Este trabalho apresenta um estudo de arquiteturas de comandos de vôo fly by wire enfocando nos efeitos dinâmicos de atrasos e processos de conversão de dados advindos da inserção de computadores digitais na malha de controle. São analisados os efeitos da dinâmica de ordem elevada no sistema, formada por atrasos de processamento, sensores, conversores e filtros. A influência de cada um desses elementos no comando é avaliada por meio de análises de sensibilidade. Sugere-se, de forma a conferir maior segurança ao sistema, que o projeto de leis de controle para comando de vôo leve em conta dinâmicas associadas inerentes à abordagem fly by wire. Objetivando a implementação prática de uma estrutura de emulação de malhas de controle fly by wire, é especificado um sistema para a simulação de arquiteturas fly by wire em tempo real sustentado na plataforma x PC Target da Mathworks. O sistema concebido admite a introdução de modelos de sensores, atuadores, filtros, conversores e barramentos e permite, ainda, sua substituição por elementos de hardware equivalentes.

Este trabalho propõe uma arquitetura de sistema de piloto automático para uma aeronave militar de treinamento. O projeto preliminar desta aeronave mostrou que a mesma ée naturalmente estável, portanto, não necessitando de um sistema de aumento de estabilidade. Como esta ée uma aeronave de treinamento, o sistema de piloto automático não ée tão exigido quanto seria numa aeronave de transporte. Neste caso, o uso do piloto automático se justifica na fase de vôo de cruzeiro. O modelo aerodinâmico longitudinal ée desenvolvido a partir das equações de movimento definidas no início do trabalho e das derivadas de estabilidade e controle calculadas no projeto preliminar da aeronave (14 ). Neste caso, ée desenvolvido tanto o modelo completo quanto o modelo para aproximação de período curto de corpo rígido e flexível. Este modelo de período curto ée utilizado na análise do critério de qualidade de vôo chamado critério C*. Os modos de vibração da estrutura da aeronave devem ser desacoplados da resposta produzida pelo sistema de piloto automático. A análise dos modos de vibração da aeronave demonstrou que o modo de flexão da fuselagem ée o que tem maior influência na resposta do piloto automático. Este modo de flexão ée eliminado das malhas de controle através de um filtro que rejeita a freqüência do modo. As malhas de controle do sistema de piloto automático para o canal longitudinal são inicialmente apresentadas e discutidas de forma genética. Posteriormente, as malhas interna e externa são propostas para a arquitetura de piloto automático em questão. Os ganhos das malhas são ajustados para controlar o ângulo de arfagem, a altitude e a velocidade durante a fase de vôo de cruzeiro. O trabalho segue com uma descrição da arquitetura do ponto de vista de sistemas e suas interfaces. O princípio de funcionamento dos componentes da arquitetura ée brevemente descrito. As principais indicações e alarmes para a tripulação são apresentados e comentados. Os modos de funcionamento do piloto automático são descritos do ponto de vista de operação do sistema pelo piloto. Os resultados das simulações das malhas de controle propostas são apresentados graficamente. Estes resultados permitem concluir o melhor ajuste para os ganhos das malhas de controle. Além disso, os resultados permitem a avaliação do comportamento da aeronave em duas diferentes condições de cruzeiro.

O estudo de sistemas mecânicos e hidráulicos foi desenvolvido para a execução da modelagem dinâmica de um servo-atuador hidromecânico de comando da superfície de controle de rolagem, aileron, da aeronave CJ1 desenvolvida durante a fase prática do Mestrado Profissionalizante da EMBRAER. Este trabalho aborda a modelagem e simulação de todos componentes internos do servo-atuador hidromecânico. Com esta modelagem podem-se fazer verificações de comportamento normal e comportamento anormal após a inserção de falhas nos componentes. Para tanto, fez-se uso de software compatível com os padrões EMBRAER, os quais são MatLab e Simulink. As simulações são quase todas não lineares e foram feitas utilizando tanto linguagem de programação quanto diagrama de blocos.

O presente trabalho trata de uma análise comparativa das diferentes soluções de projeto para painéis de revestimento de asa, tendo como objetivo o projeto preliminar dos painéis de revestimento da asa de um avião militar de treinamento proposto pela Embraer e desenvolvido por um grupo de alunos do Programa de Especialização em Engenharia (PEE). Estudaram-se as três principais soluções de projeto, praticadas atualmente pela indústria aeronáutica: painéis de revestimento de chapa com reforçadores cravados, revestimento usinado com perfis reforçadores integrados e painéis de revestimento de material composto. Todo o desenvolvimento do projeto leva em conta aspectos referentes às características da aeronave, requisitos estruturais (tensões, estabilidade e fadiga), processos de fabricação (peças primárias e montagens), peso, manutenção e etc. As análises estruturais necessárias para a obtenção das dimensões preliminares e concepção inicial dos painéis de revestimento foram baseadas no método de elementos finitos, com o auxilio de diversas ferramentas computacionais específicas.

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.

A definição do tipo de junção asa-fuselagem, a ser utilizada em um projeto aeronáutico, passa por aspectos como: qualidade e precisão dos processos fabris necessários à fabricação da junta, tempo previsto para execução do projeto, disponibilidade de matérias-primas, cadência esperada de produção etc. A definição e a análise do número de parafusos, como também dos valores de pré-cargas aplicadas nos mesmos, são frutos de um árduo e complexo trabalho envolvendo as equipes de Projeto Estrutural, Engenharia Estrutural e Cargas. Sendo assim, ressalta-se que o presente trabalho procura explorar algumas possíveis ferramentas para projetar uma junção tipo parafusos em tração, tão somente sob o ponto de vista do Projeto Estrutural. São apresentados dois tipos de análises. A primeira, pelo método analítico, não demonstrou ser uma boa opção, para o caso de estudo, pois apresenta dificuldades quanto à possibilidade de iterações, atividade esta fundamental para otimização da junta. A segunda, via método numérico, demonstrou ser uma opção relativamente melhor, pois permite que haja iteratividade tanto do ponto de vista do número de parafusos na junção como da distribuição das cargas por estes parafusos. O método, obtido do ESDU 85021, para definição dos valores de pré-carga, ou torques de montagem, utilizou como valor de entrada as cargas obtidas pelo método numérico. O método do ESDU 85021 pode ser considerado conservativo, uma vez que despreza a existência de reforçadores nos flanges de junção. Porém, este método merece ser estudado a fim de implementar melhorias que permitam apurar o grau de conservadorismo e viabilizar um caminho prático e seguro para definição dos valores de pré-cargas.

Este trabalho apresenta e avalia a influência do Automatic Takeoff Control System (ATTCS) em uma aeronave regional a jato. O estudo surgiu com intuito de demonstrar a existência de algum benefício que justifique o acoplamento do ATTCS ao sistema do Full Authority Digital Engine Electronic Control (FADEC), visando a dar mais segurança aos processos de decolagem e proporcionar economia na operação da aeronave. Neste estudo ée feita uma abordagem da segurança na decolagem, apresentando-se um histórico de como foram iniciados os estudos que regulamentaram essa fase do vôo, assim como a influência do processo de decolagem na conservação e manutenção do grupo propulsor. São realizadas simulações de decolagem a partir de modelos de aeronaves para a análise de como a ATTCS está interferindo no desempenho da pista dos aviões. Para isso, foi implementado um modelo padrão de avião baseado na plataforma da aeronave ERJ 145 de onde foram extraídos dados geométricos e propulsivos. Por se tratar de uma aeronave regional tradicional, sem grandes diferenças em relação a outros aviões da mesma classe, os resultados podem ser extrapolados para outras aeronaves a jato de categoria semelhante. O estudo também compara o tempo entre as manutenções dos motores para um mesmo avião equipado com e sem ATTCS. Também são apresentados os custos de aquisição, instalação e as implicações na segurança de vôo, advindo da utilização do ATTCS no cumprimento dos requisitos da norma FAR 25. Um Web Charft (gráfico de malha) ée gerado para demonstrar a influência do ATTCS na operação da aeronave. Os resultados apresentados evidenciam uma redução apreciável nos custo de manutenção dos motores, economia de combustível e melhor flexibilidade operacional, conseguidos através do uso do ATTCS.

Uma das grandes vantagens da otimização numérica ée a redução no tempo de projeto, ao mesmo tempo em que se pode lidar com uma larga variedade de variáveis e restrições que são dificieis de visualizar usando métodos gráficos ou tabulares. O presente trabalho teve por objetivo a otimização de aerofólios transônicos, sujeitos a um conjunto de restrições, tais como espessura relativa e consideração acerca de condições fora do ponto de projeto (otimização multiponto). Neste trabalho foi feito um acoplamento entre um programa de otimização baseado em algoritmos genéticos, BLWF (código numérico de potencial completo para cálculo do escoamento em torno de asa-fuselagem) e um módulo para gerar a geometria. A asa foi composta por três aerofólios, sendo que cada aerofólio foi representado por duas equações, representando o arqueamento e a espessura ao logo da corda. Foram gerados resultados para números de Mach entre 0,76 e 0,79, utilizando como base uma fuselagem representativa de uma aeronave de 70 passageiros. A função objetivo do presente trabalho visa à maximização do parâmetro ML/D para o número de Mach escolhido.

Vários incidentes e acidentes com aeronaves são causados por falhas nos sistemas hidráulicos gerando perda das superfícies de controle, a maioria deles resultam em queda das aeronaves. O controlador de vôo por empuxo (CVE) pode ser utilizado nestas situações de emergência possibilitando um pouso seguro. Neste trabalho são desenvolvidos controladores longitudinais que utilizam só a tração do motor para pousar a aeronave, simulando-se perda total das superfícies de controle. A abordagem do CGT (command generator tracker) ée utilizada no auxílio da obtenção dos ganhos ótimos dos controladores através da técnica linear quadrática. Várias simulações foram feitas utilizando o RJ-145, produzido pela EMBRAER. Levou-se em conta variações na posição do c.g e flap bem como avaliou-se a robustez dos controladores projetados quanto à posição de travamento do profundor e turbulência durante o pouso. Os resultados destes estudos para o RJ-145 são apresentados aqui.

Este trabalho apresenta uma metodologia para a extensão do Método da Rede Turbilhonar Generalizado na obtenção da evolução temporal dos coeficientes de força e momento aerodinâmicos em regime de vôo supersônico não estacionário. É utilizado um modelo linearizado das equações básicas da mecânica dos fluidos para a obtenção da resposta indicial de asas planas e sem espessura. Os resultados são comparados aos existentes na literatura, obtidos por meio de cálculos analíticos, demonstrando a validade do método. São estudadas as influências das características geométricas da asa e do número de Mach na resposta aerodinâmica a uma variação em degrau de ângulo de ataque. Devido à linearidade do modelo, os resultados obtidos podem ser utilizados na obtenção da resposta a um movimento qualquer, por meio do princípio da superposição e da aplicação da integral de Duhamel.