Ema062-6 - Pesagem e Centragem de Aeronaves

MANUTENÇÃO E FABRICAÇÃO DE AERONAVES PROF. ROGÉRIO PINTO RIBEIRO - CENTRO DE ESTUDOS AERONÁUTICOS DEPTO. DE ENGENHARIA MECÂNICA – ESCOLA DE ENGENHARIA DA UFMG

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CAPÍTULO SEIS

PESAGEM E CENTRAGEM DE AERONAVES

6.1 Finalidades da pesagem e centragem

É de grande importância em aviação conhecer o peso e a posição do centro de

gravidade (CG) das aeronaves.

Este controle deve ser feito diversas vezes ao longo da vida da aeronave, pois

grandes reparos ou diversos pequenos reparos, mudança de equipamentos, etc.,

alteram o peso e a posição do CG do avião.

Muitos aviões caríssimos, juntamente com tripulações e cargas foram perdidos

devido a carregamentos inadequados, controles de peso e centragem negligenciados

ou incorretamente computados.

Na Tabela 6-1 e Gráfico 6-1 são mostrados dados estatísticos de acidentes

envolvendo pesagem e centragem de aeronaves, divulgadas pela FAA. O exame

destes dados permite verificar que acidentes dessa natureza tem alta incidência de

fatalidades e que seu número se manteve quase constante ao longo de uma década.

Ano Total de acidentes Fatais % Fatalidades

1968 47 17 36,2 53

1969 50 18 36,0 49

1970 37 14 37,8 75

1971 40 12 30,0 41

1972 43 20 46,5 72

1973 43 16 37,2 38

1974 53 25 47,1 85

1975 46 17 36,9 50

1976 35 17 48,5 47

1977 48 20 41,6 67

Total 442 176 39,8 577

Tabela 6-1 Estatística de acidentes aeronáuticos envolvendo peso e centragem

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PESAGEM E CENTRAGEM DE AERONAVES _________________________________________________________________________________________________________

0102030405060

1968 1969 1970 1971 1972 1973 1974 1975 1976 1977

Total deacidentes

Fatais

Gráfico 6-1 Acidentes com aeronaves envolvendo problemas de peso e/ou centragem

A manutenção de altos números para acidentes de pesagem e centragem se

deve ao fato de que tais ocorrências são causadas em sua maioria por falhas humanas

(desconhecimento ou negligência da correta pesagem e centragem das aeronaves) e

não de falhas de equipamentos.

6.2 Sintomas de peso do avião ou posição do CG fora dos limites recomendados

Aeronaves com problemas de pesagem e, ou centragem apresentam como

sintomas:

• forças no manche insuficientes para cabrar ou picar o avião;

• comandos invertidos no manche;

• aumento da distância de decolagem;

• aumento das velocidades de estol;

• diminuição do alcance;

• diminuição da velocidade de subida;

É fácil imaginar para cada uma das condições acima uma situação de acidente

com perda de vidas e equipamentos valiosos, devendo o pessoal de manutenção estar

particularmente atento à ocorrências dessa natureza.

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6.3 Definições de peso

Peso vazio equipado: é a soma do peso da estrutura da aeronave e dos pesos

do grupo moto-propulsor, dos instrumentos, dos sistemas (hidráulico, combustível,

elétrico, ar condicionado, oxigênio, pressurização, comandos de vôo, etc.),da

decoração interna, etc.

Obs: Para aviões pequenos, define-se o peso vazio equipado com o

reservatório de óleo cheio. Para os grandes aviões é considerado o peso do

reservatório de óleo vazio.

Peso básico: é a soma do peso vazio equipado com os pesos de combustível

residual, óleo residual, fluído hidráulico e lastros removíveis, se houver.

O peso básico é usado na determinação da posição do centro de gravidade da

aeronave vazia. Essa localização será modificada pela adição ou remoção de cargas

ao avião. Ao sair de fábrica cada aeronave homologada é pesada e sua documentação

técnica inclui os valores de peso obtidos e uma lista de verificação de peso básico.

Quando da instalação ou remoção de equipamentos deverão ser registrados na

documentação técnica da aeronave as alterações do CG e peso básico..

Peso de operação: é a soma do peso básico com os pesos de itens móveis que

estão presentes em todos os vôos e que, substancialmente, não se alteram durante a

missão, tais como óleo, água da toillet, material de comissaria, equipamentos de

emergência, bagagem da tripulação e tripulação.

Peso máximo de decolagem é a soma do peso de operação e dos itens de

carregamento variáveis e consumíveis. Estes itens incluem combustível, carga paga,

bagagem e passageiros.

Peso máximo de aterragem é o peso de decolagem menos os itens consumidos

durante o vôo.

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Peso máximo de rampa é o maior peso com o qual a aeronave poderá iniciar a

partida e efetuar rolagem e testes sem que ultrapasse, no momento da decolagem, o

peso máximo de decolagem.

Peso máximo zero combustível é peso máximo que a aeronave carregada pode

ter excetuando o peso de combustível.

Carga útil é a diferença entre o peso máximo de decolagem e o peso vazio

equipado.

Carga no piso: existem limites para os diversos compartimentos de um avião de

transporte. A documentação técnica do avião especifica os máximos.

Como ilustração são apresentados a seguir os valores de peso para a aeronave

Embraer BEM 145 STD. Peso máximo de rampa 19300 Kgf

Peso máximo de decolagem 19200 Kgf

Peso máximo de pouso 18700 Kgf

Peso máximo zero combustível 17100 Kgf

Peso operacional 13000 Kgf

6.4 Aumento do peso bruto x performance da aeronave

6.4.1 Alcance

O acréscimo de peso desempenha um papel importante no alcance de um avião.

De um modo geral, quanto mais carregado estiver um avião, tanto menor será

seu alcance e sua autonomia.

As alterações de peso têm pouca influência sobre o alcance em altas

velocidades, mas têm grande influência sobre o alcance em velocidade de cruzeiro.

6.4.2 Velocidade de estol

À medida que o peso bruto do avião aumenta, este tende a estolar mais cedo,

isto é, tende a estolar a velocidades mais altas.

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6.4.3 Distância de decolagem

A distância de decolagem aumenta consideravelmente com o aumento do peso

bruto.

De modo simplificado considera-se que a soma de todas as forças atuantes

numa aeronave pode ser reduzida às forças de sustentação, arrasto e um momento

atuando na asa.

Para uma aeronave em vôo, o momento total é equilibrado pela força de

trimagem fornecida pela empenagem horizontal.

Uma posição mais avançada do CG em relação ao centro de pressão da asa

reduz o momento atuando sobre ela implicando numa força de trimagem reduzida.

Para vôo nivelado, a sustentação da asa necessária é a soma do peso da

aeronave mais a força de trimagem da empenagem horizontal.

Portanto, uma posição mais avançada do CG ao reduzir a força de trimagem

também reduzirá o valor de sustentação necessária na asa (Figura 6.1).

Figura 6-1 Posição do CG e trimagem da empenagem horizontal

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Essa redução na sustentação requerida na asa implica, para o mesmo ângulo

de ataque e peso da aeronave, numa redução da velocidade de estol.

A redução de sustentação na asa também reduz o ângulo de ataque para o

mesmo peso e velocidade, que por sua vez reduz a velocidade limite para rotação na

decolagem (usada para determinar uma atitude da aeronave que impeça a colisão da

cauda com a pista na rotação).

Essas velocidades limites são a base para o cálculo das velocidades de

operação na decolagem. A redução dessas velocidades reduz o comprimento de pista

necessário para um dado peso na decolagem. A redução da força de trimagem

também reduz o arrasto de trimagem aumentando a capacidade de subida.

O resultado na melhoria da performance na decolagem é observado tanto pelo

aumento no limite de peso de decolagem para uma condição particular de um

aeroporto como pela operação com o mesmo peso de decolagem em condições de

maiores limitações (menor comprimento de pista, maiores temperaturas, etc.)

6.4.4 Distância de pouso

A distância percorrida no pouso aumentará com o aumento do peso bruto.

6.4.5 Velocidade de subida

A velocidade de subida fica reduzida em conseqüência de um aumento de peso.

6.4.6 Teto operacional

O teto máximo decresce consideravelmente quando o peso bruto aumenta.

6.5 Centragem

6.5.1 Generalidades

Geralmente consideramos as forças básicas que agem sobre o vôo

(sustentação, arrasto, peso e tração), sem levar em conta os momentos que elas

produzem. A linha de suporte da força de tração motora é paralela à linha suporte da

força resultante dos arrastos, mas não necessariamente coincidente. O mesmo

acontece em relação às forças verticais de peso e sustentação, que têm seus suportes

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paralelos, mas não coincidentes, criando também um binário, com tendência a girar em

sentido contrário ao anterior, dando o equilíbrio e a reserva de torque para aplicação

dos comandos da aeronave. Desta maneira se pode criar momentos necessários à

dirigibilidade e à estabilidade do vôo. Se as duas forças verticais, peso e sustentação e

as duas forças horizontais (tração e arrasto) estivessem diretamente alinhadas, duas a

duas, o centro de massa da aeronave poderia girar sem controle.

A forças de sustentação e peso tem sentidos opostos. Dependendo do projeto

da aeronave, o eixo de aplicação da força peso normalmente está mais próximo do

nariz da aeronave do que o eixo da força de sustentação. O resultado é uma tendência

do nariz da aeronave girar (em relação a um eixo passando ao longo das asas e

perpendicular ao plano vertical descrito). O giro pode se dar no sentido nariz para cima

ou nariz para baixo, dependendo do desequilíbrio entre os momentos das duas forças

verticais, peso e sustentação. Esse desequilíbrio é causado pela atuação do profundor

(estabilizador horizontal), sob comando do piloto.

Para aeronaves de pequeno porte é normalmente considerada apenas a

centragem longitudinal, já que as mudanças verticais e laterais do centro de gravidade

são normalmente desprezíveis para afetar a estabilidade do avião.

Em aeronaves de grande porte os altos valores de peso de carga transportada

e combustível podem exigir atenção extra com relação ao eixo de rolamento. No item

6.5.2 são comentados os problemas de centragem de combustível.

6.5.2 Centragem do combustível

A descentragem de combustível ocorre quando as quantidades de combustível nos

tanques das asas direita e esquerda se tornam desiguais.

São várias as causas da descentragem, incluindo variações aceitáveis de

desempenho de componentes do sistema de combustível, variações nas

características de combustão na turbina, falhas em componentes internos do sistema,

ou no sistema de combustível ou falhas estruturais que provoquem perda de

combustível.

Existem dois tipos básicos de distribuição de tanques nas asas de uma

aeronave, que dependem do número de propulsores utilizados. No caso de 2 e 4

propulsores (Figuras 6.2), os tanques central e auxiliares (se existirem) são usados

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primeiro, e então os das asas. No caso de 3 propulsores (Figura 6.3), os tanques

central e auxiliares são utilizados até igualarem a quantidade de combustível nas asas;

então são usados todos os tanques simultaneamente. Problemas de descentragem em

vôo em bimotores são facilmente resolvidos isolando-se o sistema de combustível

esquerdo e do direito. Em trimotores já não é tão simples assim.

Figura 6-2 Configuração típica da distribuição de combustível em dois tanques principais de

uma aeronave bireatora

Figura 6-3 Configuração típica da distribuição de combustível principais de uma aeronave

trireatora

6.6 Efeitos do momento sobre as aeronaves

Balanceamento e peso andam juntos no carregamento da aeronave. Não

importa apenas o limite máximo de peso.

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É preciso, também, que a localização das cargas obedeça as indicações do

fabricante. Os assentos, os bagageiros, os tanques de combustível e lubrificantes, etc.,

têm sua distância à linha de referência determinada, chamada braço da carga.

Cada carga concorre com um determinado momento, dado pelo produto do seu

peso pelo braço.

Como no caso de uma balança de braço, que é equilibrada em torno de um

eixo (fulcro), um avião poderá ser considerado como estando em equilíbrio em torno de

seu centro de gravidade .

Figura 6-4 Balança de braço

Cargas pesadas próximas ao CG poderão ser contrabalançadas por cargas

mais leves colocadas no nariz ou na cauda do avião.

A localização exata das cargas pode ser determinada pelo cálculo de

momentos. As cargas localizadas adiante do CG produzem momentos que tendem a

fazer baixar o nariz da aeronave, enquanto que as cargas localizadas atrás do

produzem momentos que tendem a fazer baixar a cauda.

Se adicionarmos carga a frente do CG, ou removermos carga localizada atrás

do CG, isto produzirá uma tendência de abaixamento do nariz. Inversamente, qualquer

carga adicionada atrás do CG ou removida à frente do CG produzirá uma tendência de

abaixamento da cauda.

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Deve-se, também, considerar que um momento poderá ser modificado sem

qualquer alteração do peso, pelo deslocamento de carga para diante ou para trás.

6.7 Limites do centro de gravidade

A correta operação de uma aeronave exige limites permissíveis para a

localização do CG.

Um avião deverá ser sempre carregado de modo que qualquer deslocamento de

um membro da tripulação ou passageiro, ou consumo de combustível, resultem em um

CG dentro destes limites. A não observância desses limites põe em risco a operação

da aeronave. Em determinados casos são necessários pesos de lastro para se obter o

CG correto, observando-se porém o limite de peso bruto.

A localização do CG influencia acentuadamente as características de vôo. Um

CG deslocado muito para a frente, em qualquer avião, dificulta a rotação nos pousos e

decolagens. O nariz da aeronave tem dificuldade de subir, mesmo quando é feito um

grande esforço sobre o profundor.

Por outro lado, se o CG estiver muito para trás, a aeronave poderá rodar na

decolagem, quando ainda não atingiu a velocidade mínima.

Na subida, a aeronave tende a cabrar, podendo resultar em estóis inesperados

ou até a entrada em parafusos, cuja recuperação tornar-se-á mais difícil.

Se o CG estiver localizado à frente do centro de sustentação, o piloto precisa

estar atento para controlar a tendência de baixar o nariz que poderá resultar em

excesso de velocidade.

Durante a decolagem a aeronave roda com mais dificuldade e no pouso o

arredondamento final torna-se mais complicado agravado pelo efeito solo que tende a

criar uma sustentação positiva sobre o profundor, num momento em que o efeito

desejado é exatamente o contrário.

6.7.1 Condição de cauda ou nariz pesado

O emprego do termo tendência à cauda pesada ou da expressão tende a fazer

baixar a cauda não deverá ser interpretado como significando que um avião em vôo

operaria a um ângulo de ataque maior com uma localização traseira do CG.

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A real alteração no ângulo de ataque devido à modificação de localização do CG

para vôo estabilizado, com potência constante, é muito pequena e vale ainda notar que

esta pequena alteração fará na verdade com que a cauda da aeronave seja suspensa.

Para um CG mais traseiro haverá redução do arrasto de trimagem e a asa terá

que sustentar uma carga menor com conseqüente redução do ângulo de ataque.

Termos como tendência à cauda pesada, etc., são usados por conveniência,

mas seu emprego indiscriminado poderá levar à incorreção de conceitos de vôo.

6.7.3 Limite dianteiro do CG

Uma posição muito dianteira do CG pode provocar as seguintes conseqüências

para aeronave:

maior dificuldade em se fazer baixar a cauda durante o pouso;

perda de maneabilidade;

excesso de esforço na roda do nariz;

falha estrutural;

fadiga do piloto.

Este limite poderá variar com o peso bruto do avião, sendo muitas vezes

associado à necessidade de controle das condições de pouso.

Um CG muito dianteiro pode ainda possibilitar um vôo estável e seguro, mas

para a manobra de pouso poderia se tornar crítica à preservação da estrutura do avião

e, ou ser perdida a condição de que a deflexão do profundor seja suficiente se atingir a

velocidade de estol.

À medida que o CG é deslocado para frente, as forças sobre o manche e a

deflexão necessária do profundor para mudar a trajetória de vôo se tornam maiores.

Quando estas forças se tornam muito altas, podem implicar em fadiga e numa

incapacidade do piloto em executar algumas manobras. Se as limitações estruturais ou

as grandes forças sobre o manche não limitam a posição dianteira do CG, este ponto

será determinado como a posição do CG na qual é necessário que se deflita

completamente o profundor para se obter um alto ângulo de ataque para o pouso.

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6.7.4 Limite traseiro do CG

Uma posição de CG excessivamente traseira, pode acarretar:

redução da estabilidade da aeronave, podendo tornar-se definitivamente

instável e com inversão dos comandos;

devido ao aspecto acima, haverá aumento da fadiga do piloto nos vôos

por instrumentos e de formação;

ocorrência de parafusos inadvertidos;

falhas estruturais.

A estabilidade longitudinal fica reduzida pois o profundor fornece quase toda sua

sustentação positiva para o vôo nivelado. A aeronave poderá desenvolver uma

tendência a cabrar, aumentando perigosamente o ângulo de ataque da asa ao menor

descuido.

Como resultado podem ocorrer estóis perigosos ou parafusos de difícil

recuperação. No caso de uma posição de CG. ligeiramente atrás do centro de

sustentação podermos manter condições de estabilidade.

O estabilizador fornece uma sustentação positiva, ajudando a asa, devendo

existir uma reserva de sustentação, positiva ou negativa, para as manobras de baixar

ou subir o nariz, sem maiores dificuldades.

A medida que o CG é deslocado para trás, as alterações de forças sobre o

manche, e da posição do manche, necessárias para a mudança de velocidade e,

consequentemente, da trajetória de vôo, se tornam menores.

Além disso, as forças sobre o manche em manobras, isto é, a força de comando

do piloto sobre o manche por aumento de fator de carga (g), torna-se menor à medida

que o CG é deslocado para trás.

Sob condições extremas, estas forças chegarão a zero ou se inverterão,

resultando em falhas da asa, em muitos casos devido à capacidade do piloto de impor

grandes fatores de carga à estrutura do avião.

Normalmente os fabricantes apresentam os limites de CG associados às

diversas condições de peso e carregamento, chamada Carta de Envoltória de Peso x

Centro de Gravidade, como exemplificado na Figura 6-6

.

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6.8 Exemplo de cálculo do CG de aeronave

Para definição da localização do CG, devemos obter o momento total e o braço

médio do avião. O momento total é a soma dos momentos individuais considerados, e

o braço médio é a distância entre a linha do ponto de referência (datum) e o centro de

gravidade. Não se trata da média aritmética de todos os braços em questão, mas do

valor obtido pela divisão do momento total pelo peso total.

Braço médio = momento total / peso total

Os passos a serem seguidos numa pesagem e centragem são:

i. colocar o avião dentro do hangar, ao abrigo de correntes de ar;

ii. drenar o combustível dos tanques com o avião numa atitude normal no

solo. Se a drenagem for impraticável devido a riscos de incêndio ou

regulamentos locais abastecer a aeronave de modo que os tanques

recebam sua capacidade máxima. O volume de combustível é informado

no manual da aeronave. Para se obter o peso do combustível deverá ser

usado um densímetro, lembrando que o peso de um volume de

combustível varia em função da temperatura. Anotar o peso calculado de

combustível.

iii. verificar se existem no avião itens que não fazem parte do avião básico ou

se faltam itens que fazem parte do avião básico (o avião deve estar limpo);

iv. colocar o avião sobre as balanças;

v. nivelar o avião longitudinalmente e lateralmente (o nivelamento só é

necessário para obtenção da posição de CG, sendo dispensável quando se

deseja apenas a pesagem);

vi. medir as distâncias:

entre a linha de referência e o ponto médio de uma linha de giz, traçada

entre dois pontos principais de reação (balanças). entre o ponto

principal e o ponto dianteiro (ou traseiro) de reação.

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Figura 6- 5 Distancias para pesagem e centragem

vii. fazer a leitura das balanças;

viii. transportar os valores acima para uma tabela, como a Tabela 6.2.

Localização Leitura da balança Braço Momento

[ kgf ] [ m ] [ kgf.m ] Trem principal esquerdo 1896,0 - 13163,93

Trem principal direito 1785,4 - 12396,03 Sub-total 3681,4 6,943 2559,96 Triquilha 958,9 2,521 2417,39 Total I 4640,3 - 27977,35

Tabela 6-2 Distâncias dos itens principais e respectivos pesos

ix. Subtrair ou acrescentar os valores correspondentes aos itens que não

fazem parte do peso básico do avião e transportar para outra tabela, como

a Tabela 6.3.

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Correções Peso líquido Braço Momento [ kgf ] [ m ] [ kgf.m ]

Combustível -1325,0 6,35 -8466,75

Itens em excesso -36,4 4,78 -174,15 Itens básicos faltando 38,6 5,59 216,0

Total II -1322,8 - -8424,9

Tabela 6.3 – Itens necessários para se atingir o peso básico

Obs.: Temos que obter dos manuais do avião os braços do CG dos

tanques de gasolina e óleo e medir o braço dos itens básicos faltando.

x. Corrigir os valores Total I, considerando o Total II, para que tenhamos o

peso total e o momento total do avião básico:

Peso Momento [ kgf ] [ kgf.m ]

Total I 4640,3 27977,35 Total II -1322,8 -8424,9

Avião básico 3317,5 19552,45

Tabela 6.4 – Resultado, com correção, dos valores de peso e distância

xi. Para se obter a posição do CG em relação à linha de referência, divide-se o

momento total do avião básico pelo peso do avião:

H (posição do CG) = 19552,45 / 3317,5 = 5,893 m.

xii. Muitas vezes, expressa-se a posição do CG em percentagem da corda

média aerodinâmica (CMA).

Uma vantagem desta apresentação parametrizada é que ela fornece um

padrão pelo qual as localizações do CG de um avião poderão ser

comparadas com as localizações do CG de outros aviões, a despeito das

diferenças de seus tamanhos.

CG em percentagem da CMA = {(H –ICMA)/CMA} . 100

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onde:

(ver Figura 6-5 )

H é a distância a partir da linha de referência até o CG do avião;

ICMA é a distância a partir da linha de referência até o bordo de ataque da

CMA;

CMA é o comprimento da corda média aerodinâmica

Obs: Localização da CMA

Os manuais geralmente fornecem as informações relacionadas com a

corda aerodinâmica média do avião, não havendo necessidade de que

sejam calculadas. A CMA é geralmente localizada pela distancia de seu

bordo de ataque ou extremidade dianteira até a linha de referência.

Para o exemplo, temos:

posição do CG (%CMA) = (5,893 – 5,454)/1,950 = 22,5%

xiii. Comparar o valor encontrado para a posição do CG com os limites traseiro

e dianteiro do CG, especificados no manual do avião.

O valor encontrado do exemplo está assinalado na Figura 6-6.

Todos os carregamentos que impliquem em pontos contidos dentro da curva

envoltória de peso x centro de gravidade da aeronave permitirão operação segura.

Planilhas fornecidas pelos fabricantes permitem, com facilidade, verificar se a

distribuição de carregamento prevista para cada missão se enquadra dentro dos limites

aceitáveis de peso e centragem.

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Figura 6-6 Carta de envoltória de peso x centro de gravidade

6.9 Pesagem de aeronaves

É necessário que as aeronaves sejam submetidas a pesagens periódicas,

porque vários pequenos reparos, revisões, mudanças de localização de acessório, etc.,

modificam o peso e o CG do avião.

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6.9.1 Equipamentos de Pesagem

Uma variedade de balanças e equipamentos poderá ser usada para a pesagem

de aeronaves. Os tipos mais comuns de balança são:

i. Clássica externa: a aeronave, através de rampas é colocada sobre as

balanças, uma em cada trem de pouso (principal esquerdo, principal

direito e trem de nariz ou cauda).

ii. Clássica embutida: são balanças que ficam colocadas em canaletas em

posições apropriadas no hangar tendo a sua parte superior nivelada com

o piso, facilitando a colocação da aeronave para pesagem. Quando não

estão sendo utilizadas recebem uma tampa de proteção

Estas balanças (i e ii) devem ser verificadas, calibradas e reguladas com

freqüência.

iii. Eletrônica (Caixa Cox Steven): são elementos sólidos com célula interna,

intercalados entre os macacos e o avião. Através da variação de tensão

resultante do peso do avião, teremos, através de circuitos elétricos, a

indicação do peso sobre o macaco. Os problemas desse sistema estão

ligados, em geral, à fragilidade do equipamento comparado com as

balanças convencionais.

iv. Anel dinamométrico: é um anel de aço intercalado entre um macaco e o

avião. Como a deflexão do anel é proporcional à carga sobre ele aplicada,

podemos obter o peso através da leitura de deflexão.

6.9.2 Acessórios de pesagem e centragem

Para medir extensão, ângulos, densidades, etc., o pessoal encarregado da

pesagem e centragem necessita de acessórios tais como:

• nível de bolha graduado;

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• barras de nivelamento : são necessárias para cobrir as distâncias entre as

lingüetas de nivelamento;

• prumos : são necessários para se projetar os pontos notáveis do avião no

solo, a fim de que se possam tomar as dimensões em um plano nívelado;

• trenas de aço ;

• cordel para marcação a giz;

• densímetro : para determinar a densidade do combustível;

• macacos para aeronaves : tem por finalidade levantar o avião a uma

posição nivelada fora do piso do hangar (mínimo: 3 macacos). Colocar os

macacos nos pontos adequados do avião. Ver Figura 6-7.

Figura 6-7 Indicações para pesagem e centragem da aeronave EMB-145 STD

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