O comportamento transiente do escoamento de combustível e do ar no interior de tanques de aeronaves é uma informação que é obtida tradicionalmente somente através de ensaios. Esta dissertação propõe uma metodologia para simular o comportamento do combustível no interior de tanques através de métodos computacionais. Com o estudo do comportamento do combustível para condições de reabastecimento e durante manobras é possível avaliar aspectos importantes para otimizar o projeto dos tanques em função do tipo de operação da aeronave. As ferramentas utilizadas para efetuar as simulações têm como base casos matemáticos e simulações em CFD. Esta dissertação propõe a avaliação do comportamento do combustível em um tanque para duas situações: a primeira considerando somente a ação da gravidade com o intuito de simular o movimento do combustível após uma manobra e a segunda situação considerando o processo de reabastecimento. A avaliação do comportamento do combustível tem como finalidade prover informações sobre o tempo de reabastecimento, tempo de estabilização do movimento do combustível, posicionamento da fronteira combustível-ar, dados de velocidade e pressão. Através das informações referentes ao comportamento do combustível é possível a identificação de problemas em fase prematura de projeto, redução de custos de projeto, e redução da necessidade de ensaios em bancada e em vôo.

Observando a evolução das aeronaves comerciais de transporte de passageiros, é possível perceber que há grande interesse por parte de fabricantes e operadores pela automatização de sistemas e tarefas relacionadas ao vôo. Neste âmbito, o presente trabalho tem por objetivo efetuar o projeto de um sistema de controle capaz de efetuar o seguimento de trajetórias tipicamente operadas por estas aeronaves. Primeiramente, foi explorado o cálculo de trajetórias típicas de vôo no plano vertical a partir da integração direta das equações do movimento. As condições de cruzeiro foram determinadas de modo a se minimizar os custos diretos de operação, enquanto que as etapas de subida e descida foram determinadas a partir de um perfil típico realizado em aeronaves comerciais. Em um segundo momento, os resultados do cálculo de trajetórias foram utilizados como guias para o projeto de um sistema de controle, que permitisse o seguimento destas trajetórias de maneira automatizada. A determinação dos ganhos é realizada a partir de técnicas algorítmicas de otimização aplicadas em modelos linearizados. O escalonamento dos ganhos é realizado a fim de se englobar diversos pontos do envelope de operação, quando aplicável. Por fim, o sistema projetado é simulado de maneira não linear a fim de verificar sua resposta diante de perturbações de rajadas de vento.

A constante busca pela excelência empresarial aliada ao cenário mundial competitivo e desafiador faz com que as empresas do segmento da aviaçãoo executiva busquem maneiras de se destacar, sendo a garantia da satisfaçãoo de seu cliente requisito fundamental. A utilizaçãoo do método QFD busca ouvir com eficácia a voz do cliente, traduzi-la com precisão para engenharia e transmiti-la para a produçãoo em busca da qualidade do produto e processos. O presente trabalho propõe a criação do modelo QFD-EA que consiste na adaptação do método QFD à entrega de aeronaves executivas com objetivo de captar as necessidades dos clientes deste segmento e transmiti-las às áreas envolvidas na cadeia produtiva da aviação executiva. Assim estas necessidades são desdobradas em modificações do produto e/ou ações de melhoria dos processos. As conclusões apresentadas apontam para necessidade de garantir que ações significativas com base no QFD-EA sejam estabelecidas visando um tratamento exclusivo para cada cliente da aviação executiva.

A aviação militar é caracterizada pela natureza repetitiva e precisão na execução de suas manobras. Como exemplo, podem-se citar as manobras de reabastecimento aéreo, vôos em formação e operação em alto ângulo de ataque. Devido à natureza dessas atividades, o controle automático torna-se uma alternativa válida para reduzir os riscos associados e garantir os critérios de qualidade de vôo necessários. Esse trabalho propõe um sistema de controle para realizar de forma automática a operação de reabastecimento em vôo baseado no método de sonda e cesto. Essa manobra, que existe desde 1923, exige a integração de duas aeronaves de forma exata e sincronizada, representando um grande desafio para a engenharia de aviação.

Este trabalho apresenta os resultados do desenvolvimento de um protótipo de Sistema Especialista (S.E.) para auxiliar na manutenção de aeronaves, aplicado à aeronave EMB120 Brasília, da Empresa Brasileira de Aeronáutica - EMBRAER. O S.E. dá apoio à equipe de manutenção no processo de tomada de decisões no trabalho de manutenção, utilizando um banco de regras contendo conhecimento especializado. Para sua implementação foi utilizado o Construturo de Sistemas Especialistas ("shell") VP-EXPERT, versão 2.1, da empresa Paperback Software International. Foi implementado o sub-sistema de Aviso de Estol, que evita a aeronave chegar a uma condição de estol ou perda de sustentação. Este trabalho se justifica pela necessidade real de se dar à equipe de manutenção uma ferramenta de apoio que a auxilie na solução de problemas na manutenção de aeronaves.

Esta dissertação apresenta uma investigação da aplicabilidade do método das diferenças finitas à resolução de problemas formulados através do Princípio do Máximo de Pontryagin, com o principal objetivo de utilizá-lo na otimização do desempenho de aviões. O método proposto é aplicado inicialmente à resolução de alguns problemas clássicos e, em seguida, à otimização da trajetória de um avião supersônico.

Um reparo estrutural, feito de uma chapa de reforço unida mecanicamente a um revestimento, pode degradar a vida em fadiga e o comportamento da tolerância a dano de um elemento estrutural típico de uma aeronave. Essa degradação está diretamente relacionada às concentações de tensões introduzidas pelas cargas dos rebites. Uma série de configurações de reparos rebitados típicos são apresentadas, analisadas e comparadas a respeito a sua fadiga e a características de tolerância a dano. As cargas nos rebites são determinadas numericamente utilizando-se um programa de computador baseado no Método dos Elementos de Contorno Dual. Curvas S-N com qualidade de furo aberto são utilizadas para estimar as vidas em fadiga. Cálculos de resistência residual são realizados para a situação de dano múltiplo oriundos da fileira crítica de furos. Resultados são comparados de maneira que a melhor configuração possa ser selecionada.

A disponibilidade das aeronaves modernas está diretamente ligada ao grau de complexidade de seus sistemas, à confiabilidade de seus componentes e às ferramentas embarcadas que auxiliam os técnicos durante as ações de manutenção. O trabalho desenvolvido nesta dissertação busca um melhor entendimento do sistema de manutenção e diagnóstico embarcado em uma aeronave regional com alto grau de integração entre seus sistemas, mostrando suas funcionalidades e os ganhos com sua correta utilização. Além disso, é discutida a importância da atualização periódica dos manuais de isolação de falha e da utilização sistemática dos mesmos, o custo adicional devido à transmissão de mensagens que não agregam valor via data link e a necessidade de testes detalhados durante o desenvolvimento dos sistemas de detecção de falhas para evitar que mensagens que não representam uma falha real sejam mostradas aos técnicos em manutenção. Ao final, são explicitadas as potenciais melhorias que deveriam ser levadas em consideração no desenvolvimento de um novo sistema de manutenção e diagnóstico, de modo que as expectativas do mercado sejam atendidas e superadas durante a operação de aeronaves modernas que possuem um alto grau de complexidade e integração.

A finalidade é projetar e validar um sistema de controle capaz de conduzir, de maneira eficiente uma aeronave durante a decolagem, sem impactar o conforto dos passageiros e respeitando critérios estabelecidos para robustez e qualidade de vôo. A fase de decolagem é dividida em sub-fases, de arredondamento e de subida. Além da dinâmica tradicional da aeronave, foram considerados efeitos característicos da decolagem, tais como: efeito de solo, configuração de trem de pouso e configuração dos flaps. Também foi feito um estudo sobre a dinâmica inversa da decolagem para a sub-fase de arredondamento, com a finalidade de obtenção do comando em taxa de arfagem, a ser utilizado pelo sistema de controle. A partir de então se deu o projeto do cálculo dos ganhos dos controladores, através do modelo linearizado da aeronave. Os ganhos foram calculados utilizando os critérios ITAE (Integral Time Absolute Error), para o arredondamento, e IAE (Integral Absolute Error), para a subida. Ainda para o cálculo dos ganhos dos controladores, foram utilizadas restrições que moldam a performance dos controladores, além de restrições para robustez do sistema. Para a sub-fase de arredondamento, de curta duração, um controlador do tipo PI (proporcional integral) se mostrou eficiente para dar uma boa resposta da aeronave para o comando em taxa de arfagem. Já na sub-fase de subida foi utilizado um piloto automático de altitude e outro de velocidade, e, para tanto, foram utilizados controladores do tipo PID (proporcional integral derivativo) e PI, respectivamente. Com o sistema de controle desenvolvido, ele foi integrado ao modelo não linear da aeronave e, então, foi verificada a performance dos controladores projetados para a fase completa de decolagem, com atenção especial à transição entre as sub-fases. Por final, são avaliados importantes critérios de qualidade de vôo e de estabilidade, assim como testes desenvolvidos especificamente para avaliar a robustez do sistema.

O acúmulo de gelo nas superfícies é uma preocupação, pois pode causar deterioração considerável na performance aerodinâmica e no controle da aeronave, comprometendo a segurança da mesma. A forma e localização do gelo dependem das condições meteorológicas e de fatores específicos do avião. A operação segura de aeronaves em condição de gelo requer o uso de sistemas de proteção contra gelo que são tipicamente instalados nas superfícies aerodinâmicas críticas como asas, empenagem e entrada do motor. Para prevenir a formação do gelo, geralmente, os sistemas de degelo usam meios mecânicos ou térmicos enquanto que sistemas de antigelo utilizam fontes térmicas. O estudo para o conhecimento do fenômeno físico da formação de gelo e possíveis soluções para o mesmo, pode ser feito através de técnicas experimentais e também através de modelos computacionais. Em se tratando deste último, a resolução de problemas de escoamentos pode ser feito através da dinâmica dos fluidos computacional, do inglês CFD Computational Fluid Dynamics. Os benefícios do método estão na possibilidade de se modelar os fenômenos físicos fluidos que não podem ser facilmente simulados ou medidos com um experimento e também a possibiliade de se investigar o problema de forma mais rápida do que com os procedimentos experimentais, reduzindo os custos de projeto. Neste contexto o objetivo do presente trabalho é estudar o fenômeno físico de um sistema de proteção contra gelo com ar quente para assim obter a temperatura na superfície de um perfil com um tubo piccolo via mecânica dos fluidos computacional e estudar a viabilidade de adaptação de malha sem considerar a presença de camadas de prisma na superfície. Os resultados da simulação com a malha refinada apresentam boa concordância com os resultados experimentais, o que demonstra a confiabilidade dos modelos computacionais. O critério de adaptação de malha empregado neste trabalho, e especificamente para as condições aqui simuladas, não se mostrou favorável para a resolução do problema.