O objetivo do trabalho é elaborar e validar um código computacional para a determinação da Polar de Arrasto classe 2 de aeronaves que produza resultados com a melhor aproximação possível com a realidade para a utilização durante a fase de ante-projeto. Utiliza-se da metodologia do Dr. Jan Roskam como fonte principal de informação porém, para se alcançar o objetivo proposto, também são utilizadas as metodologias provenientes do TsAGI - Rússia, do Dr. Egbert Torenbeek, do Dr. Sighard F. Hoerner e de artigos referentes ao assunto sempre que identificado deficiência na metodologia principal. A estrutura do código é desenvolvida em ambiente MATLAB e executa os cálculos da forma bottom-up, ou seja, analisando os efeitos aerodinâmicos, geométricos e ambientais no arrasto de todos os componentes da aeronave para posteriormente somar seus resultados e obter a polar de arrasto classe 2 da aeronave completa. A validação dos resultados obtidos para quatro aeronaves EMBRAER revelou, de uma forma geral, diferenças em relação à realidade inferiores a 7% nos valores de arrasto total, um bom valor para a fase de ante-projeto, demonstrando que o código computacional desenvolvido é uma útil contribuição para situações que requerem estimativas rápidas e confiáveis do arrasto de aeronaves.

Este trabalho descreve o estudo de diversas configurações e metodologias de fixação da asa à fuselagem para aviões convencionais, enumerando vantagens, desvantagens e aplicabilidades. Abrange, também, um projeto preliminar de um sistema de junção asa-fuselagem de uma aeronave polivalente de treinamento avançado de pilotos, de apoio tático e ataque leve. Trata-se de uma aeronave desenvolvida pelo grupo Treinador Avançado (TA) do Programa de Especialização em Engenharia (PEE), uma parceria entre o Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA) e a Empresa Brasileira de Aeronáutica (EMBRAER). O projeto é desenvolvido no âmbito estrutural, com cálculos de pré-dimensionamento e especificação dos prendedores da união asa-fuselagem. A análise estrutural, incluindo tensões e distribuição dos esforços, é realizada por elementos finitos e através de métodos analíticos. Os principais elementos estruturais, bem como os prendedores da junção, são gerados em um programa de CAD, para visualização e verificação da integração entre si e da aeronave como um todo.

Este trabalho verifica a eficiência do conceito de um Controle Através da Energia Total quando aplicado no controle de trajetória e velocidade de uma aeronave que está na fase de aproximação. Para isto, foi projetado um controlador de um piloto automático utilizando este conceito para uma aeronave durante uma aproximação por instrumentos. Este controlador mostra-se eficiente neste caso, porque se trata de um controle MIMO (Multiple Input-Multiple Output), que atua em ambas entradas de forma integrada, otimizando a distribuição de energia da aeronave e minimizando complexidade da malha de controle. Os ganhos do TECS são ajustados através de uma otimização paramétrica, de forma a obter a melhor combinação de ganhos e atendendo às especificações que foram impostas.

O cálculo das cargas atuantes nos componentes da aeronave interfere diretamente no peso estrutural de uma aeronave. Uma estrutura superdimensionada ée um produto pesado, com rendimento abaixo do desejado e custo maior de operação, como também uma estrutura subdimensionada pode gerar problemas estruturais de proporções catastróficas. A precisão no cálculo das cargas ée primordial para que não haja um dimensionamento errôneo da estrutura. Este trabalho apresenta um estudo de caso do cálculo das cargas atuantes devido às condições estáticas de vôo. Foram geradas as cargas de um jato corporativo através de um modelo matemático de precisão. O modelo atende aos requisitos exigidos pelos órgãos homologadores FAA e JAA. São apresentados os dados necessários para inserir no modelo assim como os resultados gerados pelo mesmo, finalizando com uma comparação dos envelopes de cargas do jato estudado e de uma aeronave fabricada pela Embraer.

Trens de pouso têm, basicamente, as funções de dissipar energia de impacto durante o pouso da aeronave e de prover os meios de manobra das aeronaves no solo. Assim, saber avaliar e prever o comportamento deste na condição de pouso se faz de suma importância. Essa avaliação se faz através de simulações computacionais e de ensaios de queda. A modelagem do trem de pouso ée definida por um conjunto de equações diferenciais que traduzem o comportamento físico do sistema. A flexibilidade estrutural afeta fortemente o comportamento do sistema e deve ser incluída na modelagem. Um conjunto de simulações ée apresentado para caracterizar o comportamento dinâmico do trem de pouso. Como recomendação a pesquisas futuras, este trabalho propõe a inclusão do tratamento não-linear do sistema.

O objetivo deste trabalho é desenvolver uma metodologia analítica implementada em computador para a determinação das tensões atuantes e a análise preliminar da estrutura principal de ligação asa-fuselagem. Um estudo de caso para um avião de referência é apresentado. No caso apresentado, o wing-stub é subdividido em duas seções, transversal e longitudinal. As seções carregam forças da fuselagem e da asa, as quais são independentemente consideradas. O envelope de cargas utilizado é aquele de um avião similar. Planilhas interativas e interdependentes são utilizadas para obtenção das tensões no wing-stub e para a verificação da estabilidade estrutural dos painéis reforçados da estrutura. O wing-stub do avião de referência é do tipo totalmente molhado, com longarinas, painéis superior e inferior com reforçadores sem flange e nervuras internas construídas em placas planas. A análise preliminar proposta neste trabalho não considera furos para alívio de peso e alocação de sistemas.

Este trabalho tem como objetivo analisar os diferentes tipos de ligações entre asa e fuselagem mais utilizadas atualmente no mercado aeronáutico. Uma revisão bibliográfica do assunto ée apresentada e revela diferentes soluções de ligação em aplicações semelhantes. Nas avaliações das soluções de ligações, procura-se destacar vantagens e desvantagens referentes a aspectos como peso, montagem, acesso, vedação e manutenção dessas ligações, bem como as dificuldades de manufatura e conseqüências na vida útil de uma aeronave comercial ou executiva. Todo estudo ée baseado no projeto de um avião corporativo proposto pela Embraer e desenvolvido por um grupo de projeto durante nove meses.

O presente trabalho propõe uma metodologia de projeto para a seleção da deflexão ótima e da geometria do flape de bordo de fuga para uma aplicação específica ou ajudar a estabelecer uma configuração característica das que não forem mostradas aqui. O projeto otimizado de um Flape de Dupla Fenda (Double Slotted Flap) com gota fixa ée o resultado de um processo que inclui o conhecimento dos efeitos do flape sobre o avião (efeitos sobre a sustentação e o arrasto), verificação preliminar do desempenho da aeronave na decolagem e pouso para se obter as respectivas deflexões "ótimas" (ver se cumpre o requisito). O flape totalmente defletido (configuração de pouso) deve fornecer o CLmax necessário para atender os requisitos de pouso do avião. O flape de decolagem apresenta menor deflexão do que a configuração de pouso e deve proporcionar o menor comprimento de pista possível de decolagem. Além disso, deve-se verificar se o avião possui o gradiente de subida mínimo no 2 segmento com falha de motor. Após ter-se obtido a deflexão "ótima" do flape para decolagem e pouso, refinou-se os valores de CL e CD através da Mecânica dos Fluidos Computacional (CFD) utilizando-se o software MSES, onde um perfil flapeado com geometrias pré-definidas de modo a fornecer boas características aerodinâmicas, foi modificado a fim de melhorar ainda mais o seu desempenho e eficiência. Esse procedimento foi realizado para um avião de transporte regional de 33 assentos, o RJ2, e obteve-se a melhor configuração de flape para decolagem e pouso, isto é, um flape de dupla fenda com gota fixa otimizado. As ferramentas utilizadas para a realização desse trabalho foram os softwares MATLAB 6.1 e MSES 2.92, na qual, parte do tempo dedicado ao trabalho foi exclusivamente para aprender a utilizar tal tecnologia.

With the expected growth in air transportation, one can experience an increase in the number of incidents and accidents, despite constant or even slightly declining accident and incident rates. Therefore, it is necessary to examine how to improve aviation safety even further. Several studies and statistical analyses show that most accidents result from human and organizational factors, encompassing pilot error, training deficiencies, management error, an ineffective organizational structure, and a lack of safety culture. In these regards, Aviation Safety Management Systems are widely acknowledged as a managerial tool whereby risks and hazards can be managed to avoid the occurrence of an accident. A Safety Management System is an integrated set of process, beliefs and procedures for identifying, classifying, monitoring and managing the hazard and risk for the safety of the organization. It must include, at least, a safety policy which express commitment from upper management; an effective safety reporting system; a hazard and risk analysis; procedures to determine actions to reduce or eliminate risks; training process which keeps staff trained, informed and upgraded about safety issues; and an evaluating process to ensure that the safety management system remains effective and relevant to the organization. The objective of this dissertation is to define the basic elements (processes) of a Safety Management System, describing its characteristics and the way it can be implemented, and to propose a Safety Management Process to be implemented at an aeronautical industry. It also can be implemented in any other kind of industry that looks forward to improve safety and reduce the number of accidents and incidents. Nonetheless, the process must be customized to meet the characteristics of this industry.

O comprimento de pista ée um dos principais parâmetros que limitam a operação de aeronaves. A decolagem, apesar de ser umas das etapas mais importantes do vôo, muitas vezes ée negligenciada em função de ser uma etapa muito curta. Este trabalho tem por objetivo demonstrar a aplicação de método de otimização na obtenção de trajetórias ótimas de decolagem de aeronaves, visando minimizar o comprimento de pista. Para a solução do problema de otimização utilizou-se a distância de decolagem como função objetivo, sujeita a penalizações com diferentes pesos de razão de subida (ROC) após a decolagem. Este problema ée limitado apenas à condição de vôo bimotor sujeito a qualquer condição de temperatura e altitude. A variável de controle utilizada neste problema ée a deflexão do profundor, parametrizada em função da velocidade. As velocidades citadas pelos requisitos de certificação são determinadas juntamente com a solução ótima do problema. O modelo proposto para simular a trajetória da aeronave durante a decolagem ée composto pelas equações do movimento nas coordenadas cartesianas X e Z, pela equação do momento na direção Y, e por relações cinemáticas e geométricas. Este tipo de problema ée descrito por um conjunto de equações diferenciais não-lineares, cuja solução ée complexa e difícil de ser obtida. Para tanto, torna-se necessário a utilização de recursos computacionais robustos para obter resultados. A solução obtida ée sub-ótima devido à parametrização da lei de controle, e ao fato de que não há garantias que o mínimo da função objetivo seja global. Os resultados permitem obter o controle sub-ótimo da deflexão do profundor durante a corrida de decolagem para a qual a distância ée minimizada. O resultado deste trabalho tem por objetivo melhorar o desempenho de decolagem, tendo como critério o uso do menor comprimento possível de pista sem comprometer demais a razão de subida da aeronave. A aeronave utilizada como exemplo deste trabalho foi objeto de projeto do Programa de Especialização em Engenharia (PEE) suportada pela Empresa Brasileira de Aeronáutica (EMBRAER) e pelo Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA).