centro aerodinâmico da empenagem vertical e é
a área da empenagem vertical. Conhecidos os parâmetros da Eq. II.29, pode-se então
determinar a área da empenagem vertical.
IV.1.4 Empenagem horizontal
O dimensionamento da empenagem horizontal é feito por meio do coeficiente do
volume de cauda, .
Onde é a distância entre o CG e o centro aerodinâmico da empenagem horizontal e
é a área da empenagem horizontal.
Como e são parâmetros de entrada, pode-se calcular a área da empenagem vertical
usando a Equação II.30:
A envergadura da empenagem horizontal pode ser calculada pela Equação II.31:
√
Onde é o alongamento da empenagem horizontal.
Para se calcular a corda da raiz da empenagem horizontal,
II.32:
, utiliza-se a Equação
Onde
( )
é o afilamento da empenagem horizontal, que é um dado de entrada
Com a corda da raiz e o afilamento pode-se achar o valor da corda, na ponta da
empenagem, .
A corda média geométrica,
, foi calculada aplicando-se a fórmula abaixo.
Em seguida calculou-se a corda média aerodinâmica, .
⁄
( )

A posição da corda média aerodinâmica, da empenagem horizontal, é determinada pela
Equação IV.36.
( )
Com o enflechamento no quarto da corda da empenagem, , pode-se calcular o
enflechamento nos demais pontos da empenagem. Para dimensionamentos iniciais,
usualmente é considera que o enflechamento à ¼ da corda da EH seja o da asa acrescido
de 5 o . Entre outras razões para tal, uma crítica refere-se a uma situação de emergência
em cruzeiro. Nesta situação, o avião precisa mergulhar para atingir uma altitude menor
a partir da altitude de cruzeiro. Nesta altitude menor, os passageiros devem respirar sem
o uso do oxigênio de bordo. Durante o mergulho, atingem-se grandes velocidadese onde
a asa estará sujeita a ondas de choque muito fortes, podendo até ocorrer separação do
escoamento. Para sair do mergulho, a aeronave deverá contar com a EH, que deverá
estar sujeita a um escoamento onde não haja descolamentos provocados por ondas de
choque.
( )
⁄ ( )
( )
Para o cálculo da área molhada, da empenagem horizontal, adotou-se a mesma fórmula
usada para a asa, substituindo as variáveis da asa pelas da empenagem.
⁄ .
⁄
⁄
/
(
)
Na Eq. IV.40, é a área molhada da empenagem horizontal, ⁄ e ⁄ são
respectivamente a relação entre a espessura da corda na raiz e na ponta da empenagem e
a .

IV.1.5 Motor/Nacele
A vista em corte de um motor turbofan moderno é dada na Fig. IV.5.
Figura IV.5 – Vista em corte esquemática de um motor turbofan
A vista lateral de uma nacele típica é dada na Fig. IV.6.
Figura IV.6 – Vista lateral de uma nacele curta típica.
A área molhada da nacele, S wet,N é a soma de três componentes, da capota do fan; da área
exposta do gerador do gás; e do cone de saída de gases:
Os cálculos dos três componentes da área molhada da nacele são fornecidos pelas
equações IV.42 – IV.44
ll ll D
hl
l D
l
Swet, fan, cowling
ln Dn
2 0.35 0.8 1.151
l l d l D
n n n n n
ef
(IV.42)

1 D
eg
D
g
Swet,
gas gen
lg Dg
1 1 1 0.18
3 D
g
l
g
5/3
(IV.43)
Swet , plug
0.7
lp Dp
(IV.44)
IV.1.6 Pilone
O pilone é o responsável pela transferência das cargas laterais, verticais e de empuxo do
motor para a estrutura da asa ou da fuselagem, dependendo de onde o motor está
instalado.
O pilone normalmente é dimensionado para gerar o menor arrasto de interferência de
acordo com Roskam [Roskam, 2000].
O arrasto de interferência para motores sob a asa é dado por
C
C
FM
C
FM 1 se M 0,50
DN ,
D,int, N
D,
N
C
DN ,
(IV.45)
FM 0,50 se M 0,50 ou a fuselagem incorporou a regra das áreas na região do motor
FM é um fator de correção de compressibilidade e C D,N é o arrasto da nacele. O termo
CDN
,
é um fator que pode ser obtido de gráficos fornecidos pelo Roskam [Roskam,
C
DN ,
2000].
Se o motor estiver localizado sob a asa, a Figura IV.7 provê dados para o cálculo do
arrasto de interferência asa-nacele:

Figura IV.7 - Fator de arrasto de interferência asa-nacele
De acordo com a Fig. IV.7, para o valor de fornece um valor
pequenol para o arrasto de interferência em função de uma distância razoável do bordo
de ataque da asa. é a corda da asa onde o motor é fixado e é a posição do motor em
relação ao bordo de ataque. Assim, temos que
( )
Estando o motor fixo na fuselagem, utiliza-se a Figura IV.8 para cálculo do arrasto de
interferência fuselagem-nacele. O arrasto de interferência pode ser calculado pela
seguinte expressão:
' SN
CD,int,
N
FM CD
0,05
(IV.47)
N
S
FM 1 se M 0,50
Re f
FM 0,50 se M 0,50 ou a fuselagem incorporou a regra das áreas na região do motor
S N é a área frontal máxima da nacele excluindo o pilone.
'
C
D N
é obtido do gráfico da Fig. IV.8.

Figura IV.8 - Fator de arrasto de interferência fuselagem-nacele
Analisando a Figura IV.8, a relação fornece o menor fator de arrasto de
interferência, excluindo-se a opção da nacele enterrada na fuselagem (burried).
Para o dimensionamento, o pilone pode ser considerado uma asa pequena assim, z (no
caso do motor sob a asa) e t no caso do motor na fuselagem fornecem a envergadura do
pilone.
No caso do motor fixo na asa, as cordas da ponta e da raiz do pilone são definidas pela
secção da asa onde se encontra o motor e o comprimento do motor/nacele ( ).
A envergadura,
, vem da relação
( ⁄ )
No caso do motor fixo na fuselagem o afilamento do pilone é usualmente 1,0, isto é, as
cordas da ponta e da raiz são iguais, e equivalem ao comprimento do motor.
A envergadura vem da relação
( ⁄ )

Com isso,
⁄
( )
⁄
( )
( )
Área molhada
⁄ (
( )
⁄
⁄
)
(
)
Onde é a área molhada do pilone, ⁄ e ⁄ são respectivamente a relação
entre a espessura da corda na raiz e na ponta do pilone.
Configuração
A Fig. IV.9 mostra a intergração do motor de um motor do DC-10 na asa.
Figura IV.9– Integração do motor do DC-30 à asa

No EMBRAER E170, o pilone é um caixão central tipo cantilever fixado à asa por
cinco pontos principais (Fig. IV.10). Estes pontos são as duas hastes superiores fixadas
na longarina dianteira da asa, duas abas de fixação no intradorso da asa e uma haste
traseira que funciona como um braço de arrasto. O pilone permite acomodação de
diversas unidades em seu interior, tais como válvulas de corte (combustível e
hidraúlica), trocador de calor do sistema pneumático do motor, acessíveis pela remoção
dos correspondentes painéis nas laterais do pilone.
Figura II.10 – Fixação do pilone à asa do Embraer E170

IV.2
Método Classe II para peso
A Eq. IV.1 proposta por Raymer permite calcular o peso vazio em função de alguns
parâmetros da configuração de aeronave. É considerada uma metodologia de baixa
fidelidade e denominada de Classe I. Contudo, é necessário estimar o peso da aeronave
já na fase conccitual de modo mais específico, importante para estudos paramétricos e
de otimização. A metodologia classe II descrito em Roskam [Roskam, 1999] oferece
razoável exatidão. Ela consiste em uma conjunto de outras formulações, dentre elas
aquela desenvolvida por Torenbeek [Torenbeek, 1976], a técnica da Cessna (usado
basicamente para aeronaves de menor porte), método USAF e a formulação General
Dynamics (GD). Outras formulações diferentes das propostas pelo Roskam são
sugeridas no presente material, para efeito de melhorar a estimação do peso vazio.
A determinação do peso da aeronave é função da geometria da aeronave, da carga paga
e da quantidade de combustível que deve carregar para cumprir a missão requerida. A
Fig. IV.11 ilustra os componentes estruturais típicos de uma aeronave de linha
(Lockheed Tristar).
Uma proposta para uma decomposição de alto nível do peso operacional é a seguinte:
Onde é o peso estrutural, é o peso do grupo motopropulsor e é o
peso dos equipamentos fixos.
Nos próximos sub-capítulos serão fornecidos formulações semi-empíricas para a
estimação dos pesos estrutural, do grupo motopropulsor e dos equipamentos fixos.
Uma subdivisão do peso vazio por grupos está apresentada na Tabela IVa. Ela foi
baseada no na norma do exército dos Estados Unidos AN 9103-D, de acordo com o
Torenbeek [Torenbeek, 1976], e foi levemente adaptada para uso civil.

Grupo Asa
Estrutura primária da seção central
Estrutura primária do painel intermediário
Estrutura primária dos demais painéis (incluindo ponta...)
Estrutura secundária (incluindo mecanismo de dobra da asa....)
Ailerons (incluindo peso de balanceamento...)
Flapes:
Bordo de fuga
Bordo de ataque
Slates:
Spoilers, freio aerodinâmico, derrubadores de sustentação
Barreiras verticais (Fences) e geradores de vórtice
Montantes (Struts)
Grupo da cauda
Estrutura primária dos estabilizadores
Barbatanas (fins), estrutura básica
Estrutura secundária (estabilizador e barbatanas)
Profundor (incluindo peso de balanceamento)
Leme (incluindo peso de balanceamento)
Grupo fuselagem
Estrutura básica da fuselagem ou casco
Revestimento
Estrutura secundária:
Fuselagem ou casco
Portas, painéis e miscelânea
Freio aerodinâmico
Grupo das superfícies de controle
Controles na cabina de comando
Piloto automático
Sistemas de controle (inclui sistemas de potência)
Grupo motopropulsor
Internos
Centrais
Externos
Portas, painéis e miscelânea
Tabela IVa – Classificação e divisão do peso estrutural da célula de acordo com a
proposta AN 9103-D do Exército dos EUA

Figura IV.11 – Partes estruturais do Lockheed 1011 Tristar, um avião comercial
de linha
A Tabela IVb apresenta a variação do fator de carga para algumas categorias de aviões.
Avião leve de
turismo
Esportivo,
acrobático
Transporte Caça Bombardeiro
+4 a -2 +6 a -3 3,8 a -2 +9 a -4,5 +3 a -1,5
Tabela IVb – fatores de carga típicos para algumas classes de aviões
IV.1 Peso estrutural
O peso estrutural pode ser dividido em:
Onde,
- peso do grupo da asa de acordo com a classificação AN 9103-D
- peso da empenagem horizontal
- peso da empenagem vertical
- peso da fuselagem
- peso da nacele
- peso do trem de pouso

IV.2.1 Asa
Método do Torenbeek
O peso básico estrutural da asa, definido como o peso de todos os grupos da asa (i.e.
todas as partes que compõem uma asa) menos os dispositivos hipersustentadores,
spoilers e freios aerodinâmicos (Eq. IV.61) pode ser calculado por meio da Eq. IV.62
[Torenbeek, 1976].
Ww Wbasico , asa
1,2 whiper wspoiler
(IV.61)
Para a resolução dessa equação é necessário conhecer alguns parâmetros, tais como:
envergadura, área da asa em planta e MTOW, os quais ainda são desconhecidos. Para
dar início a um processo interativo, admitem-se quaisquer valores para os mesmos,
logo:
W
0,55
1,675 0,5
1,325
1
. no. . e. uc . st .
b
.
ult
. des
0,8 W
. w . . cos
r 1/2
basico,
asa
C k k k k k k n W W b t c
onde,
(Eq. IV.62)
W des ≡ MTOW e W w = peso do grupo da asa (ver norma AN 9103-D)
C 1
4,58 10
3
, para W w e W des em [kg] e b w em [m]
k
no
bref
1
(IV.63)
b
S
com
b ref
1, 905 m e
bw
bs
cos .
1/2
O fator Kno representa o incremento do peso devido à junção do revestimento, e as
vedações.
Continuando, temos que 0,4
k
, onde é o afilamento da asa. e
1
w
k é o
fator de alívio do momento fletor devido à instalação do motor e nacele sob a asa. Para
uma configuração com dois motores sob a asa, k e = 0,95; com quatros motores k e =
0,90. Se o motor estiver na fuselagem k 1.
e
k
uc Trem de pouso. Esse fator é igual a um para trem de aterrissagens acomodados na
asa; k uc = 0,95 para trem de pouso não montados na asa.
st
k - Incremento de peso, a fim de prover maior rigidez para evitar flutter. Para aviões
a jato alto subsônico com motores não montados sob as asas ou com motores montados
a frente do eixo elástico da asa é proposta uma correção (Eq. IV.64):

k
st
2
3 VD
bw.cos LE
100
2 1 2
Wdes
t cr
1 C cos
(IV.64)
onde,
em [m/s].
b
4
C 9.06
- Para b w em [m], W des em [kg], e a velocidade de mergulho (V D )
2
10
k - Para aeronaves com asa engastada (não passante) k 1.
A Eq. IV.65 resume uma simplificação para o cálculo do peso da asa incluindo todas as
partes que a compõem (wing group), válida para aeronaves de transportes civis. Para
tal, considera-se a asa como uma viga em balanço e feita. Esta expressão é válida para
casos com trem de pouso escamoteável sob as asas.
Onde
0,75 b
ref 0,55
bS t
r
Ww kFowlerkmotorkspoilerWG . kw. bS . 1 . nult
.
bS
WG Sw
k
w
e
b
0,3
( IV.65)
b
ref
são valores constantes. Conforme Torenbeek, para aeronaves de
3
transportes com W to > 5670 kg tem-se, k
w
6,67 10
. Esse fator é aplicado para: W
G
≡ MZFW em [kg], b S em [m], S em [m 2 ] e W W em [kg]. Também, n ult =1,5 n limit , onde
n limit é o maior entre os fatores de carga de rajada e manobra. K spoiler = 1,02 se a asa
contiver spoilers; = 1 caso contrário. K Fowler = 1,02 se a asa contiver flapes do tipo
Fowler.
Em relação à influência dos motores na Eq. III.6 [Roskam, 1999]:
k motor
1 se os motores estiverem na fuselagem
0.95 para dois motores sob a asa
0.90 para o caso de quatro motores sob a asa
Um código MATLAB ® foi elaborado poara estimação da massa estrutural da asa do
Fokker 100. A codificação é dada a seguir:
% Metodo do Torenbeek para calculo da massa da asa
% **** Fokker 100 ****
clc
clear all
% ************* Constantes
fcor = 1; % fator de alivio devido ao motor estar na asa
% (no Fokker 100, estao montados na fuselagem traseira)
fspoiler = 1.02; % fator de correcao devido a spoilers e speed brake
ffowler = 1.02; % fator de correcao para flaps tipo Fowler
ft = 3.28083989; % fator de conversao metro para pes
ft2 = ft*ft;
lb = 2.20462262; % fator de conversao kg para lb
rad = pi/180;
% Dados do aviao
taper
= 0.235; % afilamento da asa de referencia
df
= 3.30; % diametro da fuselagem (m)
tcraiz = 0.135; % espessura relativa maxima da seção da raiz
wing.S = 93.5; % Area da asa (m2)
wingref.S = wing.S;
wing.ar = 8.43; % alongamento da asa

sweepC14 = 17.5;
MZFWkg = 35835; % Peso maximo zero combustível
% fator de carga final (limite x fator seguranca)
nult = 2.5*1.5;
% ---- Inicio do calculo ===>
MZFWlb = MZFWkg*lb;
wing.b = sqrt(wing.ar*wing.S); % Envergadura da asa (m)
% corda na linha de centro da fuselagem (m)
CC = 2*wing.S/(wing.b*(1+taper));
CT = CC*taper; % corda na ponta (m)
% Calculo do angulo de enflechamento ah meia corda
sweepC12 = atan( (CC/4. + (wing.b/2)*...
tan(sweepC14*rad) + CT/4. - CC/2.)/...
(wing.b/2));
sweepC12 = sweepC12/rad;
% Enflechamento do bordo de ataque (asa de referencia)
if sweepC14 == 0
aux = CC*(1-taper)/4 ;
else
aux = CC*(1-taper)/4 + wing.b/2/tan(pi/2-rad*sweepC14);
end
sweepLE = pi/2-atan(wing.b/2/aux);
sweepLE = sweepLE/rad;
% enflechamento no bordo de fuga (asa de referencia)
if sweepC14 == 0
aux = CC*(1+3*taper)/4;
else
aux = CC*(1+3*taper)/4 + wing.b/2/tan(pi/2-rad*sweepC14);
end
if aux == CC
sweepTE = 0;
else
sweepTE = pi/2-atan((wing.b/2)/(aux-CC));
end
sweepTE = sweepTE/rad;
% Caluclo da corda na raiz (intersecao asa-fuselagem)
xbaraiz = (df/2)/tan(pi/2-rad*sweepLE);
xbfraiz = CC+(df/2)/tan(pi/2-rad*sweepTE);
CR = xbfraiz - xbaraiz; % Corda na raiz (m)
%
tr = CR*tcraiz*ft; % espessura maxima da secao na raiz (ft)
% desenha asa
xp(1) = 0;
yp(1) = 0;
xp(2) = wing.b/2*cos(pi/2-sweepLE*rad);
yp(2) = wing.b/2;
xp(3) = xp(2)+CT;
yp(3) = yp(2);
xp(4) = CC;
yp(4) = 0;
plot(xp,yp,'-k')
axis equal
hold on
xf(1) = 0;
yf(1) = df/2;
xf(2) = 1.2*CC;
yf(2) = df/2;

plot(xf,yf,'--r')
% Formulacao do Torenbeek
wingweightto=fcor*ffowler*fspoiler*0.0017*MZFWlb*...
(((wing.b*ft)/(cos(sweepC12*rad)))^0.75)*...
(1+((6.3*cos(sweepC12*rad))/(wing.b*ft))^0.5)*...
(nult^0.55)*(((wing.b*ft*wingref.S*ft2)/...
(tr*MZFWlb*cos(sweepC12*rad)))^0.3); % [lb] eq 5.7 pag 89
%
%

Na Eq. IV.67, WG é o peso máximo de decolagem (kg), Sw é a area de referência da asa
(m 2 ), AR w é o alongamento da asa, λ w o afilamento e Λw é o enflechamento em ¼ da
corda (deg). Os valores dos expoentes na Eq. IV.67 são os seguintes:
φw = 0,656 , βw = δw = εw = 1,5 , αw = 0,0328 e χw = 1,1
O valor do coefficiente αw representa uma alteração em relação ao valor original
proposto por Linell, em passo com um banco de dados composto com aviões mais
contemporâneos.
Aviões são certificados para resistir a fatores de carga limite de modo que a estrutura
não começa a ceder até que um certo limiar seja ultrapassado. Normas JAR e FARs
requerem que de fatores de segurança de no mínimo 1,5 devem ser empregados durante
o dimensionamento estrutural. Uma vez que os requisitos de certificação não permitem
fator de carga de manobra para qualquer velocidade até a velocidade de mergulho seja
inferior a 2,50, um valor do fator de carga final n ult = 1,4 x 2,50 = 3,75 é tipicamente
assumido. Este valor é adequado para grandes aviões de transporte, no entanto, para os
veículos de tamanho menor o caso mais crítico pode ser o de cargas de rajada,
impactando no momento fletor na raiz da asa.
O fator de carga de rajada em um avião predomina quando ele está operando em
menores pesos. Assumindo que a velocidade de cruzeiro V c = VMO é crítica para o
caso da rajada, o fator de carga é
Sw
ngust 1 KgCL
U deVc
(IV.68)
2 W
O fator de alívio de rajada, Kg, é calculado por uma fórmula empírica em função do
parâmetro μ
onde
K g
0,88
5,3
2W
(IV.70)
gc C S
gm L w
(IV.69)
O fator K g acima é uma maneira de levar em consideração: (1) gradiente da rajada; (2) a
resposta do avião; (3) atraso no acréscimo da sustentação causado pela variação do
ângulo de ataque (Δα).
c gm é a corda média geométrica. De acordo com Torenbeek [Torenbeek, 1976] , a
situação crítica para acontece no Peso Máximo Zero Combustível e sugere uma
referência de vôo para avaliação em uma altitude de 20000 pés e uma rajada de alta
velocidade de Ude = 15,2 m/s (50 pés/s), tirada das normas FAR. O valor aproximado do
C Lα é dado pela equação de Helmotz com alguns ajustes
C
L
Cl
ARw
2
C
l
AR
w Cl
AR M
cos
1/2
2 2
w
(IV.71)
Na Eq. IV.71, C lα é a razão de sustentação média dos aerofólios que compõem a asa.

O próximo passo é escolher o cenário mais limitante entre cargas de rajada e manobra.
Isto é feito através de uma função impulse que identifica o máximo entre valores de
ensaios ou calculados
n
ult
1,5 n ,2,5
max
gust
(IV.72)
ΠCw ié o parâmetro de projeto que exibe dependência da configuração do avião, i. e., asa
alta vs. asa baixa, spoilers, colocação do trem de pouso, e é dado pela seguinte
expressão:
k k k
(IV.73)
Cw co sp
lg
O parâmetro kco na Eq. IV.73 indica a filosofia da instalação da asa. Ele é igual a 1,17
para configurações de asa baixa e assume o valor de 1,25 para aviões com asa alta.
Assumindo uma variação linear, a contribuição do termo da localização da asa, K co , em
relação a fuselagem pode ser então dado por
(IV.74)
Em relação à influência dos spoilers na Eq. IV.73, ksp = 1,02 quando Φsp = Φ(s,1) = 1
caso contrário, unidade (quando s < 1 )
(IV.75)
Analogamente, temos o fator de correção para a instalação do trem de pouso:
(IV.76)
Quando s = 1, a função impulso, Φlg = Φ(s,1), incopora a integração do trem d epouso
na asa; caso contrário vale zero (para s < 1).
Através da incorporação de todos os constituintes das Eq. IV.74 a Eq. IV.76 na Eq.
IV.73, desconsiderando os termos pequenos, a correção relacionada a configuração da
aeronave fica
(IV.77)
τ S é a medida da rigidez estrutural, a qual varia com a pressão dinâmica e carga limite.
Esta contribuição é descrita por
2
2
0,50slsV
MO
1
3
1000g
ult
s
11,31
(IV.78)
onde VMO é a velocidade operacional maxima ao nível do mar e condições padrão e é
expressa em m/s. ρsls/g é igual a 0,125 kg s 2 /m 4 .
Πt/c na Eq. III.67 é o fator de espessura da asa expresso através de um a função
trigonométrica dada por
* ( ) + (IV.79)

IV.2.2 Empenagem horizontal
O peso da empenagem horizontal em lb pode ser calculado usando-se a Eq. IV.80
proposta por Torenbeek [Torenbeek, 1976].
0,2
Sh
V
D
WEH Kh Sh
3,81
0,287
1
2
1000
cosh
1
2
(IV.80)
Onde é o fator de correção, de 10%, do peso da enpenagem, quando a mesma
apresenta um sistema de incidência variável; é a velocidade de mergulho da
aeronave em KEAS; S h é a área da EH em ft 2 .
IV.2.3 Empenagem vertical
O peso da empenagem vertical em lb pode ser calculado usando a Eq. IV.81 proposta
por Torenbeek [Torenbeek, 1976].
0,2
Sv
V
D
WEV KV SV
3,81
0,287
1
2
1000
cosv
1
2
(IV.81)
Onde é 1,0 quando a EH está montada na fuselagem. V D é a velocidade de mergulho
fornecida em KEAS. A área da EV, S V , deve ser fornecida em ft 2 .
Quando a EH está montada na EV, utiliza-se a Eq. IV.82 para o cálculo do coef. K v :
[ ( )]
Onde
é distância da raiz da enpenagem vertical, até a empenagem horizontal.
IV.2.4 Fuselagem
A massa da fuselagem em kg é calculada usando-se a Eq. IV.83, também proposta por
Torenbeek [Torenbeek, 1976].
√
(IV.83)
Onde,
{
V D é a velocidade de mergulho em m/s;
l H distância em metros entre os pontos entre o centro aerodinâmico da asa e o da EH; w F
é a largura da fuselagem (m); h F a altura da mesma; e S wet,fus é a área molhada da
fuselagem.

IV.2.5 Nacele
A Eq. IV.84 fornece uma estimativa para a massa da nacele.
W 0,065 T / g (kg) (IV.84)
nac
O
onde T O é a tração de decolagem dada em Newton e g é a aceleração da gravidade em
m/s 2 .
IV.2.6 Trem de pouso
A Eq. IV.85 foi proposta por Torenbeek [Torenbeek, 1976].
(
⁄ ⁄ )
Onde é o fator de correção do peso do trem de pouso instalado em asas altas que
decorre em um aumento de 8%. é a massa de decolagem. As demais constantes da
Eq. IV.85 estão listadas da seguinte Tabela IVc considerando o trem de pouso retrátil
Trem
principal
Trem do nariz
Tabela IVc - Constantes para o cálculo do peso do trem de pouso
IV.2.7 Peso do grupo moto propulsor
O peso do grupo moto propulsor pode ser dividido em três componentes:
Onde:
- peso do motor
- peso do sistema de combustível
- peso do sistema propulsivo
a. Peso do Motor
Para um motor turbofan sem pós-combustão, Raymer [Raymer, 1989] propõe a seguinte
fórmula
(IV.87)
T 0 = tração de decolagem (lbf) e a massa do motor é fornecida em lb.
BPR: razão de passagem (by-pass ratio).

. Peso do sistema de combustível
De acordo com Torenbeek [Torenbeek, 1976], o peso do sistema de combustível para
uma aeronave, com tanque integral (asa molhada) é:
. /
Onde é o numero de motores, é o número de tanques, que para esse trabalho é
fixado em dois, e é a densidade do combustível.
c. Peso do sistema propulsivo
O peso do sistema de propulsão pode ser quebrado em três componentes:
Onde:
- peso do sistema de controle
– peso do sistema de partida
- peso do sistema reversor
Peso do sistema de controle
Para o cálculo do sistema de controle, a metodologia GD descrita em Roskam
(ROSKAM 1999) é uma boa opção. Para motores montados na fuselagem ou na raiz da
asa (como é o caso do Comet), temos:
( )
Onde é o fator de correção. Para motores sem pós-queimador ele pode ser assumido
como sendo 0,686; para motores com pós-combustã, considere 1,080 parav este fator.
Para motores montados na asa, W ec :
0 ( ) 1
Tanto na Eq. IV.90 quanto na IV.91, W ec resultante é em libras.
Peso do sistema de partida
Para estimativa do peso de sistema de partida utilizou-se aqui a metodologia GD.
Considerando sistema de partida sendo elétrico, utiliza-se a Eq. IV.92:
( )

Peso do sistema reversor
Para o cálculo do sistema de reversor, usou-se a Eq. III.34 sugerida por Torenbeek
[Torenbeek, 1976].
IV.2.8 Peso do equipamento fixo
O peso do equipamento fixo pode se subdividido em oito parcelas.
(IV.94)
Todas as equações, utilizadas para a estimativa das parcelas de peso do equipamento
fixo, foram retiradas de Torenbeek [Torenbeek, 1976] estando apresentadas nos itens
seguintes.
a. Massa do sistema de comando de vôo
A massa do sistema de comando de vôo pode ser estimada pela a Eq. IV.95.
⁄
Onde é o fator de correção para o sistema de comandos de vôo potenciados,
considerando todas as aeronaves com esse tipo de sistema. é o fator de correção
devido à presença de hiper-sustentadores de bordo de ataque.
b. Peso do sistema elétrico
O peso do sistema elétrico em lb pode ser estimado usando-se a Eq. IV.96 proposta por
Raymer [Raymer, 1989]:
W RKVA LA NG
0,782 0,346 0,10
els
7,291*
(IV.96)
RKVA é um índice relacionado à potência do sistema (40-60 para aviões de transporte;
110-160 para caças); LA é a distância da cablagem dos geradores aos avionicos no
cockpit; e NG é o número de geradores.
c. Peso dos instrumentos, avíônicos e eletrônicos
A Eq. IV.97 provê um meio para estimação da massa dos instrumentos, aviônicos e
eletrônicos é:
Onde
é o alcance máximo da aeronave.
d. Massa dos sistemas de ar-condicionado, pressurização e anti-gelo
A massa do sistema de pressurização mais a do sistema de ar-condicionado pode ser
estimada usando-se a Eq. IV.98 de acordo com Torenbeek [Torenbeek, 1975]
( )
Onde
é comprimento da cabine de passageiros. A massa é dada em lb.

O Método GD fornece a seguinte formulação:
Wapi 469 V pax
Ncr N
pax
/10000
0,419
(IV.99)
Onde
W api é calculada em lb; V pax é o volume da cabina de passageiros em ft 3 ; N pax é o número
de passageiros; e N cr é o número de tripulantes.
e. Peso do sistema de oxigênio
Tem seu valor estimado pela Eq. IV.100:
Onde
é o número de passageiros.
f. Massa do motor auxiliar de potência (APU)
Valores típicos do peso do APU variam de 0,4% a 1,3% do peso máximo de decolagem
da aeronave. Considerando uma fração de 0,85%, temos:
g. Massa do mobiliário
A massa do mobiliário é obtida da Eq. IV.102.
h. Massa da pintura
A massa da pintura varia de 0,3% a 0,6% do peso máximo de decolagem. Considerando
um fator de 0,45%, temos:
i. Massa do sistema hidráulico
A massa do sistema hidráulico de acorso com Roskam [Roskam, 1999] varia entre
0,60% a 1,20% da massa máxima de decolagem (MTOW) para uma aeronave de
transporte comercial.

IV.3
Balanceamento de massa
Determinação da posição do CG
Uma vez determinado o peso de cada componente da aeronave pode-se estimar a
posição do CG da aeronave. Nessa secção não será determinado o envelope de peso
versus CG, apenas o CG da aeronave (OEW). A determinação do envelope completo
requer o conhecimento do diagrama de carregamento dde carga paga e combustível
(diagrama ―batata‖) dentre outros aspectos.
Além do peso dos componentes, necessita-se determinar a posição do CG de cada um.
Esses valores foram retirados de Roskam (ROSKAM 1997), ver Tabela IVa.
COMPONENTE
INTERVALO DE
VALORES
ASA 37 – 42 [%MAC w ]
EMPENAGEM
30 [%MAC h ]
HORIZONTAL
EMPENAGEM VERTICAL 30 [%MAC v ]
NACELE
40 [% le]
FUSELAGEM
45 – 50 [% lf]
Tabela IVa - Posição do CG dos componentes da aeronave
A posição do CG é então obtida pela equação 2.100.
∑
∑
Onde:
- peso de cada componente
- posição do CG de cada componente em relação ao ponto de referência
Determinação da posição da asa
Segundo Torenbeek (TORENBEEK 1976) a posição do CG para o peso básico de uma
aeronave (OEW) depende de sua configuração, ver Tabela IVb.

COFIGURAÇÃO INTERVALO DO CG
PARA OEW
[%MAC w ]
2 motores sob a asa 20 – 25
4 motores sob a asa 25 - 30
2 motores fixos à
35 - 40
fuselagem
3 motores -
Tabela IVb - Posição do CG para diversas configurações
Como o valor do CG, obtido na secção anterior, pode não corresponder com o valor
selecionado, deve-se reposicionar a asa para se atingir o valor desejado. Esse processo
foi feito iterativamente como pode ser visto na Figura 0-1.
A iteração termina quando o CG calculado converge para o valor inicial que depende da
configuração da aeronave.
Na Figura 0-2 pode-se observar a convergência do algoritmo para uma aeronave, com
dois motores sob a asa e, na Figura 0-3, o deslocamento da asa para frente, de modo a
convergir. Como conseqüência da movimentação da asa, a posição da empenagem
horizontal também muda, como pode ser visto na Figura 0-4.
ESTIMATIVA
INICIAL DO CG
DETERMINAÇÃO
DA POSIÇÃO DA
ASA
DETERMINAÇÃO
DO CG
Figura 0-1 - Algoritmo para obtenção da posição da asa

Figura 0-2 - Convergência da posição do CG
Figura 0-3 - Variação da posição da asa

Figura 0-4 - Variação da posição da empenagem em relação ao CG

V. Módulo de desempenho
Análise de desempenho de aeronaves é a ciência de prever o que uma aeronave pode
fazer; a rapidez e altitude que pode voar, o quão rápido ele pode se transformar, o
quanto de carga que pode transportar, até onde ele pode ir, e ocomprimento de pista que
pode usar com segurança para pouso e decolagem. A maioria dos requisitos de projeto
do lado de potenciais clientes é ligada ao desempenho. Por isso, na maioria dos casos é
a análise de desempenho que responde à pergunta: "Será que esta aeronave atende as
necessidades do cliente?"
a. Velocidades
Tipos de velocidade diferentes são usados para operar uma aeronave. Alguns deles
permitem que a tripulação gerencie o voo, mantendo algumas margens de áreas críticas,
enquanto outros são usados principalmente para fins de otimização de navegação e de
desempenho. É por isso que o etxto a seguir realiza umarevisão dos diferentes tipos de
velocidade que são usados em aeronáutica.
Velocidade calibrada (CAS, Calibrated airspeed)
A velocidade calibrada é obtida pela diferença entre a pressão total (P t )e a
pressão estática (P e ). Esta diferença é chamada de pressão dinâmica (q). Como
esta diferença não pode ser medida diretamente, ela é obtida através de medições
feitas por duas sondas (Fig. V.1).
Assim .
Para a obtenção da pressão total de P t , o fluxo de ar é parado por meio de um
tubo voltado para frente, chamado tubo de Pitot (Figura V.1), que mede a
pressão de impacto e tem uma porta de tomada estática, também medindo,
portanto, a pressão dinâmica q. A pressão total representa a pressão ambiente
(aspecto estático) a dada altitude de vôo, mais o movimento de aeronaves
(aspecto dinâmico). O P e pressão estática é medida por meio de uma série de
portas estáticas perpendiculares ao fluxo de ar. Esta medida representa a pressão
ambiente na altitude de voo (aspecto estático) e é mais precisa de que a medição
feita no tubo de Pitot.
Figura V.1 – Tomadas de pressão estática e total.

Voar em um CAS constante durante a fase de subida permite que o efeito
aerodinâmico seja o mesmo daquele ao nível do mar e, consequentemente, que
se eliminem variações de velocidade.
Velocidade indicada (IAS, Indicated airspeed)
A velocidade do ar indicada (IAS) é a velocidade fornecida pelo velocímetro.
Quaisquer que sejam as condições de voo, se a medição de pressão for preciso,
então a IAS deve idealmente ser igual à do CAS. No entanto, dependendo do
ângulo de ataque da aeronave, a configuração de flape, a proximidade do solo
(efeito solo ou não), a direção do vento e outros parâmetros influentes, alguns
erros de medição são introduzidos, principalmente na pressão estática. Isto
conduz a uma pequena diferença entre CAS e o valore da IAS. Esta diferença é
chamada de correção instrumental ou erro de antena (K i ).
Velocidade verdadeira (TAS, True Airspeed)
Uma aeronave em vôo se move em uma massa de ar, que se está em movimento
em relação a terra. A velocidade verdadeira (TAS) representa a velocidade da
aeronave em movimento com o sistema de referência ligado a esta massa de ar,
ou simplesmente, a velocidade da aeronave no escoamento. Ela pode ser obtida a
partir do CAS, utilizando a densidade (compressibilidade) do ar (ρ) e a correção
(K).
√
Velocidade em relação ao solo (GS, Ground speed)
A velocidade em relação ao solo é medida em relação a um sistema de referência
fixo no solo. Ela é igual a TAS corrigida pelas componentes do vento (Fig. V.2).
Figura V.2 - Velocidade em relação ao solo e ângulo de desvio (DA).

O número de Mach é um valor adimensional que dá uma medida da intensidade
que dos efeitos compressíves em geometrias submetidas a escoamentos de
fluidos, em especial o ar. O núemero de Mach, M, pode ser expersso por:
Onde é a velocidade do som, que é unicamente dependente da temperatura.
Assim, o número de Mach pode ser epxresso por:
Com T sendo a temperatura estática em graus Celsius.
√
A Fig. V.3 ilustra um perfil típico de subida em rota de um avião de linha.
Normalmente, sobe-se com uma velocidade calibrada constante, na figura
mostrada como sendo 300 nós, na primeira parte da subida. Após uma altitude
de transição, sobe-se em número de Mach constante. Como a velocidade do som
cai com a altitude devido à queda de temperatura, deve-se então diminuir a
velocidade verdadeira para que o número de Mach não varie. Na tropopausa,
região entre a troposfera e a estratosfera, a temperatura fica constante e, assim,
voa-se em uma TAS constante para um dado número de Mach. A tropopausa é
mais espessa nos trópicos que nos polos.
Figura V.3 – Perfil de subida típico de um avião de linha.

. Envelopes de operação
A Fig. V.4 mostra um envelope de operação genérico de um avião de transporte
transônico [1]. O gráfico mostra linhas de CAS e número de Mach constantes. O voo é
limitado em velocidade pela velocidade de operação máxima, VMO, ou pelo número de
Mach máximo de operação, M MO . Em geral, o avião irá cruzar em velocidade ou
número de Mach ligeiramente menor do que a VMO ou M MO , a qual é mostrada no
gráfico da Fig. V.4 pela linha tracejada mais espessa. Em baixas velocidades, o
envelope é limitado pela velocidade de estol. O teto é limitado pela altitude de cabine
máxima ou a capacidade de subida da aeronave (requerida para evitar colisões ou
regiões turbulentas).
Figura V.4 – Envelope típico de operação de uma aeronave comercial [1].
Os envelopes operacionais de uma aeronave levam em conta vários fatores tais como
aerodinâmica, características do grupo moto-propulsor, limites estruturais da aeronave,
aquecimento aero-termodinâmico e outros, restringindo o voo em condições extremas.
A Figura V.4 ilustra estas restrições, com quatro fenômenos que merecem consideração
especial: ruído na entrada de ar (intake buzz), flutter, estol das pás do compressor de alta
e temperatura do revestimento [1]. Alguns limites são óbvios. Outros fatores, tais como
pressurização são menos aparentes.

Figura V.4 – Fatores limitantes no envelope operacional [1].
b.1 Ruído na entrada de ar
O ruído na entrada de ar é a interação entre a onda de choque oblíqua na rampa da
entrada do motor e a camada limite na rampa. Isto origina condições oscilantes dentro
do duto de entrada de ar que assumem a forma de vibrações forçadas. A frequência
normal é de cerca de 10 Hz. Caso ocorra um choque, ele será formado por duas ondas
de choque oblíquas: uma a partir do fluxo de compressão externa, e um choque normal.
Esses dois choques encontram em um ponto e expandem para fora, como um λ-choque.
A é a área da secção transversal do motor definido por esta intersecção e é chamada
choque A (Figura V.5). Quando o ruído começa, o ponto de intersecção do choque, F,
está no interior do lábio da capota do motor e um fluxo de cisalhamento é estabelecido.

Figura V.5 – Ruído na entrada de ar: (a) início; (b) início do ruído;
(c) limite para o estabelecimento da estrutura de ruído; (d) fase
supercrítica. P i2 é a pressão no interior da entrada de ar.
Em um determinado número de Mach, o fluxo de cisalhamento interno ao difusor cria
uma separação que reduz a massa capturada pela entrada de ar, pois o escoamento
separado provoca um efeito de bloqueio. Enquanto isso, o compressor funciona em
rotação constante e tende a aspirar o ar coletado na entrada do tubo. A taxa de pressão
no motor irá diminuir. Com a pressão P i2 diminuindo abaixo da pressão de estagnação,
o fluxo de cisalhamento desaparece e, como consequência, o efeito de bloqueio. Em
seguida, o processo começa novamente. Alguns destes problemas podem ser reduzidos
ou eliminados pelo projeto adequado da entrada de ar (geometria variável ).
b.2 Bombeamento do motor
O bombeamento do motor (engine surge) é o resultado de uma instabilidade no ciclo do
motor. A operação ou ciclo do motor consiste de desaceleração do ar e recuperação da
pressão na entrada de ar, compressão, combustão, expansão na turbina e exaustão na
tubeira, acontecendo simultaneamente em várias partes do motor. A porção do ciclo
suscetível à instabilidade é a que acontece no compressor. O apagão do motor é o
resultado do estol do compressor no motor a reação. Como resultado, o motor para de
funcionar. Este é um evento raro, com um grande estrondo inicial. O ar estola sobre as
pás do compressor da mesma maneira que o faz em uma asa de avião. Quando o
escoamento estola ao redor do aerofólio, a passagem do ar através do compressor tornase
instável e o compressor não consegue mais comprimir o ar que entra. O ar de alta
pressão por trás da região estolada não consegue se movimentar para trás no motor e
escapa para frente através do compressor, e, também, para fora da entrada de ar. Esta
fuga de ar é repentina, como uma explosão, e é acompanhado por chamas visíveis na
região externa da tubeira. Muitas vezes, o evento é tão rápido que os instrumentos não
têm tempo de responder. Em geral, a instabilidade é processo auto-corretivo. Em
motores modernos, existem válvulas que bombeiam o fluxo perturbado para fora do
motor e, assim, limitam a intensidade da instabilidade.

.3 Flutter
O flutter é um movimento auto-induzido causado pelo acoplamento dinâmico dos
movimentos (modos) estruturais da asa com o carregamento aerodinâmico não
estacionário. Em outros termos, o flutter é uma instabilidade dinâmica de asas elásticas.
A aerodinâmica geralmente lida com escoamento fluxo em torno de objetos rígidos,
mas, de fato, aeronaves são relativamente leves e há sempre um grau de flexibilidade
que pode levar a modos interessantes de movimento. A aerodinâmica não apenas afeta o
desempenho da aeronave e mecânica de voo, mas também irá provocar a flexão e torção
dos componentes da aeronave, um em relação ao outro. Estes modos estruturais devem
ser cuidadosamente analisados para evitar uma classe problemas que caem sob o título
de aeroelasticidade.
Collar [2] classificou os problemas aeroelásticos por meio de um diagrama conhecido
como Triângulo de Forças de Collar (Fig. V.6). Tal diagrama constitui-se de um
triângulo eqüilátero cujos vértices representam as forças envolvidas no problema
aeroelástico (aerodinâmicas, elásticas e de inércia). Os fenômenos aeroelásticos são,
então, posicionados no diagrama, dentro ou fora do triângulo, conforme sua relação com
os três tipos de força apresentados. Por exemplo, flutter e buffeting são localizados
dentro do triângulo, e reversão de comando e divergência são postos do lado de fora,
uma vez que não estão relacionados a forças de inércia.
A constante evolução da tecnologia aeroespacial provocou ainda alterações no
Triângulo de Collar. Em vôos supersônicos ou hipersônicos, os efeitos térmicos são
também, importantes, levando à necessidade do seu estudo na interação com
aeroelasticidade, surgindo a aerotermoelasticidade [3]. E ainda, em veículos
aeroespaciais atuais há um grande potencial para interação entre aeroelasticidade e
sistemas de controle de vôo digitais, levando ao estudo da aeroservoelasticidade e também
da aero-termo-servolasticidade. Desta forma, o diagrama originalmente representado por
um triângulo, agora é dado por um hexaedro.
Figura V.6 – Triângulo de Collar [2].

Uma das interações aero-estruturais mais simples que se observa em asas de aeronave
de asa fixa é a flexão da asa em relação à fuselagem rígida. Para aeronaves com asas em
balanço (cantilever) retas e pouco espessas existem dois modos típicos de movimento.
O primeiro é um modo de flexão, onde a asa flexiona-se para cima e para baixo em
relação à raiz de asa fixa (engastada). O segundo é um modo de torção, no qual cada
seção da asa gira em torno do eixo elástico situado ao longo da envergadura.
Normalmente, há um efeito mínimo destes dois modos de comportamento estrutural,
com apenas uma ligeira vibração de ser visto para cada movimento. O modo de flexão
mostra-se como um efeito de batimento de baixa frequência enquanto que o modo de
torção é considerado um modo de vibração de frequência muito mais elevada. No
entanto, com as forças e momentos causados por escoamentos de alta velocidade, como
uma fonte de energia de excitação, estes dois modos podem produzir movimentos com
de grande intensidade, distorcendo severamente ou quebrando a asa.
Um dos efeitos resultantes da excitação da asa é chamado de divergência. Neste caso, o
momento produzido pela carga aerodinâmica é maior do que a rigidez estrutural em
torção da asa e, portanto, será torcido fora do veículo. A velocidade limite para a
ocorrência deste tipo de falha é chamado de velocidade divergência e, espera-se, que
seja muito maior do que qualquer velocidade de operação normal do veículo. Surgem
dificuldades específicas com varreram frente asas como estes têm uma velocidade
relativamente baixa divergência.
O segundo efeito é chamado de vibração. Neste caso, existe uma interação sincronizada
entre ambos os modos, de modo que a energia é absorvida a partir do escoamento em
um modo aumentar a amplitude do outro. Neste ponto, a frequência de cada modo tem
mesmo valor. A asa irá absorver a energia do escoamento e fletir e trocer com
amplitudes crescentes, até um valor crítico ser atingido e a asa se partir inteiramente.
Quando o escoamento atinge o ponto crítico para causar essa falha, ele é chamado de
velocidade de flutter. Naturalmente, esta velocidade deve ocorrer em velocidades muito
mais altas do que as velocidades de operação da aeronave. Contudo, o flutter pode ser
induzido por relação inadequada entre a rigidez de asa à torção e à flexão, ou pela
adição de massa asa em pontos atrás da longarina.
Uma estimativa da ocorrência dessas condições e da interação do escoamento sobre a
asa pode ser obtido através de um simples de 2 graus de liberdade (2dof) modelo
dinâmico de asa. A Figura V.7 mostra o modelo idealizado de uma asa cantilever reta.
Rigidez à flexão de asa ligada a fuselagem pode ser aproximada por uma mola de flexão
de rigidez K h . Rigidez de torção é igualmente representada por uma mola de torção de
rigidez K . Isso permite que a secção de asa genérico mostrado a mover-se em relação
à fuselagem em flexão, (direcção alçada, h) e de torção (rotação de ângulo,) . A
origem destes movimentos serão eixo elástico da asa. Supõe-se que o centro de
gravidade da asa e do centro de acto de elevação nos locais mostrados, com distâncias
XCG e xac formar estes pontos ao eixo elástico. Efeitos de segunda ordem devido ao
arrasto aerodinâmico e amortecimento estrutural têm sido negligenciados.

Figura V.7 – Representação do movimento oscilatório de uma seção
transversal de asa.
Pela aplicação das leis de Newton, um par de equações pode ser obtido:
Onde
m = massa da asa,
(V.1) devido ao movimento de flexão,
I α = momento polar de inércia da asa ( ∫ ).
(V.2) para o movimento de torção.
Por conta da separação entre o centro de gravidade e a origem do movimento, surge um
acoplamento entre cada modo, o qual é regulado pelo momento de inércia de
acoplamento S α :
A forma da vibração pode ser modelada por
e
∫
(V.4)
(V.5)
(V.3)
onde h 0 e α 0 são as amplitudes do movimento e ω é a frequência. Tanto a amplitude
quanto a frequência podem assumir valores complexos, permitindo defasagem entre os
movimentos de torção e flexão e amortecimento da vibração. Caso movimento
harmônico simples seja assumido, então, a rigidez da asa os modos de flexão e torção
pode ser obtido das frequências naturais destes modos.
(V.6)
(V.7)
Substituindo nas equações governantes esses resultados da hipótese feita dos
movimentos obtém-se:

( ) ( ) (V.8)
( ) ( ) (V.9)
Simplificando ainda mais, funções forçantes lineares aerodinâmicas necessitam ser
aplicadas. Assumindo que o efeito do arquemaneto e do ângulo de ataque podem ser
calculados separadamente e então sobrepostos em qualquer solução oscilatória, a
aserodinâmica requerida a este altura é aquela devida ao movimento oscilatório emtorno
de zero grau. Considerando que efeitos torcionais dominam por conta de terem grande
influência no ângulo de ataque, e negligenciando qualquer efeito acústico ou de
compressibilidade, asustentação pode ser dada por
Substituindo Eq. V.10 nas Equações V.8 e V.9, obtém-se:
No formato matricial, tem-se:
(V.10)
(V.11)
(V.12)
* + [ ] * + (V.13)
Embora não seja diretamente resolvível por conta do número de variáveis, esta matriz
fornece uma grande quantidade de informações acerca do comportamento do sistema.
Duas classes de solução são possíveis:
1) h 0 = 0 e α 0 = 0. O sistema é estável e nada acontece (solução
trivial). Esta é a soluçaõ dominante.
2) * + (V.14)
Esta segunda forma de solução permite deslocamentos e o
comportamento da asa tende a ser oscilatório, seja estável ou
instável, dependendo do valor de ω. Pode-se prever o surgimento
de fenômenos tais como flutter e divergência.
Aqui, equações do tipo | | fornece tipos de solução para ω
baseadas na velocidade do veículo, assim sendo controladas pelo valor da pressão
dinâmica q.
Movimento harmônico simples conduzindo ao flutter
Caso ω tenha somente partes imaginárias, o sistema terá um comportamento oscilatório.
Considerando uma perturbação inicial α o ,h o, os movimentos subsequentes serão
harmônicos simples tanto amortecidos (amplitudes decrescentes) ou não-amortecidos
(amplitudes crescentes), dependendo da parte imaginária de ω. Valores complexos de
frequência (
) moderam o comportamento da amplitude ao longo do
tempo, já que:
(V.15)

A frequência final do movimento será dada por ω R e o crescimento ou decaimento do
movimento será determinado por ω I .
Em valores baixos da pressão dinâmica, q, a solução do sistema matricial fornece raízes
separadas e distintas para ω, as quais são tipicamente reais e perto das frequências
naturais dos modos estruturais. Isto implica que qualquer perturbação fará com que a
asa oscile perto dos modos estruturais com pouco ou nenhum amortecimento. Efeitos de
segunda ordem, que não são parte do modelo aqui delineado, em uma estrutura real
farão com que as amplitudes descresçam até que alcancem o valor zero, obedecendo à
amplitude zero da solução trivial.
Aumentando-se a pressão dinâmica, irá eventualmente resultar em uma solução na qual
ω tenha somente um único valor real, indicando sincronização dos dois modos. Não há
qualquer indicação de variação de amplitude nesta condição. Contudo, caso haja um
aumento de q, mesmo que pequeno, soluções com partes imaginárias irão surgir. Assim,
haverá acoplamento dos modos de torção e flexão com rápido aumento de amplitude,
estado conhecido como flutter (Fig. V.8).
Figura V.8 – Velocidade de flutter.
A velocidade na qual uma única frequência real é obtida é o ponto de partida para as
soluções do movimento oscilatório não-amortecido. A meta é resolver o determinante
da Eq. V.4 para obtenção da velocidade de flutter. Inicialmente, tem-se:
( ) ( ) (V.16)

Para resolução da Eq. V.16, esta é rearranjada em temos de
Onde
(V.17)
A solução é
√
Baseado nas magnitudes de A, B e C, a solução será puramente real e de valor único
quando . Neste estágio, a solução de uma única frequência real indica o início
do flutter. Qualquer aumento de q irá produzir raízes complexas relacionadas ao
movimento com amplitude crescente.
Da análise dos componentes A, B e C é possível predizer a velocidade de flutter, mas
também identificar meios de modifica-la através da manipulação de distâncias entre o
centro de massa e o centro aerodinâmico, inércias e magnitudes das derivadas
aerodinâmicas.
Movimento não-oscilatório conduzindo à divergência
Do mesmo modo como no caso do flutter, a solução do determinante da Equação V.14
pode também indicar um movimento com aumento contínuo de amplitude chamado de
divergência. Caso a parte real de ω seja zero, então, o movimento pode ser tanto
decrescente quanto crescente exponencialmente. Novamente em baixas velocidades, o
sistema tende a produzir soluções não nulas para ω R . Assim que a velocidade aumenta,
ω R pode diminuir para alguns modos. Caso ω R torne-se nulo antes do surgimento do
flutter, então o aumento subsequente na pressão dinâmica irá conduzir a uma solução
que é puramente imaginária e, consequentemente, a divergência física da estrutura.
Assi, a velocidade de divergência pode ser definida como a solução do determinante
para ω=0. Da Eq. V.17 obtém-se
Ou
( ) (V.18)
(V.19)
Na Eq. V.19, todos os termos são fixados para uma dada geometria de asa, exceto para
q. Pode-se então determinar a velocidade na qual o momento aerodinâmico torna-se
igual à rigidez torsional da asa, conduzindo a um caso de torção sem limites.

Referências desempenho
[1] - Filippone, A., ―Flight Performance of Fixed and Rotary Wing Aircraft,‖ Elsevier
Aerospace Engineering Series, 1 st Ed, 2006.
[2] - COLLAR, A.R.: The Expanding Domain of Aeroelasticity, The Journal of the
Royal Aeronautical Society, Vol. 50, pp. 613-636, August 1946.
[3] - GARRICK, I.E., A Survey of Aerothemoelasticity, Aerospace Engineering, Vol.
22, No. 1, pp. 140-147, January 1963.

VI.
Cálculo do custo direto operacional (Direct Operating Cost, DOC)
Para o cálculo do DOC aplicou-se a metodologia desenvolvida por Roskam (ROSKAM
1990).
Por essa metodologia, o DOC é função de três fatores:
Peso máximo de decolagem
Tempo de bloco
Consumo de combustível
O DOC pode ser dividido em cinco componentes:
Onde:
- custo por vôo
Custo por vôo -
– custo de manutenção
- custo de depreciação
– custo devido às taxas aeroportuárias, navegação e registro
– custo de financiamento
O custo por vôo, por sua vez, é subdividido em custo da tripulação, óleo e combustível e
seguro.
Onde:
- custo da tripulação
- custo de óleo e combustível
- custo com seguro
Custo com a tripulação -
O custo com a tripulação é obtido com a Equação VI.3.
∑{( ) [( ) ⁄ ] ( ⁄ ) ( ⁄ )}
Onde:
- número de membros da tribulação de cabine
J – tipo de membro:
- comandante
- co-piloto
- velocidade do bloco e é obtido da Equação VI.4.
⁄

– É a distância percorrida no bloco. Nesse caso, equivalente à soma das
distâncias entre as cidades da malha aérea
- tempo do bloco. Tempo total para percorrer a malha aérea
– salário anual pago aos membros da tripulação.
– número de horas voadas pelo membro da tripulação. Considerou-se o valor de
800 horas para cada membro da tripulação
– gasto do membro da tripulação por viagem. Usou-se o valor sugerido de 7
dólares por hora voada, para cada membro
Custo com óleo e combustível -
O custo gasto por bloco com óleo e combustível é estimado pela equação VI.5.
Onde:
⁄ ⁄
- quantidade total de combustível consumido no bloco. É a soma do combustível
gasto em cada trajeto da malha
Custo com o seguro -
⁄ - preço do combustível
⁄ - densidade do combustível
O custo do seguro é função do próprio DOC.
Custo de Manutenção -
O custo de manutenção pode ser subdividido, conforme a Equação VI.7.
Onde:
- custo da mão-de-obra de manutenção, da estrutura e sistemas
- custo da mão-de-obra de manutenção, dos motores
- custo com o material para a manutenção, da estrutura e sistemas
- custo com o material para manutenção dos motores
– outros custos de manutenção
Custo da mão-de-obra de manutenção da estrutura e sistemas -
O custo da mão-de-obra de manutenção, da estrutura e sistemas, é determinado pela
Equação VI.8.
( ) ( ⁄ )

Onde:
- números de horas por bloco, necessárias para a manutenção da estrutura e
sistemas. É obtido a partir da Equação VI.9.
- é o peso vazio diminuído do peso dos motores
⁄ - custo homem-hora para a manutenção
O fator 1.03 considera os custos extras, devido a atrasos nos vôos.
Custo da mão-de-obra de manutenção dos motores -
O custo de mão-de-obra para a manutenção de motores é determinado pela Equação
VI.10.
( ) ( ⁄ )
Onde, é o número de motores e = número de horas por bloco,
necessárias para a manutenção dos motores. É obtido através da Equação VI.11.
,*
⁄
+ ( ) -
- tração total de decolagem
- intervalo de revisão (overhaul)
⁄ - custo de homem-hora para a manutenção
Custo com material para manutenção da estrutura e sistemas -
O custo da manutenção, da estrutura e sistemas, é estimado pela Equação VI.12.
VI.13.
( ) ⁄
– custo dos materiais de manutenção, por hora voada. É obtido da Equação
- fator de correção do preço do ano base 1989. Como o DOC está sendo
calculado para o ano de 1989, esse fator vale 1.0.
vale 1.0.
- fator de tipo de aeronave. Para aeronaves acima de 10000 libras esse fator
– preço da aeronave, subtraído o preço dos motores.
- preço de mercado da aeronave em 1989
- preço do motor em 1989
- tração de decolagem por motor

Custo com o material para a manutenção dos motores -
O custo de material, para a manutenção dos motores, pode ser estimado da Equação
VI.19.
Onde:
( ) ⁄
- custo dos materiais de manutenção do motor, por hora voada. É obtido da
equação 2.188.
valor de 1.5
Outros custos de manutenção -
– fator de custo de peças de reposição do motor. Foi utilizado o
⁄
Os custos de manutenção, não incluídos nos quatro anteriores, foram juntados em
apenas um e pode ser obtido pela equação 2.190.
{( ) [( ) ( ) ( )
⁄
( )] ( ) [( ) ( )]}
2.190
Onde e são fatores para custo de mão-de-obra e material
respectivamente. Os valores sugeridos e os escolhidos estão na Tabela 0-1.
FATOR
INTERVALO DE VALOR
VALORES ESCOLHIDO
1.0 – 1.4 1.2
0.4 – 0.7 0.55
Tabela 0-1- Intervalos de valores para o fator de custo de mão-de-obra e
material.
Custo de depreciação -
O custo de depreciação pode ser dividido da seguinte forma:
Onde:
- custo de depreciação da aeronave, sem considerar os motores
- custo de depreciação do motor
- custo de depreciação do sistema de aviônicos
- custo de depreciação das peças de reposição da aeronave
- custo de depreciação das peças de reposição dos motores

Custo de depreciação da aeronave -
O custo de depreciação da aeronave, não considerando os motores, pode ser estimado
pela equação 2.191.
Onde:
( )
( )
– fator de depreciação da estrutura. Ver Tabela 0-2
- preço do sistema aviônico por aeronave
- período de depreciação. Ver Tabela 0-2
– utilização anual da aeronave. É obtido da equação 2.192.
Custo de depreciação do motor -
}
{
O custo de depreciação do motor é calculado pela equação 2.193.
( )
( )
- fator de depreciação do motor. Ver Tabela 0-2
- período de depreciação do motor. Ver Tabela 0-2
Custo de depreciação do sistema de aviônicos -
O custo de depreciação do sistema de aviônicos é obtido pela equação 2.194.
- fator de depreciação do sistema aviônico. Ver Tabela 0-2
- período de depreciação do sistema aviônico. Ver Tabela 0-2
Custo de depreciação das peças de reposição da aeronave -
O custo de depreciação das peças de reposição da aeronave pode ser estimado pela
equação 2.195.
( ) ( )
( )
- fator de depreciação, das peças de reposição da aeronave. Ver Tabela 0-2
- fator de peças de reposição da aeronave. Foi utilizado o valor de 0.10
- período de depreciação das peças de reposição da aeronave. Ver Tabela 0-2

Custo de depreciação das peças de reposição do motor -
O custo de depreciação das peças de reposição da aeronave pode ser calculado pela
equação 2.196.
( ) ( )
( )
- fator de depreciação das peças de reposição do motor. Ver Tabela 0-2
- fator de peças de reposição do motor. Foi utilizado o valor de 0.50.
- período de depreciação das peças de reposição do motor. Ver Tabela 0-2
ITEM
ESTRUTURA
MOTOR
AVIÔNICO
PEÇAS DE
REPOSIÇÃODA
ESTRUTURA
PEÇAS DE
REPOSIÇÃODO MOTOR
PERIODO DE
DEPRECIAÇÃO
Tabela 0-2-Valores de período e fatores de depreciação
Custo devido às taxas aeroportuárias, navegação e registro -
O custo total é soma das três taxas:
FATOR DE
DEPRECIAÇÃO
- custo decorrente das taxas aeroportuárias
– custo decorrente das taxas de navegação
- custo decorrente as taxas de registro
Custo decorrente das taxas aeroportuárias -
O custo decorrente das taxas aeroportuárias é calculado pela a equação 2.198.
Onde:
( ) ⁄
- custo do pouso, em função do peso da aeronave. É obtido da equação 2.199

Custo decorrente das taxas de navegação -
Custo devido às taxas de navegação é estimado pela equação 2.200.
( ) ⁄
- taxa de navegação, de uma aeronave, por vôo. O valor usado foi de 10 dólares
por vôo.
Custo decorrente das taxas de registro -
O custo com taxas de registro, também, é função do peso máximo de decolagem.
Onde:
Custo de financiamento -
O custo do financiamento pode se obtido através da equação 2.203; é função do próprio
DOC.

Matlab code for DOC and IOC calculation
%=====================================================%
% **** PROGRAM DIRECT OPERATING COST **** %
% BASED ON ROSKAM VOL VIII (Starting at PAG 144) %
% Author: B. Mattos - June 2014 %
%=====================================================%
% Input:
% Time_Block: block time in minutes
% Cons_Block: fuel burned for the stage length (kg)
% var.Range: block length in nm
% Sal.Captain: salary Captain (US$ in a year period)
% Sal.FO: salary first officer (US$ in a year period)
% weight_empty_kg: opertional empty weight (kg)
% weight_engine_kg: weight of a single engine (kg)
% MTOW: maximum takeoff weight (kg)
% NEng: number of engines;
% T0: takeoff thrust of a single engine (lbf)
% TBO: Time between overhaul for the engine (h)
% Fuel_price= fuel price (US$/Gallon)
clc
clear all
%% Constants
kg2lb = 2.20462262; % kg to conversion factor
%%
% ********** Example of airplane (input) data
Time_Block = 120;
Cons_Block = 6500;
var.Range = 900;
Sal.Captain = 85000;
Sal.FO = 50000;
weight_empty_kg = 22000;
weight_engine_kg = 800;
MTOW = 43090;
NEng = 2;
T0 = 13700;
TBO = 2500;
Fuel_price = 2.387;
%==============================%
% MISSION DATA %
%==============================%
tbl = Time_Block/60; % [HRS] BLOCK TIME EQ 5.6
Block_Range = var.Range; % [NM] BLOCK RANGE
vbl = Block_Range / tbl; % [KTS]BLOCK SPEED EQ 5.5
Uannbl = 1e+3 * (3.4546 * tbl + 2.994 - (12.289 * (tbl^2) -
5.6626 * (tbl) + 8.964)^(1/2)); % [HRS] ANNUAL UTILIZATION
%==============================%
% DOC Page 146 %
%==============================%
%==============================%
% DOC FLT %
%==============================%
%1) CREW COST -> Ccrew

nc1 = 1; % NUMBER OF CAPTAIN
nc2 = 1; % NUMBER OF FIRST OFFICER
kj = 0.26; % FACTOR WHICH ACCOUNTS FOR VACATION PAY, COST
TRAINING ...
% THESE DATA ARE ASSUMED TO BE APPLICABLE FOR 1990
SAL1 = Sal.Captain; % SALARY CAPTAIN [USD/YR]
SAL2 = Sal.FO; % SALARY FIRST OFFICER [USD/YR]
AH1 = 800; % [HRS]
AH2 = 800; % [HRS]
TEF1 = 7; % [USD/blhr]
TEF2 = TEF1; %TRAVEL EXPENSE FACTOR
Ccrew = (nc1 *((1 + kj)/vbl) * (SAL1/AH1) + (TEF1/vbl)) + ...
(nc2 *((1 + kj)/vbl) * (SAL2/AH2) + (TEF2/vbl)); %
[USD/NM] EQ 5.21 PAG 109
%2) FUEL AND OIL COST -> Cpol (PAG 148)
pfuel = Fuel_price; % PRICE [USD/GALLON]
dfuel = 6.74; % DENSITY [LBS/GALLON]
Wfbl = Cons_Block*kg2lb; % [LBS] OPERATIONAL MISSION FUEL
Cpol = 1.05 * (Wfbl / Block_Range) * (pfuel / dfuel); % EQ 5.30
PAG 116 5% DO DOC
%3) INSURANCE COST -> Cins (PAG 148)
% Cins = 0.02 * (DOC); % EQ 5.32 * PAG 117
% DOCflt = Ccrew + Cpol + Cins;
%==============================%
% DOC MAINT %
%==============================%
fnrev
= 1.03; % NON-REVENUE FACTOR. IT ACCOUNTS FOR EXTRA
MAINTENANCE COSTS INCURRED DUE FLIGHT DELAYS
%1) MAINTENANCE LABOR COST FOR AIRFRAME AND SYSTEMS -> Clab_ap (PAG
148)
weight_empty_lb = weight_empty_kg*kg2lb;
weight_engine_lb = weight_engine_kg*kg2lb;
Wa
= weight_empty_lb - NEng*weight_engine_lb; % [LBS]
AIRFRAME WEIGHT
MHRmap_bl = 3 * 0.067 * Wa /1000; % [mhrs/blhr] FIGURE 5.5 PAG
122
Rlap = 16; % [USD/mhr] RATE PER MANHOUR
Clab_ap = fnrev * MHRmap_bl * Rlap / vbl; % [USD/NM] EQ 5.34
PAG 119
%2) MAINTENANCE LABOR COST FOR ENGINES -> Clab_eng (PAG 149)
% bpr=razao de passagem
%
Tto
= NEng*T0; % lbf
Tto_Ne = Tto / NEng; % [LBS] TAKE-OFF THRUST PER ENGINE
Hem
= TBO; % [HRS] OVERHAUL PERIOD
Rleng = Rlap;
MHRmeng_bl = ((0.718 + 0.0317 * (Tto_Ne/1000)) * (1100/Hem) +
0.1); % [mhrs/blhr] FIGURE 5.6 PAG 123
Clab_eng = fnrev * 1.3 * NEng * MHRmeng_bl * Rleng / vbl; %
[USD/NM] EQ 5.36 PAG 120

%3) MAINTANENCE MATERIALS COST FOR AIRPLANE -> Cmat_ap (PAG 150)
%ENGINE PRICE
CEF
= (3.10/3.02); %FATOR DE CORRECAO DO PRECO
EP1989 = (10^(2.3044 + 0.8858 * (log10(Tto_Ne)))); % [USD] PAG
65 APPENDIX B4 EQ B10 PAG 351
EP = CEF * EP1989; %[1992]
%AIRPLANE PRICE
AEP1989 = (10^(3.3191 + 0.8043 * (log10(MTOW * kg2lb)))); %
[USD] PAG 89 APPENDIX A9 EQ A12 PAG 331
AEP = CEF * AEP1989; %[1992]
%AIRFRAME PRICE
AFP
= AEP - NEng * (EP); % [USD]
if MTOW * kg2lb >= 10000 % FIGURE 5.8 PAG 126
ATF = 1.0;
elseif MTOW * kg2lb < 10000 && MTOW * lb < 5000
ATF = 0.5;
else
ATF = 0.25;
end
CEFy = 1.0; % PAG 150
Cmat_apbhr = 30 * CEFy * ATF + 0.79*1e-5 * AFP; % PAG 150 FIGURE
5.8 PAG 126
Cmat_ap = fnrev * Cmat_apbhr / vbl; %[USD/NM] EQ 5.37 PAG 120
%4) MAINTANENCE MATERIALS COST FOR ENGINE -> Cmat_eng (PAG 150)
KHem = 0.021 * (Hem/100) + 0.769; % FIGURE 5.11 PAG 129
ESPPF = 1.5; % ENGINE SPARE PARTS PRICE PAG 133
Cmat_engblhr = (5.43*1e-5 * EP * ESPPF - 0.47)/KHem; % FIGURE
5.9 PAG 127
Cmat_eng = fnrev * 1.3 * NEng * Cmat_engblhr / vbl; %
[USD/NM] EQ 5.38 PAG 125
%5) APPLIED MAINTENANCE BURDEN COST -> Camb (PAG 151)
famb_lab = 1.2 ; % OVERHEAD DISTRIBUTION FACTOR LABOUR COST PAG
129 -> MIDDLE VALUE
famb_mat = 0.55; % OVERHEAD DISTRIBUTION FACTOR MATERIAL COST
PAG 129 -> MIDDLE VALUE
Camb = fnrev * (famb_lab * (MHRmap_bl * Rlap + NEng *
MHRmeng_bl * Rleng) + ...
famb_mat * (Cmat_apbhr + NEng * Cmat_engblhr)) / vbl; %
[USD/NM] EQ 5.39 PAG 125
% TOTAL MAINTENANCE COST
DOCmaint = Clab_ap + Clab_eng + Cmat_ap + Cmat_eng + Camb; %
[USD/NM] PAG 151
%==============================%
% DOC DEPRECIATION %
%==============================%
% (PAG 130)
% 1) AIRPLANE DEPRECIATION COST -> Cdap (PAG 151)
fdap
= 0.85; % AIRFRAME DEPRECIATION FACTOR TABELA 5.7 PAG
134
DPap = 10; % AIRPLANE DEPRECIATION PERIOD TABELA 5.7 PAG 134
ASP
= 2670000; % [USD] PAG 151 AVIONICS SYSTEM PRICE
APPENDIX C THE SAME VALUE WHICH WAS USED IN THE EXAMPLE

Cdap = fdap * (AEP - NEng * EP - ASP)/ (DPap * Uannbl *
vbl); % [USD/NM] EQ 5.41 PAG 130
%2) ENGINE DEPRECIATION FACTOR -> Cdeng (PAG 152)
fdeng = 0.85; % ENGINE DEPRECIATION FACTOR TABELA 5.7 PAG 134
DPeng = 7; % ENGINE DEPRECIATION PERIOD TABELA 5.7 PAG 134
Cdeng = fdeng * NEng * EP / (DPeng * Uannbl * vbl); %
[USD/NM] EQ 5.42 PAG 131
%3) AVIONICS DEPRECIATION FACTOR -> Cdav (PAG 152)
fdav
= 1.0; % AVIONICS DEPRECIATION FACTOR TABELA 5.7 PAG
134
DPav
= 5.0; % AVIONICS DEPRECIATION PERIOD TABELA 5.7 PAG
134
Cdav
= fdav * ASP / (DPav * Uannbl * vbl); % [USD/NM] EQ
5.44 PAG 131
%4) AIRPLANE SPARE PARTS DEPRECIATION FACTOR -> Cdapsp (PAG 152)
fdapsp
= 0.85; % AIRPLANE SPARE PARTS DEPRECIATION FACTOR
TABELA 5.7 PAG 134
fapsp = 0.1; % AIRPLANE SPARE PARTS FACTOR PAG 132
DPapsp = 10; % AIRPLANE SPARE PARTS DEPRECIATION PERIOD TABELA
5.7 PAG 134
Cdapsp = fdapsp * fapsp * (AEP - NEng * EP) / (DPapsp * Uannbl
* vbl); % [USD/NM] EQ 5.45 PAG 132
%5) ENGINE SPARE PARTS DEPRECIATION FACTOR -> Cdengsp (PAG 153)
fdengsp = 0.85; % ENGINE SPARE PARTS DEPRECIATION FACTOR TABELA
5.7 PAG 134
fengsp = 0.5; % ENGINE SPARE PARTS FACTOR PAG 133
ESPDF = 1.5; % ENGINE SPARE PARTS PRICE FACTOR PAG 133
DPengsp = 7.0; % ENGINE SPARE PARTS DEPRECIATION PERIOD TABELA
5.7 PAG 134
Cdengsp = fdengsp * fengsp * NEng * EP * ESPDF / (DPengsp *
Uannbl * vbl); % [USD/NM] EQ 5.46 PAG 133
% TOTAL DEPRECIATION COST
DOCdepr = Cdap + Cdeng + Cdav + Cdapsp + Cdengsp; % [USD/NM]
PAG 153
%==============================%
% DOC TAXES %
%==============================%
% (PAG 130)
% 1) COST OF LANDING FEES -> Clf (PAG 154)
Caplf
= 0.002 * MTOW * kg2lb; % EQ 5.49 PAG 135 AIRPLANE
LANDING FEE PER LANDING
Clf = Caplf / (vbl * tbl); % [USD/NM] EQ 5.48 PAG 135
LANDING FEE
% 2) COST OF NAVIGATION FEES -> Cnf (PAG 154)
Capnf = 10; % [USD/FLIGHT] PAG 136 OPERATIONS OUTSIDE THE USA
Cnf = Capnf / (vbl * tbl); % [USD/NM] EQ 5.52 PAG 135
% 3) COST OF REGISTRY FEES -> Crf (PAG 154)
frt
= 0.001 + 1e-8 * MTOW * kg2lb;
%Crt = frt * DOC; % EQ 5.53 PAG 136

% DOClnr = Clf + Cnf + Crt;
%==============================%
% TOTAL DOC %
%==============================%
DOC = (Ccrew + Cpol + DOCmaint + DOCdepr + Clf + Cnf) / (1 - (0.02
+ frt + 0.07)); % [USD/NM] PAG 155
fprintf('\n DOC = %5.2f US$/nm \n',DOC)
%==============================%
% IOC PAG 155 %
%==============================%
fioc = - 0.5617 * log (Block_Range) + 4.5765; % FIGURE 5.12 PAG 139
IOC = fioc * DOC; % [USD/NM] EQ 5.56 PAG 137

VII.
Erros e corretivos em aviões
Este Capítulo aborda alguns e erros comumente vistos em aviões e a aplicação de
corretivos (remendos) colocados em aviões com o intuito de corrigir problemas
observados em ensaios em voo ou durante a operação em linha. Estas modificações
estão fora do escopo de projeto conceitual, mas são importantes para que já se considere
aí a realização de um trabalho de primeira linha, que evite o surgimento de problemas
graves facilmente evitáveis na maioria dos casos. São problemas que os fabricantes
aeronáuticos julgaram ter o custo proibitivo para realizar um reprojeto eficaz.
Geradores de vórtice (GV) são chapas colocadas nos mais diversos pontos do avião para
melhorar alguma característica, seja de qualidade de voo ou até mesmo redução de
arrasto. Eles são os dispositivos mais comuns usados como corretivo. Eles têm diversos
tamanhos, dependendo da espessura da camada limite na região onde serão instalados.
A Fig. VII.1 ilustra o seu efeito no escoamento.
Figura VII.1 – Efeito dos geradores de vórtice (GV) no escoamento.
Os gerados têm diversos formatos, podendo ser triangulares ou retangulares. O fato é
que qualquer ―asainha‖ de baixo alongamento com sustentação gera um forte vórtice de
ponta. Para que os GV adquiram sustentação, eles obviamente não podem estar
alinhados com o escoamento local. Em asas eles são normalmente dispostos em fileiras
na direção da envergadura. São colocados também em empenagens verticais e
horizontais de váris modelos de avião. A Fig. VII.2 mostra o seu emprego na
empenagem horizontal canard de um pequeno avião da aviação geral.

Figura VII.2 – Geradores de vórtice colocados na empenagem horizontal canard
de um pequeno avião (Foto: autor).
Alguns tipos de GV são colocados em naceles de motor para tentar recuperar partes das
características perdidas com a sua instalação (Fig. VII.3). O motor colcoado debaixo
das asas cause uma perturbação considerável do escoamento da asa, tornando-o prone à
separação em ângulos menores do que o desejável. Paraaumentar o coeficiente de
sustentação máxima, coloca-se chapas triangulares na nacele. O vórtice gerado nesta
condinção percorre um longo caminho até encontrar a asa e energizar a camada limite
(Fig. VII.4). Na figura, a condenção do vapor d’água acontece apenas no núcleo do
vórtice, onde a queda de pressão e mais acentuado devido a maior velocidade de rotação
nesta região. De fato, o vórtice é muito maior do que se pode ver na figura.
Fig. VII.3 – Gerador de vórtice colocado na nacele do motor para melhorar
características em elevados ângulo de ataque (Foto: autor).

a. Vortilons
Figura VII.4 – Trajetória do vórtice gerado na nacele.
Vortilons (Fig. VII.5) são geradores de vórtice colocados no bordo de ataque de asas,
na região do intradorso, com o intuito de produzir vórtices que em ângulos de ataque
moderados para altos irão ajudar a camada limite a permanecer colada. Assim, eles
permitem em alguns casos aumento do coeficiente de sustentação máxima e ajudam a
diminuir a força de rolamento no estol. Em geral, melhoram o manejo em baixas
velocidades. Eles são efetivos apenas em asas enflechadas.
Vortilons foram introduzidos no McDonnell DC-9 para corrigir problemas de estol
profundo (Deep stall) [1].
A condição indesejável que o vortilon irá corrigir pode ser provocada por torção
inadequada ou insuficiente da asa, perfilagem prone a descolamento em ângulos de
ataque de moderados a altos, aileron mal projetado e coisas afins.
Vortilons produzirão mais arrasto em outras fases do voo quando não estando em
coeficientes de sustentação muito elevados. Além disso, devem ser degelados, custando
eficiência energética do avião, e oferecem risco de alguém se ferir quando em operação
no solo, dependendo da altura deles em relação ao solo.

Figura VII.5 – Vortilons.
b. Geradores de vórtice em frente ao para-brisa
Aqui, o problema se deve à forma inadequada no nariz e/ou, também, de sua junção
com o para-brisa. Assim, o escoamento desacelera muito rapidamente (o caminho desde
a estagnação na ponta do nariz é curto) e tende a se separar ou, no mínimo, a camada
limite experimenta um crescimento considerável de sua espessura.
Para evitar a separação e consequente aumento do arrasto e ruído, empregam-se
geradores de vórtice (Fig. VII.6), os quais devem ter seu teço superior acima da camada
limite para poder energizar corretamente a camada limite.
Figura VII.6 – Geradores de vórtice em frente ao para-brisa (Foto: autor).

c. Descarregador de eletricidade estática
Não há como evitar a colocação de descarregadores de eletricidade estática (Fig. VII.7)
nas superfícies do avião: o atrito do ar carrega eletricamente a superfície metálica das
aeronaves aumentando o risco de de acidentes.
Como a espessura da camada limite no extradorso é consideravelmente maior do que no
intradorso, o arrasto de interferência será maior se os descarregadores forem colocados
na parte superior da asa, como mostrado na imagem à esquerda da Fig. VII.7. À
imagem à direita ilustra a colocação correta dos descarregadores estáticos.
Figura VII.7 – Descarregadores de eletricidade estática.
d. Variação da seção da fuselagem na região da asa
Quando a fuselagem experimenta uma contração de seção (Fig. VII.8), a variação de
pressão, ou seja, o gradiente de pressão, este fica acentuado e, consequentemente, a
camada limite engrossa consideravelmente. Como o arrasto de interferência é causado
pela confluência das camadas limites da asa e fuselagem, obtém-se com estes tipos de
geometria valores proibitivamente elevados para o coeficiente de arrasto. Infelizmente,
ensina-se em muitos livros didáticos a ―regra das áreas‖ para redução do arrasto de onda
em escoamentos com elevados números de Mach locais (tanto transônicos quanto
supersônicos), a qual preconiza que se deve variar a seção da fuselagem quando esta
encontra a asa. Neste caso, deve-se sempre considerar o componente de arrasto de
interferência, para a que a redução no arrasto de onda não fique comprometida.
Adicionalmente, os custos de fabricação e o peso da aeronave aumentam quando se faz
fuselagens de geometrias mais complexas.

Figura VII.8 – Exemplo de seção de fuselagem variando na região da asa.
e. Geradores de vórtice no cone de cauda
A Fig. VII.9 mostra uma fileira de geradores de vórtice colocados no cone de cauda de
um avião de transporte de passageiros, o Boeing 737. Eles foram instalados com o
intuito de recolar o escoamento no final do cone de cauda. A camada limite nesta região
é bastante espessa, pois o escoamento já passou por imperfeições tais como antenas,
janelas, portas, cabeças de rebites, emendas de chapa, etc... e ainda está desacelerando,
pois no final da fuselagem há uma região de estagnação e, portanto, a pressão está
aumentando (gradiente adverso) praticamente desde que o escoamento deixou a parte da
fuselagem com seção constante. Pode-se notar que as empenagens estão muito próximas
ao final do avião, onde há a saída de gases do APU para o meio ambiente. Isto faz com
que elas percam eficiência devido a um escoamento com baixa velocidade associado
com o engrossamento da camada limite.
A Fig. VII.10 mostra o reprojeto do cone de cauda feito para a variante MAX do
Boeing 737. Na fuselagem original nota-se uma separação na parte posterior da junção
da fuselagem com a empenagem horizontal. Com o reprojeto a separação desapareceu.
No cone de cauda do Airbus A320 (Fig. VII.11), as empenagens estão a uma boa
distância do final da fuselagem e devem experimentar um escoamento com linhas de
corrente mais suaves. A extensão do cone cauda confere maior esbeltez à fuselagem,
reduzindo o seu arrasto. Contudo, ela adiciona peso à configuração, mas o benefício
final deve ser satisfatório, naturalmente.

Figura VII.9 – Geradores de vórtice colocados no cone de cauda.
Figura VII.7 – Reprojeto do final do cone de cauda do Boeing 737 feito para a
variante MAX (Imagem: Boeing Co.).

Figura VII.11 – Cone de cauda do A320 (Foto: autor).
Referências Seção de Corretivos
[1] - “The DC-9 and the Deep Stall”. FLIGHT International: 442. 25 March
1965. Retrieved 2011-10-07.

VIII.
Bibliografia
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Conference. Newport, Rhode Island, 2006.
TORENBEEK, E. Synthesis of Subsonic Airplane Design. Rotterdam: Delft University
Press, 1976.

V-speed
designator
V 1
V 2
V 2min
V 3
V 4
V A
Apêndice I
Regulatory V-speeds (Source: Wikipedia)
Description
Critical engine failure recognition speed.
Takeoff safety speed. The speed at which the aircraft may safely become
airborne with one engine inoperative.
Minimum takeoff safety speed.
Flap retraction speed.
Steady initial climb speed. The all engines operating take-off climb speed
used to the point where acceleration to flap retraction speed is initiated.
Should be attained by a gross height of 400 feet.
Design maneuvering speed. This is the speed above which it is unwise to
make full application of any single flight control (or "pull to the stops") as it
may generate a force greater than the aircraft's structural limitations.
V at
V B
V C
V cef
V D
V DF
V EF
V F
V FC
V FE
V FTO
V H
V LE
Indicated airspeed at threshold, which is equal to the stall speed V S0
multiplied by 1.3 or stall speed V S1g multiplied by 1.23 in the landing
configuration at the maximum certificated landing mass. If both V S0 and
V S1g are available, the higher resulting V at shall be applied. Also called
"approach speed".
Design speed for maximum gust intensity.
Design cruise speed, used to show compliance with gust intensity loading.
See V 1 ; generally used in documentation of military aircraft performance.
Design diving speed.
Demonstrated flight diving speed.
The speed at which the Critical engine is assumed to fail during takeoff.
Designed flap speed.
Maximum speed for stability characteristics.
Maximum flap extended speed.
Final takeoff speed.
Maximum speed in level flight at maximum continuous power.
Maximum landing gear extended speed. This is the maximum speed at
which it is safe to fly a retractable gear aircraft with the landing gear
extended.

V LO
V LOF
V MC
V mca
V mcg
V mcl
V MO
V MU
V NE
V NO
V O
V R
V rot
V Ref
V S
V S0
V S1
V SR
Maximum landing gear operating speed. This is the maximum speed at
which it is safe to extend or retract the landing gear on a retractable gear
aircraft.
Lift-off speed.
Minimum control speed with Critical engine inoperative.
Minimum control speed in the take-off configuration – the minimum
calibrated airspeed at which the aircraft is directionally controllable in flight
with a sudden Critical engine failure and takeoff power on the operative
engine(s).
Minimum control speed on the ground – the minimum airspeed at which the
aircraft is directionally controllable during acceleration along the runway
with one engine inoperative, takeoff power on the operative engine(s), and
with nose wheel steering assumed inoperative.
Minimum control speed in the landing configuration with one engine
inoperative.
Maximum operating limit speed.
Minimum unstick speed.
Never exceed speed.
Maximum structural cruising speed or maximum speed for normal
operations.
Maximum operating maneuvering speed.
Rotation speed. The speed at which the aircraft's nose wheel leaves the
ground. Also see note on V ref below.
Used instead of V R (in discussions of the takeoff performance of military
aircraft) to denote rotation speed in conjunction with the term V ref (refusal
speed),
Landing reference speed or threshold crossing speed.
(In discussions of the takeoff performance of military aircraft, the term V ref
stands for refusal speed. Refusal speed is the maximum speed during
takeoff from which the air vehicle can stop within the available remaining
runway length for a specified altitude, weight, and configuration. )
Incorrectly, or as an abbreviation, some documentation refers to V ref and/or
V rot speeds as "V r ."
Stall speed or minimum steady flight speed for which the aircraft is still
controllable.
Stall speed or minimum flight speed in landing configuration.
Stall speed or minimum steady flight speed for which the aircraft is still
controllable in a specific configuration.
Reference stall speed.

V SR0
V SR1
V SW
V TOSS
V X
V Y
Reference stall speed in landing configuration.
Reference stall speed in a specific configuration.
Speed at which the stall warning will occur.
Category A rotorcraft takeoff safety speed.
Speed that will allow for best angle of climb.
Speed that will allow for the best rate of climb.