Critérios de Aeronavegabilidade - Aviões ultraleves CS-VLA (Cer ) Cer tif ication Specifi Specifi cation cation – Very Very Li ght Aircraft
Andreia Garcia Carlos Rebocho Erica Frota Fernandes
Instituto de Emprego e Formação Profissional de Setúbal
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Índice
Introdução
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Origem dos Aviões Ultraleves
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Critérios Gerais
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Critérios de Vôo
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Design e Construção
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Célula, Sistemas e Grupo Motopropulsor
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Equipamento
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Limitações Operativas e Informações a Bordo
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Conclusão
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Bibliografia
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Introdução O presente trabalho visa na sua totalidade abordar as condições para se pilotar um tipo de aeronave com características específicas: os ultraleves. Para tal, vamo-nos contextualizar nos tópicos em que a entidade EASA (European Aviation Safety Agency), reguladora da aviação no espaço europeu, concede para este tipo de aeronaves.
O qu e se entende por aer onavegabilidade?
A aeronavegabilidade é definida pela capacidade de uma aeronave voar conseguindo manter as condições mínimas para realizar um vôo seguro. Para tal necessita de um documento certificado emitido pelo órgão governamental responsável que lhe garanta autorização para operar no espaço aéreo. As entidades certificadoras examinam todos os aspectos de design e construção da aeronave de forma a garantir que esta se encontre nas condições seguras de operar. Durante o tempo de vida da aeronave, esta terá que passar por vários processos de manutenção de forma a manter-se em conformidade com os critérios de aeronavegabilidade.
O qu e é um ultr aleve?
Um avião ultraleve é uma aeronave de pouco peso, baixas velocidades e potência e também com um custo não muito elevado, o que torna este tipo de aeronaves muito apreciado para actividades de recreio. No entanto, as especificidades para os critérios que definem os ultraleves variam de país para país.
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Anatomia geral de um avião ultraleve.
Origem dos Aviões Ultraleves Os aviões ultraleves tiveram o seu gradual aparecimento a partir da tradicional asa-delta entre as décadas de 1970 e 1980. Sendo a asa-delta uma prática com bastantes entusiastas, estes procuraram desenvolver soluções para se manterem mais tempo a planar, ou conseguirem voar mesmo quando a direcção do vento não era favorável, ou quando a geografia não proporcionava uma altitude suficiente para a descolagem. Desta forma um pequeno motor foi adicionado à estrutura, permitindo descolagens e um ganho de altitude mais facilitado e eficiente, para além de ser possível voar durante mais tempo e percorrendo uma maior distância, independentemente das condições atmosféricas e variações das correntes de ar. No decorrer dessa evolução foi também adicionado à estrutura um trem de aterragem e desta forma se obteve uma aeronave complexa, de baixo custo de produção, manutenção e leve. Na década de 1980 já era bastante comum os ultraleves apresentarem uma estrutura de asas mais semelhantes às de um avião convencional do que à estrutura triangular da asa-delta. Desde então o termo ultraleve tem vindo a abranger os vários estágios de evolução de pequenas aeronaves, com um aspecto já muito distante da
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inicial asa-delta a motor, e que englobam uma grande variedade de designs e estruturas adaptadas a múltiplas funcionalidades.
Dick Eipper fundou a empresa EipperFormance no final da década de 1970, reponsável pela produção do modelo Quick Silver e design evolutivo do conceito de ultraleve.
Critérios Gerais
Aplicabilidade: Este código de aeronavegabilidade é aplicável a aviões com um único motor, máximo de dois lugares, peso máximo na descolagem não superior a 750 kg e uma velocidade de aterragem que não exceda os 83 km/h.
Categorias de Aeronaves: Estes critérios aplicam-se apenas a aviões destinados a operações não acrobáticas. Operações não-acrobáticas incluem qualquer manobra incidente a um vôo normal, perdas, lazy eights, chandelles e curvas acentuadas que não tenham um ângulo de inclinação superior a 60º.
Critérios de Vôo
Prova de Conformidade: Cada requisito deve ser satisfeito por uma combinação equilibrada entre peso e centro de gravidade dentro dos limites de carga para a qual a certificação é solicitada. Tal deve ser comprovado por testes num avião do mesmo modelo para o qual a certificação é solicitada, ou por cálculos iguais em precisão aos resultados dos testes. Cada combinação provável de peso e centro de gravidade 5
deve ser alvo de uma investigação sistemática. Devem-se ter em consideração as variações significativas de desempenho da aeronave durante o voo causadas por condições meteorológicas.
Limite de Velocidade e de Ângulo de Ataque: A velocidade e ângulo de ataque devem estar limitados a valores que garantam a operação segura em condições normais de operação.
Descolagem: A distância necessária para a descolagem a partir de uma superfície nivelada de forma a conseguir sobrevoar um obstáculo de 15 metros deve ser determinada e não deve exceder os 500 metros. Ao atingir uma altitude 15 metros acima do nível da superfície de descolagem, o avião deve atingir uma velocidade não inferior a 1,3 Vs1.
Ganho de Altitude: O ganho de altitude deve ser pelo menos de 2m/seg não necessitando de mais potência do que a utilizada durante a descolagem, o trem de aterragem deve estar recolhido e os flaps das asas em posição de descolagem.
Aterragem: A distância horizontal necessária para aterrar e parar completamente a aeronave a partir de um ponto situado 15m acima da superfície de aterragem deve ser determinada de forma a que seja mantida uma aproximação constante com uma velocidade de pelo menos 1,3 Vs1 até aos 15m de altura. A aterragem deve ser feita sem aceleração vertical excessiva, ou tendência a ressaltar, ou facilitando qualquer outro factor que faça com que a aeronave fique com o equilíbrio comprometido durante a aterragem.
Controlo e Manobralidade: O avião deve ser controlável e manobrável com segurança durante a descolagem, o ganho de altitude, o cruzeiro, a descida e a aterragem, com ou sem o motor desligado, e com os flaps das asas distendidos ou 6
retraídos. Deve ser possível fazer uma transição suave de uma condição de vôo para outra sem perigo de exceder o factor de carga limite sob qualquer condição provável de operação. Se existirem condições marginais em relação à resistência necessária do piloto, tais limites de força devem ser apurados através de testes quantitativos.
Design e Construção A funcionalidade de cada tipo de design tem um importante papel na segurança das operações e a sua viabilidade de utilização deve ser estabelecida através de testes.
Materiais e Fabrico: Todos os materiais usados na construção das peças devem ser testados segundo a sua durabilidade e adequação de forma a comprovar-se que não comprometem a segurança. Devem ir de encontro a critérios específicos que garantam a força, resistência e outras propriedades necessárias para as operações e ter em conta efeitos adversos das condições climatéricas expectáveis durante o vôo, tais como: vento, humidade e temperatura.
Métodos de Fabrico: Os métodos de fabrico usados devem produzir estruturas sólidas. Se um processo de fabrico necessitar de controlo de proximidade para alcançar o seu objectivo, este deve ter lugar sob uma especificação processual aprovada. Cada novo método de fabrico de aeronaves deve ser fundamentado por um programa de testes.
Protecção e estrutura: Cada peça da estrutura deve estar adequadamente protegida contra a deterioração ou perda de resistência durante operações devido a quaisquer
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causas climatéricas ou de utilização: denominadamente corrosão, abrasão e ter provisões adequadas para ventilação e drenagem.
Acessibilidade: Devem ser providenciados os meios de forma a permitir a inspecção, reparação e substituição de peças da estrutura que necessitem de manutenção, ajustes no alinhamento e função, lubrificação e revisões periódicas.
Propriedades de Força dos Materiais e Valores do Projecto: A propriedade de forças de cada material deve ser baseada num conjunto de testes que vão de encontro a especificações que estabeleçam o valor do projecto numa base estatística. O valor de projecto deve ser determinado de forma a que a probabilidade de qualquer estrutura se encontrar enfraquecida devido a variações de material seja extremamente remota. Deve ser tido em conta a acção da temperatura nos componentes essenciais da aeronave e na estrutura global em condições normais de vôo e o seu efeito significativo na resistência das mesmas.
Propriedades do Design: As propriedades do design devem ser tidas em conta segundo as seguintes condições: 1. As propriedades mecânicas mínimas devem ser garantidas aquando da distribuição de carga pela estrutura, uma vez que a sua má distribuição comprometeria a integridade da estrutura. 2. Estruturas redundantes, em que a falha dos elementos individuais resultaria em cargas aplicadas sendo distribuídas de forma segura a outros elementos portadores de carga. Deverão ser utilizados valores de concepção superiores aos mínimos exigidos. Todos os materiais devem ser testados individualmente antes da sua 8
utilização, de forma a determinar com precisão as suas propriedades de força e resistência e se estas são iguais ou superiores aos requisitos mínimos exigidos. Alguns factores de correcção dos materiais poderão ser omitidos desde que existam testes que comprovem a sua eficácia através de uma análise de probabilidade superior a 90% em que tais elementos cumprem ou excedem os critérios de segurança.
Factores de Fundição: No caso das peças fundidas cuja resistência é comprovada por pelo menos um teste estático e que são inspeccionadas por métodos visuais, deve ser aplicado um factor de vazamento de 2,0. Este factor pode ser reduzido para 1,25, desde que a redução seja corroborada por ensaios efectuados em pelo menos três peças fundidas da mesma produção e que todas estas sejam submetidas a uma inspecção visual e radiográfica aprovada ou a um método de inspecção não destrutivo equivalente.
Factores de Rolamentos: Cada peça que tem folga (encaixe livre) e que está sujeita a impactos ou vibrações, deve ter um factor de rolamento suficientemente grande para proporcionar os efeitos de movimento normal relativo.
Cargas Aplicadas a Elementos de Ligação: Para cada conexão (uma peça ou terminal usado para unir um membro estrutural a outro), aplicam-se as seguintes regras: 1. Para cada junção cuja força não é comprovada por testes de carga máxima e em que sejam simuladas condições reais de tensão na estrutura e estruturas circundantes, deve ser aplicado um coeficiente de adaptação de pelo menos 1 · 15 a cada parte da junção, dos meios de fixação e dos rolamentos dos membros unidos. 9
2. Nenhum factor de ajuste necessita de ser usado em projectos de encaixe baseados em dados de testes abrangentes. 3. Nos assentos, a fixação do cinto de segurança com arnês à estrutura do avião deve ser demonstrada por análise, em testes ou ambos, de forma a comprovar que consegue suportar as forças de inércia.
Pontos de Tensão: A estrutura deve ser concebida de forma a evitar a concentração de pontos de tensão onde as tensões variáveis acima do limite de ruptura possam ocorrer durante o serviço normal.
Aeroelasticidade: Deve ser garantido que a aeronave mantenha a sua integridade e funcionalidade dentro do limite de V-n e em todas as velocidades até a velocidade especificada. No entanto, devem ser estabelecidas tolerâncias adequadas para os factores que afectam a aeroelasticidade, incluindo a velocidade, amortecimento, centro de gravidade e rigidez do sistema de controlo. As frequências naturais dos principais componentes estruturais devem ser determinadas por testes de vibração ou por outros métodos aprovados. Os critérios de prevenção de trepidação das asas e dos ailerons, representados pela rigidez da torção das asas e pelos critérios de equilíbrio dos ailerons, são limitados em aviões sem grandes concentrações de massa (como motores, flutuadores ou tanques de combustível) nos painéis exteriores das asas e ao longo da envergadura das mesmas.
Asas – Prova de Força: A força e resistência das asas deve ser comprovada por testes de carga ou por testes combinados de análise estrutural e de carga.
Sistemas de Controlo: Cada controlo deve operar com facilidade suficiente para permitir o bom desempenho de suas funções. Os controlos devem ser organizados e
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identificados de modo a assegurar o bom funcionamento e evitar a possibilidade de confusão e subsequente operação inadvertida.
Compartimento do Piloto: O cockpit e o seu equipamento devem permitir ao piloto desempenhar as suas funções concentrado e sem fadiga excessiva. Os controlos aerodinâmicos devem estar localizados em relação à hélice de modo a que nenhuma parte do piloto ou dos controlos se encontre na região entre o plano de rotação da hélice e a superfície gerada por uma linha que passa pelo centro do cubo da hélice formando um ângulo de 5 ° para a frente ou para trás do plano de rotação. Cada banco e respectiva estrutura de apoio devem ser concebidos para ocupantes com peso mínimo de 86 kg e para os factores de carga máximos correspondentes às condições de voo e de carga especificadas para a aeronave em questão.
Saídas de Emergência: O avião deve ser concebido de modo a permitir uma fuga desimpedida e rápida em qualquer situação normal ou de colisão. O sistema de abertura deve ser projectado de forma a ser manuseado de forma simples e fácil. Deve funcionar rapidamente e ser concebido de modo que possa ser manuseado por cada ocupante preso com os cintos ao seu assento, e também por algum elemento que se encontre fora do cockpit. Devem ser projectadas saídas que sejam pouco prováveis ficarem bloqueadas por deformação da fuselagem.
Célula, Sistemas e Grupo Motopropulsor
Instalação: O sistema eléctrico do avião inclui todos os componentes que são necessários para a propulsão e que afectam a segurança da unidade propulsora. A parte eléctrica deve ser instalada de forma a assegurar operações seguras na altitude máxima para a qual a aprovação é solicitada. Deve também estar acessível de forma 11
a facilitar o acesso a inspecções e manutenção necessárias. As protecções e nacelles do motor devem ser facilmente removíveis ou abertos pelo piloto de forma a proporcionar um acesso e uma exposição adequada ao compartimento do motor de forma a serem visualizadas as verificações antes do vôo.
Motor e Hélice: O motor deve ter a capacidade de se reiniciar a uma velocidade e altitude estabelecidas. A potência do motor e a velocidade de rotação do eixo da hélice não podem exceder os limites para os quais a hélice é certificada ou aprovada. Cada hélice com lâminas de metal ou componentes metálicos altamente tensos deve apresentar tensões de vibração em condições normais de operação que não excedam as indicações que o fabricante da hélice especificou como seguros para operação contínua.
Compressor: O compressor deve ser aprovado sob o certificado de tipo do motor. Este não deve ser afectado pelo mau funcionamento do sistema de navegação, vibrações e velocidades e temperaturas anormais esperadas durante as operações de vôo.
Aceleração Negativa: Nenhuma grave avaria do motor ou de qualquer outro componente associado com o sistema eléctrico pode ocorrer quando o avião está a operar em acelerações negativas de curta duração, tais como situações causadas por rajadas de vento.
Sistema de Combustível: Cada sistema de combustível deve ser construído e disposto de modo a assegurar um fluxo de combustível, a uma taxa e pressão estabelecidas para o bom funcionamento do motor, em qualquer condição de funcionamento normal. Deve ser concebido de forma a evitar a introdução de ar no sistema. O sistema de combustível deve estar construído de modo a que as bombas de extracção possam apenas retirar o combustível de um tanque de cada vez. Os 12
sistemas de alimentação por gravidade não podem fornecer combustível para o motor a partir de mais do que um tanque de cada vez, a menos que os espaços aéreos estejam interligados de forma a garantir que todos os tanques se alimentem igualmente. Cada tanque de combustível deve ser capaz de suportar, sem margem de erro, a vibração, inércia, fluído e cargas estruturais a que pode ser submetido durante as operações de vôo. Devem estar também dispostos de forma adequada a proporcionarem acesso ao seu interior de forma a que sejam feitas manutenções e reparações.
Sistema de Óleo: Se um motor estiver equipado com um sistema de óleo, este deve ser capaz de fornecer ao motor uma quantidade adequada de óleo a uma temperatura que não exceda o máximo estabelecido como seguro para operação contínua. Se um motor depender de uma mistura de combustível e óleo para lubrificação, esta deve ser fornecida de forma garantida e contínua. Os tanques de óleos devem estar construídos e instalados de modo a aguentarem quaisquer vibrações, inércia e cargas de fluído necessárias para as operações de voo. Os níveis de óleo deverão ser fáceis de averiguar sem que para isso seja necessário desmontar partes do tanque. Se os tanques estiverem instalados perto do motor, estes devem ser constituídos por um material à prova de fogo.
Sistema de Arrefecimento: O sistema de arrefecimento do motor e dos seus componentes deve ser capaz de manter a temperatura dos mesmos dentro do limite de temperatura estabelecido pelo fabricante durante todas as condições prováveis de funcionamento. Cada tanque de refrigeração deve ser capaz de suportar a vibração, forças de inércia e peso do fluído a que pode ser submetido durante operações de vôo.
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Se for utilizado um líquido de refrigeração inflamável, a conduta de entrada de ar para o radiador de arrefecimento deve estar localizada de forma a que (em caso de incêndio) as chamas da nacelle não possam atingir o radiador.
Sistema de Exaustão: Cada sistema de exaustão deve garantir a eliminação segura dos gases de escape, sem risco de incêndio ou contaminação por monóxido de carbono, na cabine do piloto. Cada componente do sistema de exaustão deve ser ventilado para evitar pontos de temperatura excessivamente alta e deve estar separado por escudos à prova de fogo das partes inflamáveis adjacentes do avião.
Equipamento
Função e Instalação: Cada item de equipamento instalado deverá ser projectado para a função pretendida e rotulado quanto à sua identificação, funções ou limitações operacionais, deve ser instalado de acordo com as limitações especificadas para esse mesmo equipamento e funcionar adequadamente quando instalado.
Instrumentos de Navegação e Vôo: É necessário durante o vôo que os instrumentos de navegação tenham um indicador de velocidade aerodinâmica, um altímetro e também um indicador de direcção magnética.
Instrumentos Motopropulsores: São necessários os seguintes instrumentos do grupo motopropulsor: Um indicador de quantidade de combustível para cada tanque de combustível, um indicador de pressão de óleo, um indicador de temperatura do óleo, um indicador de temperatura para cada motor refrigerado a ar, um indicador de pressão de combustível, um indicador da quantidade de óleo em cada tanque, um indicador de temperatura da refrigeração para motores refrigerados a líquido.
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Disposição e Visibilidade: Os dispositivos no painel de instrumentos devem estar claramente dispostos e visíveis para cada piloto.
Indicadores do Sistema de Velocidade: O sistema de indicação da velocidade deve ser calibrado para indicar a verdadeira velocidade aerodinâmica ao nível da atmosfera padrão, assim como deve ser adequado para velocidades entre Vso (velocidade mínima para a sustentação do voo no qual o a aeronave é controlável) e Vne (velocidade que nunca pode ser excedida). A sua calibração deve ser sempre feita durante o vôo.
Instrumentos que Utilizam uma Fonte de Alimentação: Para cada avião o instrumento giroscópico deve derivar a sua energia de fontes de energia adequadas para manter a precisão requerida a qualquer velocidade, deve ser instalado de modo a evitar o mau funcionamento devido à chuva, óleo e outros elementos prejudiciais.
Gerador de Energia: Deve haver pelo menos um gerador se o sistema eléctrico fornecer energia para carregar circuitos essenciais para uma operação segura. Além disso, cada gerador deve ser capaz de fornecer potência nominal contínua; o equipamento de controlo de tensão do gerador deve ser capaz de regular de forma confiável a saída de energia dentro dos limites nominais; cada gerador deve ter um corte de corrente inversa projectada de forma a desconectar o gerador da bateria e de outros geradores quando existe corrente inversa suficiente para danificar o gerador; deve ser lançado um sinal de aviso imediato ao piloto de uma falha qualquer no gerador, e cada gerador deve ter um controlo de sobrecarga projectado e instalado para evitar danos no sistema eléctrico.
Resistência ao Fogo: O equipamento eléctrico deve ser concebido e instalado de forma a que, em caso de incêndio, no compartimento do motor seja minimizado o risco de incêndio adicional.
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Cabos e Equipamentos Eléctricos: Cada cabo de conexão eléctrico deve ter capacidade adequada, assim como cada cabo e equipamento associado que sobreaqueça em caso de sobrecarga ou falha do circuito. Deve ser pelo menos resistente às chamas e não poder emitir quantidades perigosas de fumos tóxicos.
Equipamento de Segurança: O equipamento de segurança instalado deve ser facilmente acessível.
Limitações Operativas e Informações a Bordo Cada limitação operativa e outras informações necessárias para a operação segura da aeronave devem ser estabelecidas e disponibilizadas ao conhecimento do piloto.
Limite de Velocidade: Deve ser estabelecido o valor de velocidade Vne, de forma a que este nunca seja excedido. Tal valor não deve ser inferior a 0.9 vezes o valor mínimo de Vd permitido em CS-VLA 335 ou 0.9 vezes a velocidade máxima especificada em CS-VLA 251.
Velocidade de Manobra: A velocidade de manobra Va, determinada em CS-VLA 335, deve ser estabelecida como limitação operacional.
Peso e Centro de Gravidade: As limitações de peso e centro de gravidade determinadas em CS-VLA 23 devem ser estabelecidas como limitações operacionais.
Limitações da Célula, Sistemas e Grupo Motopropulsor: As limitações do grupo motopropulsor devem ser estabelecidas de modo a que não excedam os limites correspondentes para os quais o equipamento é certificado. Na descolagem a operação do grupo motopropulsor deve ser limitada pela potência máxima de rotação. A operação contínua deve ser limitada pela velocidade 16
máxima de rotação e pelas temperaturas máximas admissíveis na cabeça do cilindro, óleo e líquido refrigerante. O nível mínimo de combustível deve ser estabelecido de forma a não ser inferior ao exigido para o funcionamento do motor.
Tipos de Operação: Os tipos de operação a que o avião é limitado são estabelecidos pela categoria para a qual este é elegível para certificação e pelo equipamento instalado.
Manual de Manutenção: Deve ser fornecido um manual de manutenção contendo as informações consideradas essenciais para a manutenção adequada da aeronave. Tais informações devem incluir uma descrição dos sistemas, instruções de lubrificação, pressões e cargas eléctricas aplicáveis aos diversos sistemas, identificação de estruturas primárias e secundárias, recomendações de cuidados e limpeza, métodos especiais de reparação aplicáveis à aeronave e materiais necessários para pequenas reparações, entre outros.
Marcações e Rótulos: O avião deve conter as inscrições e rótulos especificados do CS-VLA 1545 ao 1567 e quaisquer informações adicionais, inscrições de instrumentos e rótulos necessários para a operação segura caso existam características incomuns de projecto, operação ou manuseio. Tais inscrições não devem ser facilmente apagadas, desfiguradas ou obscurecidas. As unidades de medida utilizadas nos rótulos devem ser as mesmas utilizadas nos indicadores. Quando instalado, o equipamento de segurança deve ser claramente marcado relativamente ao correcto método de utilização.
Manual de Vôo e Material Aprovado: Um manual de vôo deve obrigatoriamente constar em todas as aeronaves e este deve estar num local apropriado e designado
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para a sua acomodação a bordo do avião. Cada manual de vôo deve conter informações exigidas no CS-VLA 1583 ao 1589, incluindo a explicação necessária para um uso adequado e o significado dos símbolos utilizados. Deve conter também outras informações que são necessárias para uma operação segura.
Informações de Carga: Devem ser fornecidas instruções para todos os tipos de acondicionamento de carga entre o peso máximo e mínimo determinado em CSVLA 25 e que podem resultar numa alteração do centro de gravidade.
Conclusão Em Portugal é necessária uma licença de piloto de ultraleve de forma a poder pilotar este tipo de aeronaves, existem licenças suplementares que o piloto pode tirar de forma a poder pilotar vários modelos diferentes de ultraleves. Por seu lugar a ANAC — Autoridade Nacional de Aviação Civil certifica os modelos de ultraleves a operar em espaço aéreo nacional como aptos e seguros. Através do manual CS-VLA estabelece-se um controlo prático, sólido uniformizado e mais seguro deste ramo da aeronáutica que tem tantos adeptos em todo o espaço aéreo europeu.
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Bibliografia
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