O objetivo principal deste trabalho é realizar os cálculos preliminares de desempenho de uma aeronave comercial em todas as suas fases de vôo e verificar se a mesma atinge certos requisitos técnicos estabelecidos. Este trabalho foi realizado trocando informações com as outras equipes dedicadas de projeto aeronáutico (da mesma aeronave) buscando soluções que aproximassem as características do projeto aos requisitos técnicos almejados por cada equipe. Ao final do trabalho conclui-se que os requisitos de desempenho foram atingidos. Os resultados obtidos, considerações, melhorias e metodologia utilizada são apresentados neste trabalho.

Este trabalho apresenta um estudo de caso da atuação da engenharia de projeto na melhoria do processo de instalação das portas de trem de pouso principal do EMB190, visando a diminuição de ciclo de montagem, problemas operacionais e atrasos na entrega de aeronaves. As portas do trem de pouso são um elemento crítico no processo de montagem de uma aeronave porque fazem interface com diversos elementos estruturais e sua instalação é um dos últimos itens da cadeia de produção do produto, cuja qualidade é assegurada através da medição de folgas e degraus em relação ao entorno. A produção em série da aeronave demonstrou a dificuldade de estabelecer eficiente procedimento de instalação, que atenda às tolerâncias especificadas. Também foram registradas interferências e falhas estruturais em algumas peças durante voos de produção e em aeronaves em operação. No capítulo 2.2 são apresentados os processos investigativos utilizados para definir as causas raiz dos problemas apontados no capítulo 2.1. No capítulo 2.3 é analisado o mecanismo de combinação destas causas raiz e as soluções adotadas para atingir os resultados esperados. Propõe-se uma solução que passa pela revisão de projetos, análises de estruturas, ferramentais e processos de produção, e que mostra as demandas conflitantes de uma linha de produção com prazos rígidos, da interface com um parceiro internacional e dos rígidos procedimentos associados aos requisitos de certificação aeronáuticos.

Esta dissertação de mestrado profissional é um estudo de caso sobre a análise do levantamento de requisitos para o desenvolvimento de um novo overhead bin para aeronaves de 70 até 120 passageiros. Este estudo está baseado em pesquisas de mercado que mostraram a necessidade do aumento de capacidade dos overhead bins para atender o crescente número de passageiros que preferem embarcar com suas malas ao invés de despachá-las. Este aumento de capacidade traria mais atratividade para as aeronaves no mercado e também atualizaria os seus interiores, comparando-as aos atuais concorrentes entrantes no mercado. O desenvolvimento de um novo overhead bin está inserido em desafio técnico que envolve desde a aplicação de uma nova dinâmica para a criação dos requisitos do projeto, que é a primeira parte deste trabalho, até uma restrição dimensional da fuselagem, e a definição de um conceito que se encaixe perfeitamente na fuselagem, que é a segunda parte e o fechamento deste trabalho. O estudo está sendo baseado em um desenvolvimento que analisou e definiu qual a melhor solução encontrada para as aeronaves de 70 até 120 assentos. O resultado desta dissertação apresentará um novo conceito de overhead bin, que trará um impacto direto na competitividade destas aeronaves no mercado mundial.

Este artigo apresenta um modelo Simulink para controle de temperatura de cabine para uma aeronave da Aviação Comercial e analisa o comportamento dinâmico da temperatura de cabine em diversas de condições de operação. O modelo inclui os componentes mais importantes do Sistema de Controle Ambiental incluindo a unidade de ar condicionado, a válvula de controle de vazão e válvula de bypass. Diversos casos de estudo são apresentados utilizando o modelo de simulação e os resultados são comparados com dados experimentais de aeronaves similares. O modelo de simulação pode ser usado para avaliar o desempenho do controle de temperatura de cabine e para melhorar o projeto e a funcionalidade dos componentes do Sistema Ambiental em condições transientes. Baseado nesta análise o controlador do Sistema Ambiental pode ser projetado para melhorar o tempo de resposta e a estabilidade do controle de temperatura de cabine.

O objetivo deste trabalho é gerar um envelope de cargas oriundas de diversos ítens de interiores (monumentos), com o intuito de criar uma configuração interna única, capaz de cobrir todos os pontos críticos da estrutura interna (piso) de uma aeronave, respeitando, ainda, todos os requisitos de certificação aplicáveis para a categoria de aeronaves de transporte de 70 passageiros. A distribuição dos monumentos na fuselagem é divida por zonas. Cada zona possui uma série de monumentos capazes de serem montados e cada monumento possui uma série de insertos possíveis de serem montados em sua configuração interna (fornos, cafeteiras, aquecedores, etc.), de acordo com a necessidade de cada cliente. Desta forma, do ponto de vista de estruturas de interiores, cada configuração é única e necessita, portanto, de uma análise estrutural específica. A partir dos resultados deste trabalho (envelope de todas as opções disponíveis) será possível analisar uma "super-configuração", substanciando todas as opções atualmente disponíveis para os clientes. Rapidez na certificação estrutural de uma nova configuração, economia de mão-de-obra de engenharia e facilidade para mudanças de configurações internas para as aeronaves da frota estão entre os principais benefícios deste trabalho.

This work investigates the system identification and modeling techniques applied to a fly-by-wire system for pitch control of a commercial jet aircraft. The objective of the work is to build a model based on system identification techniques and generic modeling of the system, therefore using the "grey box" approach. The identification data was obtained from experimental tests performed at Embraer "Iron Bird" laboratory. An overview on flight controls systems is presented, focusing on fly-by-wire technology. To provide the theoretical bases for the experimental identification, a review on system identification techniques is presented, together with the preliminary modeling and determination of model structure. It is further presented the identification test laboratory configuration, test procedure and results analysis using the Matlab "System Identification Toolbox". The resulting transfer function obtained from system identification process is used to identify the dynamical characteristics of the system's components (hydraulic actuator, servo-valve, electronic control). The linear model identified is therefore analyzed and validated and the non-linearities identified during the analysis are included in the final complete model.

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.

A dissertação apresenta conceitos básicos de iluminação e descreve diversas tecnologias disponíveis atualmente. São apresentadas também recomendações para o uso racional e seguro da iluminação em diversas partes de uma aeronave e um procedimento para elaboração de um projeto luminotécnico. Como aplicação final, apresenta-se uma proposta de substituição da iluminação fluorescente, localizada entre a junção do painel de revestimento do teto e do painel lateral, por diodos emissores de luz. Destaca-se a redução do peso, do custo de manutenção e a criação de efeitos especiais, dentre os benefícios apresentados. Os conceitos apresentados não têm o objetivo de detalhar quantitativamente um projeto luminotécnico e sim propor uma alternativa tecnológica para utilização em projetos de iluminação de cabine de passageiros de aeronaves comerciais.

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 descreve o procedimento para o cálculo uma seção de fuselagem. O procedimento enfoca o efeito da tração diagonal em painéis curvos submetidos à esforços de cisalhamento, tração e compressão. Este trabalho descreve também um procedimento simples e conservador para o cálculo das cargas atuantes na fuselagem, bem como a variação do momento de inércia da seção da fuselagem. Além disso, utilizando como exemplo um avião de passageiros de pequeno porte, desenvolveu-se uma planilha com o objetivo de verificar o dimensionamento da estrutura da seção de estudo.