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.

Durante a investigação de um acidente aeronáutico, inúmeras informações relacionadas à aeronave, ao controle do espaço aéreo e ao local da ocorrência são colhidas com a finalidade de ajudar os investigadores a descobrir as causas que levaram ao acidente. O presente trabalho tem o objetivo de demonstrar as aplicações da utilização de imagens como método auxiliar de investigação de acidentes aeronáuticos. Apesar de uma recomendação de segurança ter sugerido a criação de um dispositivo padrão de gravação de vídeo resistente a acidentes no relatório de investigação do incidente do voo 105 da UsAir, ocorrido em 1989, e mesmo tendo figurado entre a lista das inovações mais desejadas" (NTSB - Most Wanted List) da NTSB desde 2002, até a data de publicação desta dissertação um equipamento de gravação de vídeo e imagens não havia se tornado item de série na aviação comercial. Após uma revisão detalhada da literatura, sobre equipamentos de gravação de voo e acidentes aeronáuticos, e apresentado um estudo de caso envolvendo acidentes que utilizaram informações registradas por câmeras fotográficas e câmeras de vídeo como ferramenta de investigação de acidentes. Propõem-se também procedimentos para: a) localizar convenientemente as câmeras, de modo a fornecer grande cobertura; b) extrair informações relevantes das imagens para os investigadores de acidentes; c) utilizar simuladores de voo para localização das câmeras.

O escopo do presente trabalho envolve a síntese de leis de aumento de estabilidade e controle de uma aeronave a jato comercial, que possui estabilidade longitudinal relaxada inerente. As características de estabilidade e de resposta desta aeronave são avaliadas em várias condições de vôo, incluindo diferentes posicionamentos de flapes, variações de CG, de peso, de altitude e de velocidade. Controladores são, então, projetados com a finalidade de aumentar tanto a estabilidade quanto o controle do sistema. Com o objetivo de selecionar a estrutura de controle mais adequada à aeronave em questão, pontos críticos do envelope de cada posição de flap da aeronave são escolhidos e uma estrutura de controle simples é aplicada, o Nz. A definição da estrutura realizou-se de acordo com a necessidade de melhoria das respostas, que está intrinsecamente relacionada aos requisitos de projeto. Dentre os requisitos de projeto, cita-se o cumprimento de determinados critérios de qualidade de vôo, como o C*. Como as respostas obtidas pelo controlador Nz (aceleração normal) não satisfazem este critério, optou-se pela aplicação de uma estrutura com realimentação da velocidade de arfagem ($q$) no CAS. O requisito de estabilidade de velocidade firma, então, a estrutura C*u como a mais adequada. A estrutura utilizada envolve um SAS com realimentação de saída do ângulo de ataque e de $q$ na malha interna, um CAS com realimentação de $n_z$, $q$ e de velocidade, além de um compensador PID na malha externa. Com base no C*u, ganhos são calculados para o ponto crítico de cruzeiro. O cálculo dos ganhos é realizado de acordo com a metodologia LQR, cujas matrizes de ponderação são estimadas por aproximações das regras de Bryson e de Gangsaas. O peso das variáveis que não são pré-determinadas por estas regras é variado para a obtenção da melhor ponderação. Antes da otimização dos ganhos propriamente dito, uma estimativa de ganhos iniciais é aplicada com o objetivo afastar o pólo com a maior parte real do eixo imaginário. Diversas respostas são obtidas devido à gama de parâmetros variáveis de projeto descritos acima. Dentre estas, as respostas consideradas mais satisfatórias são elegidas e aplicadas à diversos pontos de operação. O uso dos ganhos obtidos dividem naturalmente os pontos de operação em quatro intervalos de variação da pressão dinâmica, cada um com seus respectivos ganhos. O escalonamento de ganhos é, então, validado por intermédio da aplicação da estrutura de controle final em pontos de operação com CG e peso da aeronave distintos dos de projeto.

Dois programas de simulação do desempenho em missão de uma aeronave foram desenvolvidos para as análises deste trabalho. O primeiro adota uma abordagem quase-estática, tendo como base as equações da dinâmica que determinam o equilíbrio pontual da aeronave em uma dada condição de vôo. O segundo faz uso da integração numérica das equações diferenciais do movimento. Em ambos os casos, os modelos de desempenho utilizados tratam a aeronave como um ponto de massa, e acompanham seu movimento sobre um plano vertical imaginário (x-z). Rotinas de integração foram desenvolvidas para automatizar as constantes iterações associadas ao cálculo do desempenho em missão. Apesar de terem sido concebidos para uma utilização abrangente, e de serem válidos para qualquer modelo de aeronave, os programas foram aplicados a uma aeronave airliner, destinada ao transporte de passageiros em limites intra-continentais, cujo projeto foi elaborado durante o Programa de Especialização em Engenharia Aeronáutica e Mecânica (PEE), mantido pela Empresa Brasileira de Aeronáutica (Embraer) e pelo Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA). A missão estudada envolve as fases de subida, cruzeiro, descida e espera, com nove condições de contorno distintas - entre elas velocidade equivalente constante, número de Mach constante, velocidade calibrada constante, aceleração, desaceleração, taxa de descida constante e altitude constante (sendo algumas dessas condições consideradas em conjunto para um mesmo segmento de vôo). Análises comparativas foram realizadas, tanto nos segmentos de vôo em separado quanto na integração completa da missão, com os resultados de bloco e do diagrama carga paga - alcance. Procura-se, com o apoio dessas análises, indicar vantagens e desvantagens de cada um dos métodos, identificando o mais adequado para cada tipo de aplicação.