Made available in DSpace on 2016-06-02T19:50:03Z (GMT). No. of bitstreams: 1 1891.pdf: 2133112 bytes, checksum: 56cfb6cd019de0144efe64cf9f29c59d (MD5) Previous issue date: 2008-02-15 / The aim of this study was to understand the technique construction role as well as the knowledge in consolidation of the aeronautics design and upbringing productive competence. In this way, it identified the representations from different actors over the constraints that acted in the start of the aeronautics production, and turned evident in the strategies adopted by assemblers, and managers facing the constraints. It was done an ergonomic analysis of this work, based on observations, interviews, surveys and confrontation group. The riveter assembler, while realize his work activity provoke a sense motor action and promotes a confrontation of intentions, gesture and results producing news ways of know-how . The new know-how , therefore, seem to comply an absortion cycle by the productive organization which is shaped by the product maturity process. The viability of manufacturability makes itself up to the subject ability to incorporate adjustments or indicates changes. The system stability and aircraft own homologation derives from the technique formation, the meta-functional activity and the incorporation of the assemblers knowledge. / O propósito deste estudo foi o de compreender o papel da construção da técnica e do saber na consolidação do projeto aeronáutico e formação da competência produtiva. Neste sentido foram identificadas as representações dos diferentes atores sobre os constrangimentos presentes no início de produção aeronáutica, e evidenciadas as estratégias adotadas por montadores, e pelos gestores frente aos constrangimentos da posta em marcha. Foi realizada uma análise ergonômica do trabalho, instrumentalizada por observações, entrevistas, questionários e grupos focais. O chapeador no exercício de sua atividade de trabalho, desencadeia um ação sensório motora do uso corpo no trabalho que promove uma confrontação de intenção, gesto e resultado produzindo novas formas de saber fazer. As novas formas de saber fazer, por sua vez, parecem cumprir um ciclo de absorção pela organização produtiva que é modulado pelo processo de maturidade do produto. A viabilidade da montagem se constitui a partir da capacidade do sujeito do trabalho de implementar ajustes ou indicar mudanças. E a estabilidade do sistema e a própria homologação da aeronave decorre da formação da técnica, da atividade metafuncional e da incorporação da parte objetivável do conhecimento dos montadores.

Este estudo apresenta uma investigação sobre a possibilidade de adotar o processo de solda por agitação e fricção, ou \"friction stir welding\" em substituição ao processo usual de fixação por rebitagem, na construção de um painel de fuselagem aeronáutica de dimensões compatíveis com uma aeronave regional com capacidade aproximada de cinqüenta assentos. A investigação avalia aspectos técnicos de engenharia, tais como capacidade de unir materiais heterogêneos, resistência mecânica, vida em fadiga da estrutura, aspectos de produtividade e custos associados. O processo de solda por agitação e fricção ocorre em estado sólido, não requer a introdução de um terceiro material ou qualquer tipo de arco elétrico ou atmosfera de gás inerte. Os materiais a serem unidos não atingem o ponto de fusão, mas são submetidos à severa deformação plástica, sendo misturados sem que haja fusão. As características mecânicas resultantes dos componentes soldados são equivalentes ou superiores às características dos componentes rebitados. Sob o ponto de vista econômico, existem ganhos em redução de custos de mão de obra e aumento na velocidade de produção, quando comparado ao processo de rebitagem. / This study presents an investigation about the possibility of use friction stir welding process to replace the usual riveting process to build an aeronautic fuselage panel which has its dimensions compatible to a fifty seats regional aircraft. The investigation evaluates engineering technical aspects as the capability to join dissimilar materials, the mechanical strength, structure\'s fatigue life, productivity aspects and associated costs. Friction stir welding is a solid state process where a third material deposition is not required, as well is not required any electric arc or inert gas atmosphere. The materials to be joined do not reach the fusion point, but are subjected to severe plastic deformation, being mixed without melting. The mechanical behavior of welded components is equivalent or better than the behavior of riveted components. From financial standpoint, there are benefits on labor costs reduction and increased production rate, when compared to the riveting process.

Made available in DSpace on 2014-06-12T16:30:54Z (GMT). No. of bitstreams: 2 arquivo4394_1.pdf: 7291661 bytes, checksum: f7881763f7e86a6f807dbb43f740737a (MD5) license.txt: 1748 bytes, checksum: 8a4605be74aa9ea9d79846c1fba20a33 (MD5) Previous issue date: 2006 / Os registros oficiais de acidentes, sempre apontam para o humano como culpado ou como fator contribuinte nos acidentes numa proporção próxima a oitenta por cento. Deve-se considerar que o piloto recebe um artefato que iniciou seu projeto de fabricação alguns anos antes de ser entregue a este profissional. Ele agora é o responsável por mantê-la no ar, com segurança, que pesa 50.000 quilos ou mais e que transporta, cinco toneladas de combustível altamente inflamável e cerca de duzentos passageiros a bordo. Este máquina complexa depende das perfeitas condições de funcionamento. Mas o ser humano é falível e a história da aviação mostra que estes equipamentos apresentam defeitos e ainda continuarão apresentando problemas. Porém, inserido neste caminho para a busca da perfeição técnica e operacional da aeronave, está invariavelmente o piloto, que no final, é quem está sempre dentro do artefato quando este se acidenta e paga o mais alto preço, que, muitas vezes, é a própria vida. Os erros dos pilotos certamente ocorrem, mas é preciso analisar suas origens que se devem também, às falhas de projeto, aos erros de manutenção, à falta de capacitação, que freqüentemente lhe foi negada, a turnos de trabalho mal planejados onde foi negligenciado o seu ciclo circadiano, à má comunicação das torres de controle, às informações erradas ou desatualizadas de cartas de navegação, aos erros de outros pilotos, a suas próprias falhas e a outros condicionantes. Foi feito um estudo crítico nos registros oficiais dos acidentes com aeronaves através da releitura de uma amostra selecionada disponibilizada por órgãos nacionais e internacionais de controle e prevenção de acidentes, preservando e não contestando seus diagnósticos. Foi realizado um correlacionamento dos condicionantes, prospectando indícios de origens cognitivas e outros fatores ergonômicos que podem ter contribuído com as causalidades. Para isto foi desenvolvido um sistema em computador para implantar um banco de dados de acidentes aeronáuticos com informações extraídas destes registros, que permitiu o tratamento de um grande número de variáveis. Uma ampla análise através de listas e mapas estatísticos gerados por este sistema apontou para a possibilidade da participação de uma contribuição de erros de origem cognitiva em cerca de 42% dos acidentes na amostra analisada. Por fim, são indicadas as recomendações sobre treinamento e comunicação, novos sistemas de proteção de fogo, referenciais para classificação de erros pelos órgãos encarregados de investigação de acidentes aéreos, perfil do pessoal encarregado de investigação de acidentes e critérios de homologação de aeronaves de treinamento básico. Encerramos com as conclusões sobre a culpabilidade e a incapacitação dos pilotos, vôos noturnos ou sem visibilidade, erros devido à desinformação e sobre a avaliação da dinâmica de vôo das aeronaves como um componente integrante do processo de homologação

O modelo de avaliação da camada limite dinâmica e térmica foi implementado, no presente trabalho, em um código numérico para o cálculo do coeficiente de transferência de calor convectivo sobre aerofólios de uso aeronáutico com formação de gelo. Foram considerados, no modelo da camada limite turbulenta, os efeitos da rugosidade equivalente do grão de areia ks, e transição entre o regime laminar e turbulento foi avaliada por dois modelos, um abrupto e um suave. Para a transição suave foi utilizada uma função intermitência proposta por (ABU-GHANNAM; SHAW, 1980). O código desenvolvido neste trabalho foi acoplado aos módulos do código ONERA com o objetivo de simular as formas de gelo em aerofólios para diversas condições de escoamento do ar com conteúdo de água. As formas de gelo obtidas foram comparadas com dados experimentais de Shine Bond (1994) e com resultados de simulações dos códigos LEWICE, TRAJICE e ONERA (KIND, 2001). Os resultados das simulações do presente trabalho apresentaram boa semelhança com os resultados dos outros códigos. A simulação da previsão de formas de gelo do tipo Glaze, do presente trabalho e dos outros códigos, resultou em formas de gelo de espessura e volume menores que as formas experimentais. Foi verificado que uma previsão adequada do coeficiente de transferência de calor convectivo afeta a simulação das formas deste tipo de gelo. Um caso de Kind (2001) foi utilizado para avaliar os efeitos dos parâmetros da camada limite dinâmica e térmica na formação de gelo em aerofólios. Verificou-se que a posição do início da transição do regime laminar para o turbulento, o comprimento d a transição e o valor da rugosidade afetam a forma, a espessura e o volume do gelo, e que estes parâmetros podem ser utilizados para ajustes dos modelos de camada limite para melhores previsões de formas de gelo do tipo Glaze. / The model to evaluate the momentum and thermal boundary layer was implemented, in the present work, in a numerical module to calculate the convective heat transfer coecient over aeronautical airfoils with ice accretion. It was considered, in the turbulent boundary layer model, the eects of the equivalent sand grain roughness ks , and the laminar to turbulent transition was evaluated with two models, the abrupt and the smooth one. The smooth transition model used an intermittency function proposed by (ABU-GHANNAM; SHAW, 1980). The module developed in this work was integrated with the modules of the code ONERA in order to simulate the airfoil icing shapes for several air stream with water droplets condition. The ice shapes obtained was compared with experimental data of Shin e Bond (1994) and with simulation results for the codes LEWICE, TRAJICE e ONERA (KIND, 2001). The results of the simulations for the present work showed a good similarity with the other codes results. The Glaze icing shapes simulation, in the present work and in the other codes, resulted in icing shapes with thickness and volumes lesser than the experimental shapes. It was noted that a reasonable prediction of the convective heat transfer coecient aects the simulation of this type of ice shape. One case of Kind (2001) was used to evaluate the eects of the momentum and thermal boundary layer for the icing accreations in the airfoil. It was noted the onset position, the lenght of the laminar-turbulent transition, and the sand grain roughness value aects the icing shape, thickness and volume and this parameters might be used to adjust the boundary layer models in order to get better predictions of Glaze icing shapes.

Grandes avanços têm sido alcançados com as técnicas de análise de segurança dos sistemas essenciais de navegação e performance das aeronaves resultando na diminuição das taxas de acidentes ao longo dos últimos anos. O Relatório de Segurança de 2017 da EASA (European Agency Safety Aviation) apresenta um relevante aumento do número de acidentes não fatais. Este resultado positivo leva ao aumento das evacuações de emergência. O Relatório de Segurança de 2016 da IATA (International Air Transport Association) mostra que em 35% dos acidentes com sobreviventes em Jatos e 55% dos acidentes com sobreviventes em turbo hélice ocorreram com evacuação de emergência. Diante deste cenário, a confiabilidade humana torna-se relevante na interface destes passageiros com o projeto de segurança da cabine durante o procedimento de evacuação de emergência. Para avaliar as características e a contribuição desta interface no sucesso do procedimento de evacuação, é proposta uma metodologia para a análise da interação humana com este sistema estabelecendo um diagrama causal genérico com o objetivo de estudar o mecanismo do erro humano nesta interface. A metodologia proposta utiliza a abordagem das Redes Bayesianas apoiada pela lógica Fuzzy para modelar os Fatores de Desempenho Humano e para verificar, através da diagnose e inferência causal, quais fatores mais influenciam o desempenho humano na execução das tarefas neste ambiente de emergência. Esta pesquisa apresenta uma aplicação da metodologia proposta para analisar as tarefas do ensaio de evacuação de emergência de uma aeronave, focando na quantificação do erro humano na interface com o projeto de segurança da cabine da aeronave. Os resultados da aplicação identificaram o fator situacional: cartão de segurança, marcas na asa e escorregadores, e os fatores individuais: conhecimento e habilidades: interpretação e percepção como aqueles que mais influenciaram no teste do procedimento de evacuação de emergência de uma aeronave. / Great advances have been achieved with the safety assessment techniques of essential aircraft navigation and performance systems due to decreasing of fatal accident rates in recent years. The EASA Annual Safety Report 2017 (European Agency Safety Aviation) presents a relevant increase of non-fatal accidents. This positive results leads to increasing of emergency evacuation. The IATA Safety Report 2016 (International Air Transport Association) presents that 35% of survival accidents with Jet and 55% of survival accidents with Turboprop occurred with emergency evacuation. In view of this scenario, human reliability becomes relevant in the interface of these passengers with the cabin safety design during emergency evacuation procedure. To evaluate this interface features, and the contribution of this interface in the success of evacuation procedure, it is proposed a method for analyzing the human interaction within the system, to establish a generic causal framework aiming at the study of the human error mechanism. The proposed methodology uses the Bayesian Networks approach supported by Fuzzy logic for modelling Human Performance Factors and for verifying, through diagnosis and causal inference, which factors most influence human performance in the execution of tasks in this emergency environment. This research presents an application of this approach to analyze the tasks of the emergency evacuation testing from an aircraft, focusing on the quantification of human error in the interface with aircraft cabin safety design. The results of application has identified the situational factor: safety card, marks on the wing and escape slides, and the individual factors: knowledge and abilities: interpretation and perception as one those most of influenced the emergency evacuation test procedure from an aircraft.

A indústria aeroespacial investe grandes somas em seus processos de manufatura, especialmente nas ferramentas específicas e em dispositivos de precisão para verificação dimensional de grandes partes estruturais como dianteira, centrais, asas, empenagens, posicionamento e alinhamento de asas, fuselagem, diedros de semi-asas e empenagem horizontal, distâncias relativas entre asa e empenagens e superfícies móveis. Por serem construídos para usos e processos específicos, a flexibilidade da aplicação dos mesmos fica limitada, sendo necessária a criação de um novo dispositivo a cada novo processo. É estudada a viabilidade de uso do sistema GPS Indoor, assim como do Laser, através de sensores previamente localizados nas superfícies das aeronaves, na verificação precisa da posição relativa entre superfícies móveis, asas e alinhamento da fuselagem. Esses registros, conhecidos como pontos de triangulação, poderão ser utilizados tanto na inspeção final da aeronave para liberação de entrega, como para o operador verificar as condições dimensionais da mesma quando houver suspeita de perdas dimensionais em casos de pequenos acidentes, como o pouso duro, a derrapagem em pista e o pouso de barriga, entre outros.

Crashworthiness can be defined as the ability of the airplane in protecting its occupants in crash situations. This concept is only applicable in accidents that are survivable, that is, accidents for which the decelerations peaks are into human tolerance limits. There is na international concern about flight safety, because statistics show that the number of accidents per flight departures hás been Constant since 1975 despite the associated efforts in technology and crew training. Then, assuming this scenario of constant accident rate, the form found by researchers, manufacturers and authorities to protect the passengers in the accidents hás been to invest in the aircraft protection capability. A crashworthiness accident investigation can recover information about the aircraft behavior submitted by impact, and can supply the design team with the necessary information in case of a redesign that seeks safety improvement. This work proposes a crashworthiness investigation checklist that is structured according to the methodology presented by National Transportation Safety Board, and the goal is to establish investigative techniques that can facilitate the collection and analysis of crashworthiness data for accidents occurring in commercial aviation.

Esse trabalho tem como finalidade o estudo, a implementação e a validação de uma metodologia simplificada da resposta dinâmica de uma aeronave comercial da Embraer à rajada contínua vertical e lateral. O objetivo de se ter um cálculo preliminar confiável visa a economia de homens-hora de engenharia durante o processo de cálculo de cargas para certas fases de desenvolvimento do avião. O método escolhido como foco do trabalho é o método de Peele, que será implementado e validado por comparação com duas metodologias distintas e de domínio público. Peele apresenta uma metodologia simplificada para o cálculo da resposta dinâmica de uma aeronave às rajadas contínuas vertical e lateral tendo como resultado os valores de A e N0 utilizando um modelo rígido de dois graus de liberdade. Como ferramentas de validação foram utilizados o código GRM desenvolvido pelo NLR (Nationaal Lucht- en Ruimtevaartlaboratorium), instituição holandesa que desenvolveu esse programa como parte de um manual de cargas em aeronaves, e um software comercial (NASTRAN). O software desenvolvido pelo NLR cujo modelo é chamado GRM (Gust Response Model), também fornece a resposta à rajada em termos de ganhos e freqüências; porém, só está desenvolvido para cálculo de rajada vertical, não sendo possível, portanto, a comparação do cálculo da resposta devido à rajada contínua lateral. O método do NLR permite a inclusão de 3 modos flexíveis simétricos da aeronave e 2 rígidos, além de ter opção de cálculo para rajada sintonizada. Além do cálculo de A e N0 o método GRM também dá como resultado o momento fletor, o momento torçor, o esforço cortante na raiz da asa e o esforço cortante na raiz da empenagem. O NASTRAN fornece tanto a resposta da aeronave à rajada vertical e lateral, considerando ou não modos flexíveis. Ambos os software utilizam como entrada o espectro de rajada de Von Kármán. Os resultados foram validados comparando os valores encontrados pelo método de Peele com os valores encontrados pelo GRM e pelo NASTRAN.

O trabalho apresenta uma proposta de otimização do sistema de iluminação externa de emergência, visando a substituição da tecnologia convencional por uma nova tecnologia. Consideram-se as principais características desejadas: metas de peso e preço, consumo, desempenho, confiabilidade, aspectos de manutenção e atendimento aos requisitos de certificação aeronáutica.Inicialmente são apresentados os conceitos básicos de iluminação para entendimento do estudo. Em seguida são apresentadas as características das lâmpadas halógenas, seguindo-se os LEDs. Posteriormente apresentam-se os requisitos do estudo do sistema de iluminação externa de emergência, as características da aeronave e a análise comparativa entre as tecnologias. A aeronave em estudo será certificada para ditching e ensaios foram realizados para comprovar a instalação nessas condições, com a luminária submersa na água, e iluminação direcionada, o objetivo era comprovar a viabilidade da substituição da tecnologia.

Este trabalho propõe uma arquitetura de sistema de piloto automático para uma aeronave militar de treinamento. O projeto preliminar desta aeronave mostrou que a mesma ée naturalmente estável, portanto, não necessitando de um sistema de aumento de estabilidade. Como esta ée uma aeronave de treinamento, o sistema de piloto automático não ée tão exigido quanto seria numa aeronave de transporte. Neste caso, o uso do piloto automático se justifica na fase de vôo de cruzeiro. O modelo aerodinâmico longitudinal ée desenvolvido a partir das equações de movimento definidas no início do trabalho e das derivadas de estabilidade e controle calculadas no projeto preliminar da aeronave (14 ). Neste caso, ée desenvolvido tanto o modelo completo quanto o modelo para aproximação de período curto de corpo rígido e flexível. Este modelo de período curto ée utilizado na análise do critério de qualidade de vôo chamado critério C*. Os modos de vibração da estrutura da aeronave devem ser desacoplados da resposta produzida pelo sistema de piloto automático. A análise dos modos de vibração da aeronave demonstrou que o modo de flexão da fuselagem ée o que tem maior influência na resposta do piloto automático. Este modo de flexão ée eliminado das malhas de controle através de um filtro que rejeita a freqüência do modo. As malhas de controle do sistema de piloto automático para o canal longitudinal são inicialmente apresentadas e discutidas de forma genética. Posteriormente, as malhas interna e externa são propostas para a arquitetura de piloto automático em questão. Os ganhos das malhas são ajustados para controlar o ângulo de arfagem, a altitude e a velocidade durante a fase de vôo de cruzeiro. O trabalho segue com uma descrição da arquitetura do ponto de vista de sistemas e suas interfaces. O princípio de funcionamento dos componentes da arquitetura ée brevemente descrito. As principais indicações e alarmes para a tripulação são apresentados e comentados. Os modos de funcionamento do piloto automático são descritos do ponto de vista de operação do sistema pelo piloto. Os resultados das simulações das malhas de controle propostas são apresentados graficamente. Estes resultados permitem concluir o melhor ajuste para os ganhos das malhas de controle. Além disso, os resultados permitem a avaliação do comportamento da aeronave em duas diferentes condições de cruzeiro.