The primary objective of this work is to investigate the necessity of a more comprehensive human factors approach to the Functional Hazard Assessment process in aircraft systems safety assessment. An overview of the aircraft design process is provided, covering some of its typical stages in a multidisciplinary design environment. Considering the emergence of increasingly complex and integrated aircraft, the role of safety requirements in a systems engineering approach is discussed, as well as the concepts of hazard, risk and safety, to support the analysis of the regulation framework related to aircraft systems safety assessment and certification. Currently adopted safety criteria and requirements, safety assessment standards, acceptable means of compliance, and guideline materials are covered. The discussion of the most important human factors perspectives, as a reflect of the need to understand humans interacting with complex systems, highlights then the problem to assess safety in those systems and points to objective means to incorporate an operational perspective to contribute to the improvement in current practices of the FHA process.

O objetivo deste trabalho é aplicar e testar um procedimento para determinar um conjunto de parâmetros de projeto de uma aeronave de transporte concebida para vôo subsônico, otimizados com relação a um dado critério de desempenho. A fase de projeto conceitual é, em muitos casos, realizada essencialmente de forma "manual" e a qualidade da configuração resultante depende, de maneira acentuada, da experiência da equipe de projeto. É proposto um procedimento de otimização que auxilie a equipe de projeto a obter a melhor configuração através da minimização de uma combinação linear de medidas de desempenho da aeronave associadas á etapa origem-destino dentro de uma missão típica. Paraisso, foram selecionados e implementados modelos para estimar o desempenho da aeronave. Os modelos de desempenho com dois graus de liberdade, empregados para simular as fases de subida, cruzeiro e descida, foram utilizados para determinar o consumo de combustível e o tempo gasto para realizar uma missão típica. Modelos empíricos, utilizados para calcular os comprimentos de pista de decolagem e de pouso, foram considerados como vínculos de otimização. Visando a calcular o arrasto da aeronave com precisão, um modelo detalhado foi escolhido devido à sua capacidade de lidar com variações de parâmetros geométricos e aerodinâmicos. Métodos empíricos são urilizados a fim de corrigir o peso vazio da aeronave devido à mudanças nas variáveis de projeto. Os seguintes perâmetros relacionados à asa foram selecionados como variáveis de decisão no processo de otimização: área, alongamento, afilamento, espessura relativa e ângulo de enflechamento. Um fator de escala foi usado como variável de projeto a fim de levar em conta mudanças de tração máxima do motor. O problema de otimização matemática resultante é resolvido por um código comercial que utiliza um método gradiente. Os resultados apresentados evidenciam uma redução apreciável da função objetivo através da otimização dos parâmetros de projeto e trajetória. Além disso, são apresentadas algumas comparações entre configurações óptimas obtidas utilizando diferentes critérios.

O desenvolvimento de produtos, especialmente na indústria aeronáutica, é uma atividade altamente complexa. A grande quantidade de processos, ferramentas e métodos envolvidos gera um volume considerável de informações que, se não forem bem organizadas e registradas, podem se perder com facilidade, gerando desperdício. Neste contexto, o desenvolvimento de produtos lean, baseado no consagrado Sistema Toyota de Manufatura, surge como uma excelente alternativa para tornar este ambiente mais organizado e eficiente. Dentre suas inúmeras ferramentas, os ábacos ou curvas de trade-off assumem papel fundamental na busca pelo registro do conhecimento, de forma clara e visual, gerando conhecimento reutilizável. Apesar dos inúmeros estudos realizados nos últimos anos a respeito da filosofia e dos conceitos lean, o ábaco - talvez por ser um dos maiores diferenciais competitivos das empresas que o utilizam - não tem sido abordado com a profundidade necessária. Para tentar preencher esta lacuna, este trabalho apresenta uma proposta de método para criação de ábacos, com foco nos ábacos utilizados no anteprojeto de aeronaves. Para validar o método, são apresentados estudos de caso ilustrando sua aplicação e os conceitos aplicados, além dos resultados que comprovam sua eficácia e viabilidade.

O desenvolvimento tecnológico da indústria aeronáutica tem sido, com o passar dos anos, fator de extrema importância para a sobrevivência do setor, uma vez que enquanto a concorrência faz com que as margens de lucro se tornem cada vez menores, o custo do combustível tem sido cada vez mais representativo nas despesas operacionais das companhias, fazendo com que qualquer medida que aumente a eficiência da aeronave tenha grande importância. O aumento do preço do petróleo vivido pelo mundo na última década tem acelerado a necessidade de estudo de tecnologias de redução de consumo das aeronaves, uma das tecnologias mais promissoras nesse sentido é a célula a combustível (CaC). O primeiro objetivo desse trabalho é promover uma discussão a respeito de quais tipos de células apresentam as melhores características para serem embarcadas em uma aeronave. São discutidas também diferentes aplicações de CaC nesse setor, como em substituição à auxiliary power unit - APU, às baterias ou à ram air turbine - RAT, e os projetos dos principais fabricantes de aeronaves. Por fim é realizada uma discussão a respeito da eletrônica de potencia a ser utilizada para o caso de uma célula a combustível substituindo uma RAT de uma aeronave típica pré-definida. São discutidas as principais características que podem ajudar a selecionar a topologia a ser empregada.

O conceito More Electric Aircraft (MEA) tem a finalidade de trazer ganhos de eficiencia para a aeronave. Os ganhos podem ser de redução dos custos de manutenção e de operação, de diminuição de peso da aeronave, menores consumo de combustível e impacto ambiental, entre outros. Esses ganhos são provenientes da substituição dos sistemas pneumáticos e hidráulicos por um sistema elétrico. O principal objetivo desse trabalho é a medição da confiabilidade de uma arquitetura MEA proposta, os outros ganhos deverão ser abordados em trabalhos futuros. Este trabalho apresenta a implementação do conceito MEA numa aeronave regional de 50 passageiros. O dimensionamento de arquitetura elétrica MEA levou em consideração como premissa básica a maturidade de cada componente e sua confiabilidade. A arquitetura elétrica MEA proposta é comparada com o sistema convencional utilizado na aeronave típica da mesma categoria. Os resultados mostram que a confiabilidade na arquitetura MEA é semelhante a da arquitetura convencional e apresentam a mesma ordem de grandeza, com exceção de um modo de falha hazardous que é introduzido na arquitetura MEA. Portanto, sob a ótica da confiabilidade, a arquitetura MEA pode ser aplicada em aeronaves de 50 passageiros.

A tecnologia de construção de freios aeronáuticos de carbono é dominada por poucas empresas, em parte devido ao restrito e exigente mercado não possibilitar que novas empresas se lancem neste desafio, em parte devido a tecnologia complexa envolvida e em parte devido aos altos custos de desenvolvimento. Compreender as etapas do projeto de um freio ajuda o engenheiro a avaliar problemas e possíveis melhoras, e foi justamente com esta intenção que este trabalho foi desenvolvido. Na primeira parte deste trabalho fez-se um estudo da bibliografia relacionada a freios aeronáuticos e suas características. Este estudo foi feito tendo-se três focos principais, a saber, as características principais de um freio para emprego aeronáutico, os materiais para emprego na construção dos discos de frenagem (em especial o carbono) e as novas tecnologias que possivelmente virão as ser usadas na construção de freios aeronáuticos. Neste terceiro item, até mesmo por se tratar de um assunto novo e que ainda está em desenvolvimento, uma atenção maior foi dada ao acionamento elétrico de freios, que é um assunto novo e que apesar de serem poucas, existem algumas fontes de pesquisa. Na segunda parte deste trabalho, fez-se ainda uma pesquisa sobre como avaliar e calcular as características de discos de frenagem, obtendo-se como resultado algumas relações importantes que foram usadas posteriormente, na terceira parte. Na terceira parte as relações dispostas na segunda parte do trabalho, foram empregadas no desenvolvimento de um freio a carbono para uma aeronave corporativa, denominado CJ2, que fora desenvolvido no programa PEE da parceria ITA/Embraer. Por fim algumas observações, análises, recomendações e algumas conclusões estão apresentadas.

O presente trabalho tem como objetivo o projeto preliminar da fuselagem e trem de pouso de um Veículo Aéreo Não Tripulado (VANT) em desenvolvimento pelo Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA). Com base em dados fornecidos pelas equipes de projeto do ITA, foi elaborada uma fuselagem não convencional de estrutura formada por tubos de fibra de carbono unidos por juntas de alumínio. Além da fuselagem, foi realizado o projeto do trem de pouso em alumínio. As concepções da fuselagem e do trem foram submetidas a uma análise estrutural com o objetivo da obtenção de um pré-dimensionamento de seus componentes mais relevantes. Esse dimensionamento foi baseado em um cálculo de cargas em que os dados foram fornecidos pela equipe de mecânica do vôo.

Airplane design consists of putting together several thousand parts to ultimately fulfill a set of requirements defined principally by airlines, manufacturers, and certification authorities. From the traditional perspective of an airline, an interesting airplane is one that is capable of generating the highest revenue with minimum operating cost - a maximum profit airplane. However, the airline industry is constantly broadening its consideration of what constitutes a nice-to-buy airplane. In recent times, not only economics, but also environmental considerations, are taking part in fleet-planning considerations. Following this trend induced by environmentally-aware passengers, and noise and pollution-related charges, airplane conceptual design methodologies are being expanded to incorporate methodologies for preliminary assessment of airplane noise and emissions. During the development of this dissertation, a group of airplane design methodologies was compiled and integrated into a design framework. This design framework was then expanded to incorporate noise and emissions estimation routines. This expanded group is then made into design functions and put through an automated design optimization process. In order to test both the design methodologies and the optimization techniques, two test cases are run: a long range, transcontinental jet and a mid-size regional jet. These test designs are initially single-objectively optimized for direct operating costs, noise and emissions. Then, the airplanes are optimized for pairs of these design objectives. Finally, they are optimized for the three objectives simultaneously. Results and suggestions for future works are presented.

Atualmente, o mercado tem mostrado uma tendência da necessidade por aeronaves cada vêz mais rápidas, exigindo o voo para um alto número de Mach. Com o intuito de obter o desempenho ótimo para essa condição, é extremamente necessário observar os efeitos no arrasto advindos da compressibilidade e esses são mensurados através da análise do Drag Rise. Nesse âmbito, o presente estudo tem como objetivo, no nível de projeto preliminar, observar a influência no comportamento do Drag Rise de um sistema asa-fuselagem dada a variação de alguns parâmetros que definem a forma da asa, tais como: enflechamento, espessura, afilamento e alongamento, além de algumas condições de voo modeladas através do coeficiente de sustentação global da aeronave e do número de Reynolds de voo. Uma vez definidos os parâmetros de entrada da análise, estes são colocados no cartão de entrada do programa BLWF, que calcula a aerodinâmica do sistema asa-fuselagem para uma condição pré-definida. Deste programa são extraídos, como dados de saída, os seguintes arrastos: induzido, de atrito, de pressão e de onda. De posse desses arrastos, é feita a soma de seus componentes e calculada a variação da compressibilidade. Tendo a ultima quantificada, a análise do Drag Rise é feita plotando a variação do arrasto de compressibilidade ( CD) vs número de Mach, e assim, é avaliado a influência dos parâmetros anteriormente citados (enflechamento, espessura, afilamento, alongamento, coeficiente de sustentação global e número de Reynolds) em que é observado se o Drag Rise ocorre mais próximo ou mais longe do número de Mach igual a um.

A modelagem matemática do escoamento sobre asas através da Teoria da Linha Sustentadora possibilita a compreensão do fenômeno físico e serve como estimativa preliminar dos coeficientes aerodinâmicos da asa. O modelo clássico de Prandtl da linha sustentadora ainda é empregado atualmente devido à relativa simplicidade e por apresentar bons resultados para asas retas, perfis variados e de área em planta generalizada. Entretanto, para asas com enflechamento o modelo de Prandtl não possibilita a predição correta da distribuição de circulação, resultando em erros nos coeficientes aerodinâmicos cada vez maiores na medida em que o enflechamento aumenta. Neste trabalho, realiza-se uma revisão acerca dos modelos baseados na Teoria da Linha Sustentadora presentes na literatura e implementam-se adaptações do modelo clássico a fim de predizer a distribuição de circulação de uma asa enflechada. Foram propostos três modelos: duas formulações lineares com diferentes condições de contorno e um modelo não linear. Através dos modelos foi possível observar a distribuição de circulação ao longo da envergadura da asa. Utilizando o modelo fundamentado na Linha Sustentadora de Prandtl, foi possível obter resultados condizentes com a literatura para enflechamentos pequenos e/ou com elevados valores de alongamento. O modelo linear da Linha Sustentadora Estendida de Weissinger possibilitou a obtenção de resultados mais coerentes para asas com enflechamentos e/ou alongamentos pequenos. O modelo não linear para a Linha Sustentadora de Prandtl mostrou resultados coerentes com a literatura para casos específicos, porém requereu maior esforço para calibração dos parâmetros numéricos de simulação.