Este estudo tem como objetivo identificar a relevância de parâmetros do sistema de comandos de vôo de uma aeronave de transporte regional para o seu comportamento aeroservoelástico, permitindo o futuro desenvolvimento, para uso da EMBRAER, de métodos de especificação e análise de sistemas de comandos de vôo que levem em consideração os requisitos de aeroservoelasticidade. O estudo é realizado através da introdução de um piloto automático ao sistema de atuação, servo-atuador, de uma aeronave comercial. Para tanto, foi desenvolvido um modelo aeroservoelástico para o movimento longitudinal da aeronave a altitude e velocidade constantes, sendo a malha composta pelo piloto automático (ou controlador), servo-atuador, dinâmica longitudinal e sensores. A dinâmica longitudinal é composta pelos modelos de corpo rígido e flexível da aeronave. O movimento de corpo rígido é modelado a partir de equações de movimento linearizadas utilizando-se valores de derivadas de estabilidade obtidas em ensaios em vôo e em túnel de vento para diferentes configurações de massa da aeronave. A dinâmica das deflexões estruturais é obtida a partir da modelagem estrutural e aerodinâmica da aeronave utilizando-se o software MSC.NASTRAN, considerando-se as mesmas configurações de massa utilizadas na modelagem de corpo rígido. Os sensores são modelados como atraso dos sinais. O piloto automático é modelado como um controlador PID. O servo-atuador do profundor é modelado como um atuador eletrohidráulico composto por uma servo-válvula, um cilindro de potência e um sensor de posição. O estudo é focado na análise dos efeitos (i) da freqüência de corte do sevo-atuador, (ii) da freqüência de corte do controlador, roll-off, e (iii) do atraso computacional na estabilidade do sistema aeroservoelástico com base nos requisitos da especificação militar MIL-A- 8870C(AS), "Airplane Strength and Rigidity - Vibration, Flutter and Divergence" de 25 de março de 1993. Os resultados obtidos demonstram que: (i) a redução da freqüência de corte do servo-atuador de 15 Hz para 7 Hz não afeta a estabilidade nem o desempenho do sistema; (ii) o roll-off é fundamental para que o sistema atinja as margens de estabilidade necessárias para satisfazer os requisitos de estabilidade aeroservoelástica, mas causa uma pequena, porém aceitável, perda de amortecimento no sistema e (iii) o atraso computacional é a principal limitação do sistema aeroservoelástico, não tendo seus efeitos totalmente compensados pela utilização do roll-off. Observa-se a necessidade de se utilizar um artifício complementar ao roll-off para se garantir as margens de estabilidade do sistema diante da presença do atraso computacional. O uso de filtros Notch é sugerido.

Este trabalho apresenta a modelagem geométrica do cockpit de uma aeronave de treinamento avançado a jato, incluindo o modelo ergonométrico do piloto, para análise dos efeitos na segurança e operação devido à variação do posicionamento do olho do piloto em relação às posições especificadas de projeto para o cockpit. A motivação do trabalho tem sua origem na atenção dada a este problema em estudo realizado no caça F-16 no Centro de Ensaios em Vôo da Força Aérea Americana (AFFTC - Edwards, California). Segue-se à modelagem, a análise de situações de operação de ataque, aproximação para o pouso e de segurança do piloto. Os resultados obtidos do trabalho são recomendações a serem incluídas nos programas de treinamento de pilotos, bem como parâmetros para o projeto de cockpits.

O objetivo deste trabalho é fazer uma pré-análise dos componentes estruturais que constituem uma fuselagem de uma aeronave de transporte regional e o seu projeto preliminar. Foram apresentados os componentes quanto as suas funções e suas construções na aeronave como revestimento, reforçadores, cavernas e janelas. As linhas básicas estruturais da aeronave foi obtida através de dados históricos e definidos na fase de ante-projeto. Foram considerados 11 tipos de configurações de distribuição de reforçadores ao longo da secção reta da fuselagem e 6 tipos de perfis de reforçadores. Após feita todas as combinações possíveis de configurações e reforçadores foram feitos modelos de elementos finitos de uma região da fuselagem logo após a asa, por ser a região mais solicitada em serviço, para a verificação da sua integridade. Foi estudada a montagem dos reforçadores na fuselagem conforme o tipo de perfil, tipo de fabricação, se extrudado ou em chapa conformada, peso do conjunto e cuidados quanto a ser tomados quanto a corrosão. Após os dados obtidos nas pré-análises de integridade e flambagem e da manufatura da fuselagem, foi feito um projeto de forma preliminar, pois esta poderá sofrer mudanças futuras até que o projeto da aeronave finalize.

The present work proposes a method for safety improvement, with emphasis in human factors in the aviation environment. The method consists of step-by-step actions, which demand active participation of the staff of the related area(s), including management. The proposed methodology is based on two models. One model consists of a proactive analysis of the system's "defenses" against human causal factors, which permits as well the detection of latent failures inherent to this system. The other model, widely used in safety assessment, permits the analysis of an occurred event through the modeling of the causal path leading to it. The methodology is then turned to a practical application at EMBRAER, on the tasks of assembly, maintenance and inspection involving pitch trim systems of the EMB 145 aircraft family, and on a case study of a related event. The method and its tools showed themselves useful to promote a critical analysis of the system and the organization from a safety point-of-view, allowing consistent and directed improvements in safety. Closed Loop Safety Improvement System Applied to Human Factors in Aircraft Maintenance and Inspection

Fomentados pelas centenas de dólares gastos anualmente pelas linhas aéreas em combustíveis, diversos estudos foram e continuam sendo realizados visando reduzir o consumo das aeronaves. Desde as primeiras aeronaves a jato de transporte civil atée a atualidade estima-se que a redução de combustível alcançou o índice de 70%, dos quais 30% estão diretamente relacionados à evolução tecnológica no projeto dessas aeronaves e, os 40% restantes, à melhora da eficiência dos motores. Uma alternativa de projeto identificada para este fim consiste no uso de dispositivos de ponta de asa, tais como o Winglet para possibilitar às aeronaves voar mais alto, consumir menos combustível ou mesmo voar mais rápido, além de melhorar a sua performance de decolagem e subida, reduzindo, assim, o ruído externo emitido à população que vive na região próxima dos aeroportos. Contudo o preço pago por essa melhoria envolve aumentos nos custos de fabricação e manutenção, pesos vazios maiores, além de um aumento nos custos que envolvem o estudo da estabilidade e controle das aeronaves. Com o objetivo de fornecer ao leitor aspectos aerodinâmicos práticos e teóricos que envolvem o uso do winglet este trabalho foi dividido em quatro etapas, caracterízadas pelas seguintes ações: realizar uma extensa revisão bibliográfica; implementar e validar um programa de cálculo aerodinâmico de asas, baseado no método de Weissinger ou método da linha sustentadora estendido; desempenhar, com este programa, um estudo aerodinâmico dos parâmetros geométricos do winglet; e por fim, simular um estudo de caso, avaliando as vantagens obtidas com o uso dos winglets na performance de uma aeronave militar de patrulha. Nos estudos comprovou-se a competência do método para uso no estudo preliminar dos parâmetros geométricos do winglet

Civil aircraft manufactures seek profitable subsonic transport category operations above 40.000 feet through new and advanced civil aircraft projects, in order to meet with modern airline needs. This is due to the increase of air traffic below this altitude, as well as lower operational cost, and more efficient engines above this altitude. The Federal Aviation Administration (FAA), responsible for certification of aeronautical products in the United States has adapted requirement 14 CFR 25.841(a) for high-altitude operations, based on the numerous executive jets that operate at altitude above 40.000 feet and have obtained their type cetificate based on special conditions1. Although the FAA is considering revising this regulation, there is not enough physiological substantiation to do so at this time. This way, aircraft with wing-mounted engines cannot fully comply with this requirement and petition for a exemption which is always required. A trade-off analysis of a typical 70-seater regional jet, with wing-mounted engines, for high altitude operation trends has been completed. Aspects such as operational and economical advantages, certification and compliance impacts were considered.

A velocidade de cruzeiro de uma aeronave comercial ée normalmente estabelecida através de estudos comparativos com aeronaves existentes e com o compromisso de vários outros parâmetros, tais como consumo de combustível, tempo necessário para executar uma missão típica e mesmo, apelo comercial de venda. Contudo, ao se estabelecer velocidades de cruzeiro elevadas, em decorrência de se desejar um menor tempo de vôo, o peso estrutural da aeronave aumenta consideravelmente em algumas faixas de número de Mach. Também, a necessidade de se enflechar a asa faz com que, eventualmente, dispositivos hipersustentadores complexos sejam empregados, aumentando o peso estrutural. O maior consumo de combustível em velocidades elevadas, faz com que se tenha asas de maior área, para poder alojar a quantidade então requerida. Assim, essa e outras considerações fazem com que a aeronave apresente uma degradação do desempenho de subida, impactando desfavoravelmente no tempo de vôo. Finalmente, a economia de tempo proporcionada por velocidades maiores pode não ser significativa se a missão típica ée de pequeno ou médio alcance. O presente trabalho tem por objetivo avaliar como o Mach de cruzeiro de uma aeronave comercial de transporte influencia o peso estrutural da asa. Para tal, aeronaves foram projetadas para atender a uma missão com alcances especificados com a premissa de que todo o combustível seja alojado na asa. Uma rotina de anteprojeto foi desenvolvida para o cálculo do coeficiente de sustentação de cruzeiro e determinação das características geométricas da asa, tais como, enflechamento e área, para atender os requisitos da missão e estimativa inicial do peso estrutural da asa através do método do Torenbeek. A partir daí, o peso estrutural dessas asas ée calculado através de um método com maior exatidão. Para tal, criou-se geometrias iniciais das asas para aeronaves com velocidades de cruzeiro variando de Mach 0,75 a 0,90 com sistema de CAD CATIA. Essas geometrias foram geradas e analisadas pelo módulo PDO (Predesign Optimisation - Otimização do Pré-dimensionamento) do aplicativo WSDS (Wing Structural Design Sistem - Aplicativo para Projeto Estrutural da Asa). O aplicativo WSDS ée um sistema multidisciplinar, desenvolvido empregando a metodologia da engenharia baseada no conhecimento, que auxilia no projeto estrutural do caixão central da asa desde a concepção atée um nível bastante sofisticado. O módulo PDO necessita do fornecimento do arquivo de lofting da asa feito no CATIA e de um envelope de cargas da aeronave em questão. O PDO então constrói a representação plana da asa, a qual define a posição das longarinas, das nervuras e reforçadores, além de fornecer todas as dimensões iniciais dos elementos estruturais, dentre de uma margem de segurança requerida. Todos os cálculos são efetuados usando expressões analíticas e gráficas disponíveis na literatura. O método numérico obtém uma estimativa otimizada de peso do caixão central da asa, assim como o número ótimo de nervuras por caixão central, número ótimo de reforçadores por baias (região formada entre duas nervuras) e o dimensionamento dos componentes estruturais (revestimento, longarina, nervuras e reforçadores), para os quais servem de entrada no WSDS com um erro de aproximadamente 5%. Essa metodologia ée aplicada apenas para aviões do tipo EMB 170/190.

O projeto aeronáutico é um pouco complexo e integrado que exige, desde suas faces iniciais, dados de entrada e diretrizes de diversas disciplinas. Este cenário exige sistemas capazes de acompanhar a complexidade dos projetos por meio da integração de todas as ferramentas especializadas, reduzindo o tempo consumido pelo trabalho repetitivo, o que permite aos engenheiros se empenharem mais em criatividade. A otimização de projetos multidisciplinares, que consiste na busca pela melhor solução de compromisso em projetos que envolvem diversas disciplinas de interesses conflitantes, se mostra uma abordagem adequada para tratar do projeto aeronáutico. O presente trabalho tem como objetivo o desenvolvimento de uma ferramenta computacional eficiente que aprimore o projeto de aeronaves em suas fases iniciais, integrando em um ambiente de projeto multidisciplinar ferramentas e processos necessários à tarefa da otimização. A ferramenta computacional gerada tange disciplinas de aerodinâmica, peso e CG, análise de qualidade de vôo e desempenho, e o método de otimização multidisciplinar utilizado é a programação seqüencial quadrática. Quanto à aplicação desta ferramenta, o estudo é focado no projeto conceitual de uma aeronave executiva, considerando o uso de sistemas de aumento de estabilidade longitudinal e látero-direcional. Os resultados obtidos demonstraram que o projeto conceitual de aeronaves pode ser aperfeiçoado através do emprego adequado de métodos de otimização multidisciplinar.

Esta dissertação apresenta o projeto preliminar e análise estrutural estática linear da concepção para a região pressurizada traseira da fuselagem de uma aeronave de pequeno porte envolvendo as estruturas primárias: cavernas, reforçadores, revestimento, placas de piso, vigas de piso e suporte do piso. Aplicam-se os requisitos de projeto e certificação aeronáutica (RBHA/FAR/JAR parte 23). Para o dimensionamento preliminar consideram-se os casos de cargas de pressurização e manobras em vôo: arfagem e guinada. A escolha da geometria é baseada em recomendações bibliográficas, catálogos, manuais e históricos das indústrias aeronáutica. Para analisar a estrutura utilizam-se ferramentas computacionais de CAD (CATIA) e CEA (MSC.PATRAN, MSC.NASTRAM e FEMAP) para o desenvolvimento. O CATIA V4 é usado para modelagem de geometria, MSC.PATRAN 2000 r2 como gerador de malha e pré-processador, MSC.NASTRAN 2001 como solver e o FEMAP 8.20 como pós-processador e visualizador dos resultados. Estes resultados, baseados no método de elementos finitos, determinam as tensões, deslocamentos e as margens de segurança da estrutura.

A análise do Efeito Solo ainda na fase preliminar do projeto ée importante devido ao impacto no desempenho em pista das aeronaves. O desempenho em pistas curtas ée um dos fatores primordiais na aceitação das aeronaves no mercado. No presente trabalho avalia-se e comparam-se diferentes metodologias para estimativa do efeito do solo durante o projeto preliminar de aeronaves comercias. Implementaram-se metodologias semi-empíricas: Torenbeek, DATCOM e ESDU, e o método da Linha Sustentadora Estendida. As metodologias implementadas são comparadas com dados de ensaios em túnel de vento. A partir da análise comparativa pretende-se verificar a aplicabilidade dos métodos de modo a definir-se um processo rápido e comprovado para estimativa do efeito solo nas aeronaves, ainda na fase preliminar do projeto.