chieftan cessna

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chieftan cessna

Mini-curso: Ferramentas de análise
de Ensaios em Voo aplicadas a
acidentes aeronáuticos.
Joaquim Neto Dias – 1º Ten Eng
Instituto de Pesquisas e Ensaios em Voo
- - - - Anais do 7º Simpósio de Segurança de Voo (SSV 2014) - Direitos Reservados - Página 12 de 843 - - - -
SSV 2014 – São José dos Campos, SP
Objetivos
• Apresentar os aspectos técnicos mais relevantes que contribuíram
para o acidente com a aeronave LET-410 PR-NOB em Recife, em 13
de julho de 2011;
• Compreender os aspectos mais relevantes do voo em condição
monomotor (desempenho e qualidades de voo);
• Apresentar a sequência de investigação aeronáutica aplicada ao
acidente do LET-410;
• Identificar os aspectos da pilotagem com motor em pane mais
críticos neste acidente.
Roteiro
• Apresentação dos dados/vídeo do FDR
• Hipóteses levantadas
• Características do voo com tração assimétrica:
• Desempenho
• Qualidades de voo (QDV)
• Análise dos dados do FDR
• Análise das hipóteses
• Considerações adicionais
• Conclusões
Aviso à audiência:
“Esta análise não complementa nem contradiz o Relatório Final
da investigação divulgado pelo CENIPA (Centro de Investigação e
Prevenção de Acidentes Aeronáuticos). Este trabalho concentra-se
em mostrar como foram feitas as análises técnicas conduzidas pelo
Instituto de Pesquisas e Ensaios em Voo (IPEV), em apoio prestado
ao CENIPA durante a investigação, de modo que as conclusões
deste trabalho estão em consonância com aquelas apresentadas
no Relatório Final.”
Histórico do acidente:
Às 6h50min, a
aeronave decolou
da pista 18 de SBRF
(Aeroporto dos
Guararapes –
Gilberto Freyre, em
Recife – PE) com
destino à SBNT
(Aeroporto Augusto
Severo, em Natal –
RN), com dois
tripulantes e
quatorze
passageiros a
bordo.
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Aproximadamente
14 segundos após o
“lift-off”, houve falha
do motor esquerdo
14s
Após o cruzamento
da cabeceira oposta,
o copiloto informou
que a aeronave
regressaria para
pouso,
preferencialmente
na pista 36, e pediu
pista livre.
A aeronave desviou
a trajetória para a
esquerda,
ultrapassou a linha
do litoral e, em
seguida, a cerca de
400 ft de altitude,
iniciou uma curva de
retorno pela direita,
sobre o mar.
Após,
aproximadamente,
90 de curva, ao
chegar próximo à
linha do litoral, a
aeronave reverteu a
inclinação, iniciando
uma curva pela
esquerda,
afastando-se da
linha do litoral.
Após cerca de 270
de curva, nivelou as
asas, aproando a
área do aeroporto,
tendo o co-piloto
informado, ainda
antes de cruzar a
linha do litoral, que
faria um pouso de
emergência na
praia.
Reconstituição com dados do FDR:
Hipóteses levantadas
Apesar da falha do motor número 1 após a decolagem, a aeronave LET-410 é
certificada para o voo com apenas um motor operante, conforme os requisitos
aplicáveis do FAR 23.
Hipóteses levantadas:
1) Erro na configuração da aeronave, uma vez que os flapes não foram recolhidos
durante todo o voo.
2) Erro no procedimento de emergência, tendo em vista que a aeronave não atingiu a
altura de 1.500 pés AGL previstos pelo Manual de Voo em caso de falha de um
motor após a decolagem.
3) Perda de controle em voo, o que teria impedido o retorno ao aeroporto.
4) Falha no funcionamento do Auto Bank Control (ABC), que melhora o controle
direcional da aeronave em caso de falha de motor.
Informações sobre a aeronave
• Bimotor turbo-hélice;
• Hélices penta-pá;
• Potência de 751 HP;
• Fabricado pela Let Aircraft, da
República Tcheca;
• Configuração de asas altas;
• Capaz de operar em pistas curtas;
• Capacidade para 19 passageiros;
• Largamente utilizado em todo o
mundo, principalmente nas rotas
regionais;
• Cerca de 1.100 aeronaves
produzidas.
Desempenho do voo monomotor
Enquanto a tração que impulsiona a aeronave é reduzida à metade, a razão
de subida da aeronave é reduzida a apenas 10% ou 20% daquela em condição
bimotora, devido a:
• Ângulos de derrapagem;
bimotora, devido a:
V
bimotora, devido a:
• Deflexão de superfícies de
comando;
bimotora, devido a:
comando;
• Dependendo da velocidade
e da configuração da
aeronave, a razão de subida
pode ser anulada ou tornarse negativa:
VZ =
T −D
⋅V
W
•T é a tração do(s) motor(es);
•D é o arrasto da aeronave;
•W é o peso;
•V é a velocidade de voo.
bimotora, devido a:
comando;
T, D
T −D
VZ =
⋅V
W
Arrasto
Bimotor
Excesso de
potência
Velocidade de voo
bimotora, devido a:
comando;
T, D
T −D
VZ =
⋅V
W
Arrasto
Bimotor
Mono
Excesso de
potência
Velocidade de voo
bimotora, devido a:
comando;
Razão
de
subida
T −D
VZ =
⋅V
W
Bimotor
Mono
Velocidade de voo
Bimotores a pistão
Normal
(ft/min)
Beech Baron 58
1.694
Beech Duke
1.601
Beech Queen Air
1.275
Cessna 310
1.495
Cessna 340
1.500
Cessna 402B
1.610
Cessna 421B
1.850
Piper Aztec
1.490
Piper Navajo Chieftain
1.390
Piper Pressurized Navajo 1.740
Piper Seneca
1.860
Média
1.591
Mono
(ft/min)
382
307
210
327
250
225
305
240
230
240
190
264
Perda (%)
80,70
80,82
83,53
78,13
83,33
86,02
83,51
83,89
83,45
86,21
89,78
83.58
Bimotores turbo-hélice
Beech King Air 90
Mitsubishi MU2-J
Rockwell
Commander 690A
Swearingen Merlin
III
Média
Normal
(ft/min)
1.870
2.690
Mono
(ft/min)
470
845
Perda
(%)
74,87
68,59
2.849
893
68,66
2.530
620
75,49
2.485
707
71,90
Bimotores a jato
Cessna Citation
Falcon F
Falcon 10
Gates Learjet 24D
Grumman Gulfstream II
Hawker Siddeley HS
125-600
IAI 1123 Westwind
Rockwell Sabre 75A
Média
Normal
(ft/min)
3.100
3.300
6.000
6.800
4.350
Mono
(ft/min)
800
800
1.500
2.100
1.525
Perda
(%)
74,19
75,76
75,00
69,12
64,94
3.550
663
81,32
4.040
4.300
4.430
1.100
1.100
1.200
72,77
74,42
73,44
Qualidades de voo em condição mono
Condição inicial:
• Voo reto e nivelado
• Equilíbrio de forças e
momentos que agem na
aeronave.
Após uma falha repentina do
motor esquerdo, a tração T no motor
direito naturalmente gera um momento
de guinada MT à esquerda:
Assimetria de tração;
Desequilíbrio de momentos.
Para contrariar este momento de
guinada, o piloto deve aplicar uma
deflexão de leme δr à direita:
Novo equilíbrio de momentos;
A deflexão de leme gera uma
força lateral na empenagem vertical.
A força lateral gerada no
estabilizador vertical Fδr não é
equilibrada por nenhuma força:
Necessidade
de
criar
derrapagem, de modo a evitar que
aeronave comece a derivar à
esquerda.
Aplicando-se mais deflexão de
pedal, a aeronave adquire um ângulo de
derrapagem β que gera uma componente
de força lateral Fβ na fuselagem.
A aeronave conseguirá voar em
linha reta, porém em voo derrapado com
as asas niveladas.
Para uma dada velocidade, existe
uma deflexão de pedal aplicada pelo
piloto que permitirá atingir o equilíbrio.
Equilíbrio depende de dois fatores que se opõem: capacidade do motor
de gerar guinada (MT) e capacidade da aeronave de gerar momento
contrário com aplicação de leme (Mδr).
Momento propulsivo:
M T = Tração x Braço
M T = T x yT
yT (constante)
Momento propulsivo:
M
M T = Tração x Braço
M T = T x yT
MT (hélice)
MT (jato)
V
Momento aerodinâmico:
M
Mδr aumenta com o quadrado da
velocidade de voo e com a própria
deflexão do pedal:
Máx δr
δr=10
δr=5
M δr ∝ V 2 , δr
V
Comparando-se os dois gráficos (para o caso de aeronave a hélice apenas):
M M
T
M
MT (hélice)
Mδr (máxima
deflexão)
δr=10
δr=5
V
M
Máx δr
δr=10
δr=5
V
Quanto menor a velocidade,
maior a deflexão de pedal
V de Segurança de Voo (SSV 2014) - Direitosnecessária.
- - - - Anais do 7º Simpósio
Reservados - Página 44 de 843 - - - SSV 2014 – São José dos Campos, SP
Comparando-se os dois gráficos (para o caso de aeronave a hélice apenas):
M M
T
M
MT (hélice)
Mδr (máxima
deflexão)
V
M
Máx δr
δr=10
δr=5
VMCA
V
V
Conceito de Vmca
Haverá uma velocidade limite em que
o equilíbrio é obtido com deflexão total de
comando, abaixo da qual não é mais
possível manter o rumo.
M
MT (hélice)
Qualquer nova redução de velocidade
causará uma guinada para o lado do
motor inoperante, acompanhada de um
rolamento, ambos involuntários.
Mδr (máxima
deflexão)
VMCA
V
Efeito da inclinação lateral
Ainda é possível obter equilíbrio com
uma velocidade menor rolando-se a
aeronave para o lado do motor operante
(pequenos ângulos – até 5 ou 10 ).
Excesso de comando direcional e a
aeronave guinará para o lado do motor
operante. Pode-se então:
1) Reduzir a deflexão de pedal; ou
2) Reduzir a velocidade de voo,
mantendo batente de leme.
A rigor, para cada valor de inclinação
lateral, haverá uma
nova Vmca.
- - - - Anais do 7º Simpósio de Segurança de Voo (SSV 2014) - Direitos Reservados - Página 47 de 843 - - - SSV 2014 – São José dos Campos, SP
Efeito da inclinação lateral
Os requisitos de certificação
permitem que a aeronave seja inclinada
lateralmente em até 5 , durante os
ensaios de Vmca.
Outro efeito da inclinação lateral:
redução do ângulo de derrapagem.
O vento relativo lateral passa a
incidir de baixo para cima na aeronave,
transformando o ângulo de derrapagem
em ângulo de ataque.
Três principais casos de equilíbrio
Dentre todas as combinações de equilíbrio possíveis, três são notáveis:
1) Asas niveladas;
2) Pequena inclinação lateral (para o
lado do motor operante), gerando
derrapagem muito próxima de zero;
3) Força nos pedais nula.
Três principais casos de equilíbrio
Asa niveladas
φ = 5°
Pedais livres
Ângulo de derrapagem
8°
2-3º
15-20°
Inclinação lateral
0°
5°
>20°
Força requerida no pedal
50 kgf
35 kgf
0 kgf
Valor da Vmca
85 kt
80 kt
<80 kt
100 ft/min
150 ft/min
-100 ft/min
Razão de subida
Análise dos dados do FDR
Durante a investigação, solicitou-se ao fabricante da aeronave o valor de
razão de subida nas seguintes condições:
•
•
•
•
•
•
Peso: Maximum take-off weight
Posição dos flapes: Flaps 18º (posição de decolagem)
Motores: motor esquerdo inoperante
Altitude: nível do mar
Temperatura: 23ºC
Ajuste altimétrico: 1015 hPa
120
100
80
Vc (kt)
Nestas condições, considerando
uma falha do motor esquerdo
após a velocidade de decisão
(V1), a razão de subida da
aeronave na V2 (92 kt) seria de
1,03 m/s = 203 ft/min.
60
40
20
0
400
200
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- Página 52
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0
06:49:40
A aeronave passa a voar em
velocidades perigosamente
baixas:
Vmca = 84 kt
Vestol = 75 kt
600
Altitude (ft)
A aeronave é capaz de ganhar
energia até 400 ft.
Por que a aeronave ganhou energia até certo ponto e depois foi incapaz de
manter esta condição?
Após o pico de altitude (400 ft), vários fatos aconteceram:
• o motor esquerdo (em pane) foi cortado;
• a aeronave entrou em curva;
• o Auto Bank Control (ABC) passou a atuar no lado direito;
• a aeronave chegou a voar em velocidades inferiores à VMCA.
Cada um destes acontecimentos influenciou em maior ou menor grau o
desempenho e o controle da aeronave.
Dentre as hipóteses aventadas, surgiram:
1) Erro na configuração da aeronave, uma vez que os flapes não foram
recolhidos durante todo o voo.
Segundo o Manual de Voo, o procedimento de pane monomotor após a
decolagem previa o recolhimento dos flapes após atingir 400 ft AGL (Above
Ground Level). Entretanto, os flapes permaneceram na posição de decolagem
durante todo o voo. Com flapes baixados, a aeronave tem um acréscimo de
arrasto, o que pode dificultar o ganho de energia.
2) Erro na execução do procedimento de emergência.
A aeronave não atingiu a altura de 1.500 ft AGL previstos pelo Manual de Voo
em caso de falha de um motor após a decolagem.
3) Falha no funcionamento do sistema automático de controle de
inclinação lateral (ABC).
Em caso de pane no motor esquerdo,
este sistema deflete automaticamente
uma pequena superfície no extradorso
da asa direita, semelhante a um
spoiler, de modo a reduzir o momento
de guinada e de rolamento à
esquerda que sucedem a perda do
motor. Deste modo, minimiza a
possibilidade de perda de controle
direcional da aeronave em caso de
falha de motor.
Em condições normais, este sistema atua quando o torque do motor cai
rapidamente enquanto a manete de potência está em posição avançada, o
que configuraria pane do motor.
O Manual de Voo prevê que a superfície seja recolhida ao atingir 200 ft
AGL, uma vez que sua abertura acarreta aumento do arrasto.
120
100
80
Vc (kt)
No caso em análise, o ABC só atuou
quando a aeronave já estava a 400 ft
AGL;
60
ABC aberto
40
20
0
600
Altitude (ft)
Além disso, continuou ativado
durante todo o voo.
400
200
Tempo (HH:MM:SS)
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0
4) Excesso de peso.
O Manifesto de Carga do voo tinha como peso máximo 6.600 kgf, quando na
verdade, segundo o Manual de Voo, a aeronave estaria restrita a 6.430 kgf. A
aeronave decolou com 6.500 kgf, estando 70 kgf acima do limite real.
5) Perda de controle em voo.
Havendo perda de controle em voo, seja por estol ou por perda de controle
direcional, o impacto com o solo seria inevitável devido à baixa altitude de
voo, impedindo o retorno ao aeroporto.
Análise das hipóteses
1) Erro na configuração da aeronave (flapes).
Pelos dados do FDR, vê-se que a aeronave é capaz de ganhar energia até a
altitude de 400 ft, mesmo com os flapes baixados. Assim, esta configuração
não foi responsável pela perda de energia subsequente.
2) Erro na execução do procedimento de emergência.
Tendo em vista a intenção da tripulação de pousar na cabeceira oposta, não
faria sentido subir até 1.500 ft. Da mesma forma, não seria necessário
recolher os flapes, pois logo em seguida seria necessário baixá-los para o
pouso.
120
100
80
Vc (kt)
O fato de o ABC não funcionar no
instante da falha prejudicou
momentaneamente o controle da
aeronave.
60
ABC aberto
40
20
0
600
Altitude (ft)
O atraso no funcionamento deve estar
relacionado ao fato de haver tração
residual no motor em falha.
FEATHER
400
200
Tempo (HH:MM:SS)
06:54:40
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0
Segundo dados do fabricante, a abertura do ABC acarretou uma redução na
razão de subida em 0,1 m/s até o final do voo, o que equivale a uma perda
de 20 ft/min.
Cerca de 12s depois, o motor esquerdo foi finalmente embandeirado,
acarretando perda de tração residual. Com isso, o fabricante afirma que 0,8
m/s de razão de subida foram perdidos. Entretanto, esta tração adicional não
estava contabilizada na previsão de 1,03 m/s (203 ft/min).
Portanto, a aeronave ainda teria razão de subida positiva de: (203 – 20) =
183 ft/min. O ABC, sozinho, não explica a perda de desempenho.
4) Excesso de peso.
Ainda segundo o fabricante da aeronave, o excesso de peso na decolagem
acarretaria uma perda de 0,2 m/s na razão de subida, ou cerca de 40 ft/min.
Com isso, verifica-se que a razão disponível para a aeronave, neste
momento, é de: 203 - 20 - 40 = 143 ft/min. Portanto, apenas os fatores
avaliados até agora não justificam a perda de energia.
Há dois casos a serem considerados:
• Perda de controle no eixo longitudinal (estol a baixa altura); e
• Perda de controle direcional (voo abaixo da Vmca).
Longitudinal:
Com relação à perda de controle no eixo longitudinal, segundo o Manual de
Voo a velocidade de estol seria de 76 kt. A aeronave permaneceu acima de
76 kt quase sempre, com exceção dos últimos segundos.
A perda de altitude foi gradual até o impacto, de onde se conclui que não
ocorreu estol na fase intermediária do voo. Se tivesse havido estol, a
aeronave perderia altitude rapidamente e provavelmente colidiria com o solo,
pois a baixa altitude não permitiria a recuperação.
120
100
Direcional:
Vmca do Manual
60
40
20
0
600
Altitude (ft)
Com relação à perda de controle
direcional, segundo Manual de
Voo, a VMCA com flapes 18
seria de 84 kt. A aeronave
atingiu velocidades bem mais
baixas que 84 kt, sem perder o
controle direcional, o que não
significa que o Manual de Voo
esteja incoerente.
Vc (kt)
80
400
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(HH:MM:SS)
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0
Direcional:
Os regulamentos
permitem que a VMCA
seja definida a critério do
fabricante com inclinação
lateral máxima de 5 . O
voo abaixo desta
velocidade somente foi
possível devido ao
excesso de inclinação
lateral e de derrapagem
na segunda metade do
voo.
81 kt
Direcional:
Além disso, visualizando-se
a trajetória de voo, vê-se
que a aeronave foi capaz
de manter voo reto na fase
final do voo. Ou seja, se
tivesse havido perda de
controle direcional, a
aeronave gradualmente
iniciaria uma curva à
esquerda.
Direcional:
Dessa forma, conclui-se que a perda gradual de energia não foi causada
por nenhum tipo de perda de controle em voo. Entretanto, o voo em
velocidades abaixo da Vmca levanta outras suspeitas.
O excesso de inclinação lateral de asas não é permitido pelos
regulamentos de certificação porque normalmente acarreta excesso de
derrapagem, comprometendo o desempenho em subida.
O ângulo de derrapagem é um parâmetro que não consta no FDR,
devendo ser estimado a partir de outras informações.
Influência do ângulo de derrapagem
Para a condição de asas niveladas (ou pequenas
inclinações laterais):
O ângulo de derrapagem é dado pela diferença entre o
rumo e a proa da aeronave:
Rumo: direção da trajetória do CG da aeronave.
Proa: direção para a qual aponta o nariz da aeronave.
Se a proa da aeronave coincidir com o seu rumo,
significa que o seu vetor velocidade está alinhado com a
fuselagem, ou, em outras palavras, que a derrapagem é
nula.
β<0
Com as informações de latitude e longitude, é possível calcular o rumo em
relação ao solo. Ou seja, em que direção estava se deslocando o centro de
gravidade da aeronave.
Entretanto, a informação disponível no
FDR é de proa magnética, que é diferente
da proa verdadeira (ou geográfica) devido
à declinação magnética.
A declinação magnética em Recife na data
do acidente era de 22 20’. Portanto:
β = (Rumo + 22°20') − ψ
β = (Rumo + 22°20') − ψ
Derrapagem estimada (º) Ângulos de rumo e proa (º)
300
200
100
Rumo + declinação
Proa magnética
0
-100
20
0
Hora (HH:MM:SS)
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-20
300
200
2
100
1
Rumo + declinação
Proa magnética
0
4
-100
20
3
0
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4
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2
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06:50:40
1
-20
Hora (HH:MM:SS)
Trechos 1 e 2:
Durante o trecho de voo desde a decolagem até a primeira curva à direita,
verifica-se que a aeronave consegue zerar a derrapagem, mantendo cerca de
5º de rolamento- -à- - Anais
direita.
do 7º Simpósio de Segurança de Voo (SSV 2014) - Direitos Reservados - Página 72 de 843 - - - SSV 2014 – São José dos Campos, SP
300
200
2
100
1
Rumo + declinação
Proa magnética
0
4
-100
20
3
0
06:54:40
06:54:20
06:54:00
4
06:53:40
06:53:20
06:53:00
3
06:52:40
06:52:20
06:52:00
06:51:40
06:51:20
2
06:51:00
06:50:20
06:50:00
06:49:40
06:50:40
1
-20
Hora (HH:MM:SS)
Trecho 3:
Com a decisão de interromper a curva à direita e curvar à esquerda, a
inclinação lateral é revertida para a esquerda (cerca de -10º). Como o motor
operante gera guinada à esquerda naturalmente, houve alívio da deflexão de
- - - - Anais do 7º Simpósio de Segurança de Voo (SSV 2014) - Direitos Reservados - Página 73 de 843 - - - pedal.
300
200
2
100
1
Rumo + declinação
Proa magnética
0
4
-100
20
3
0
06:54:40
06:54:20
06:54:00
4
06:53:40
06:53:20
06:53:00
3
06:52:40
06:52:20
06:52:00
06:51:40
06:51:20
2
06:51:00
06:50:20
06:50:00
06:49:40
06:50:40
1
-20
Hora (HH:MM:SS)
Trecho 3:
Entretanto, permitiu-se que a aeronave desenvolvesse derrapagem excessiva
neste momento (oscilando em torno de 10-15º, vento relativo da direita).
300
200
2
100
1
Rumo + declinação
Proa magnética
0
4
-100
20
3
0
06:54:40
06:54:20
06:54:00
4
06:53:40
06:53:20
06:53:00
3
06:52:40
06:52:20
06:52:00
06:51:40
06:51:20
2
06:51:00
06:50:20
06:50:00
06:49:40
06:50:40
1
-20
Hora (HH:MM:SS)
Trecho 4:
Apesar de estar em voo retilíneo e controlado, a aeronave está com
derrapagem excessiva (entre 10 e 20 ), o que degrada o seu desempenho.
Segundo o fabricante, com 8º de derrapagem e 5º de leme, a perda de
razão de subida é de 80 ft/min, enquanto com 13º de derrapagem e 0º de
leme, a perda de razão de subida é de 250 ft/min, que era a condição mais
aproximada da aeronave neste momento.
Nestas condições, a razão de subida remanescente seria negativa,
acarretando perda de energia:
203 ft/min
- 20 ft/min
Condição
nominal
ABC
aberto
- 40 ft/min - 250 ft/min
Excesso
de peso
Excesso de
derrapagem
= -110 ft/min
Razão de
descida
Considerações adicionais
Numa tentativa de diminuir a razão de descida, a velocidade foi reduzida.
Nos trechos finais do voo, vê-se que foi possível estabilizar a aeronave em
voo reto, numa velocidade de 80 KIAS, que está abaixo da Vmca do
fabricante (84 KIAS para flapes 18º). Apesar disso, o controle direcional não
foi perdido, pois o ângulo de inclinação lateral estava além de 5º. Isso
permitiu manter o controle direcional até velocidades mais baixas, porém
aumentou a derrapagem e, consequentemente, o arrasto.
Ainda nos dados do FDR, vê-se que a velocidade caiu abaixo de 76 KIAS
(velocidade de estol com flapes 18 e inclinação lateral de 15 ).
Entretanto, como o escoamento na asa direita estava sendo energizado
pelo sopro da hélice, houve um estol assimétrico. Inicialmente, apenas a
asa esquerda estolou, gerando uma grande assimetria de sustentação.
Devido à sustentação da asa direita, surgiu um incontrolável momento de
rolamento à esquerda, levando à colisão com o solo.
Considerações adicionais
Últimos instantes
do voo:
Conclusões
Se mais deflexão de pedal à direita tivesse sido aplicada, estima-se que a
aeronave geraria derrapagem negativa, podendo-se então contrabalancear o
momento de guinada devido à tração assimétrica com pouca ou nenhuma
inclinação à direita. Com menos inclinação à direita, menos sustentação seria
necessária para equilibrar a força peso.
O ângulo de derrapagem negativo necessário para o equilíbrio seria menor,
gerando menos arrasto. Ou seja, o crédito de energia da aeronave foi usado
para compensar o arrasto adicional gerado pelo excesso de derrapagem e
pela sustentação em voo excessivamente inclinado. Com menos inclinação
(cerca de 5º à direita), esta energia seria convertida em razão de subida ou
aceleração.
Conclusões
É muito difícil identificar o lado da derrapagem durante o voo com tração
assimétrica. Nesta situação, o indicador de curva e derrapagem (que na
verdade indica força lateral apenas) torna-se impreciso.
A melhor estratégia é evitar curvas abruptas, tentando-se manter o indicador
de derrapagem muito próximo da posição centrada durante todo o tempo
com o uso dos pedais. Além disso, deve-se atentar para evitar inclinações
laterais maiores que 10 .
“A principal diferença de pilotagem entre
monomotores e bimotores é saber o que fazer
quando um dos motores falha.”
Obrigado pela atenção!
Aeronaves bimotoras que não apresentam problemas de tração
assimétrica:
Breve CV
• 2008: Formado em Engenharia Aeronáutica (ITA)
• 2009-2010: Curso de Ensaios em Voo (IPEV),
modalidade Asa Fixa
• 2011-2012: Mestrado Acadêmico em Mecânica e
Controle do Voo (ITA)
• Instrutor do Curso de Ensaios em Voo desde
2011
• Membro da SFTE e AIAA
• Aprox. 250 horas de voo
• Mais de 20 aeronaves diferentes

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