Este estudo teve por objetivo identificar a relação entre custo humano no trabalho e a vivência de prazer-sofrimento do controlador de tráfego aéreo que atua em Torres de Controle e em Controles de Aproximação não-radar, com base nos estudos da Ergonomia e da Psicodinâmica do Trabalho, aplicados à segurança de voo, investigando as interações entre o ser humano e os elementos do sistema e a interação do trabalhador com a relação entre o custo humano e a vivência de prazer-sofrimento no trabalho. Tratou-se de uma pesquisa com abordagens qualitativa e quantitativa. A qualitativa descreveu as características que envolvem o trabalho do grupo de controladores de tráfego aéreo pesquisado. Para a quantitativa, utilizou-se o Inventário sobre Trabalho e Risco de Adoecimento (ITRA) e seus dados foram tratados em software estatístico. Participaram desta pesquisa 80 Controladores de Tráfego Aéreo de três aeroportos distintos, identificados neste estudo como aeroportos ALFA, BRAVO e CHARLIE. Os resultados, analisados de forma geral e comparativa entre os três aeroportos, apresentaram índice de classificação Moderado a Crítico para diversos fatores. Foram observadas correlações, negativa e positivas, entre os Custos Afetivo, Cognitivo e Físico e as subescalas de Prazer e Sofrimento no Trabalho. Os resultados finais deste estudo sugerem a necessidade de se manter uma óptica própria para as condições que envolvem o trabalho do controlador de tráfego aéreo por meio da criação de uma política de acompanhamento permanente das condições físicas e psicológicas desses trabalhadores em seus contextos profissionais. Sugerem também a ampliação de estudos com esse grupo, que é responsável direto pela segurança de voo no transporte aéreo, atividade cada vez mais importante na estrutura econômica nacional.

Este trabalho tem como objetivo a aplicação de técnicas recentes de estimação de parâmetros aerodinâmicos de uma aeronave não-tripulada utilizando dados reais obtidos com ensaios em voo. O modelo aerodinâmico completo da aeronave foi identificado pelo método dos dois passos. Inicialmente, foram empregadas técnicas de reconstrução de trajetórias para calibração dos sensores da aeronave, utilizando-se o método de erro na saída e o estimador de máxima verossimilhança. Na segunda etapa do método, as derivadas de estabilidade e controle foram estimadas pelo método dos mínimos quadrados ortogonais parciais, em que os regressores candidatos são ordenados com base em sua capacidade de reduzir a variância do resíduo. Por ser do tipo "equation error", este método tem a vantagem de ser não-iterativo, quando aplicado a um modelo linear nos parâmetros. Entretanto, é sensível a erros nas variáveis independentes, o que torna essencial a etapa anterior de reconstrução dos estados da aeronave. Esta metodologia foi inicialmente aplicada a um modelo de simulação de uma aeronave, para então ser utilizada com dados reais obtidos em ensaios em voo. A capacidade preditiva do modelo aerodinâmico identificado foi confirmada pela validação com um segundo conjunto de dados.

Este trabalho apresenta estudos e proposições sobre guiamento de veículos espaciais, especialmente o VLS-1, com ênfase em tratamentos para dispersões em valores de parâmetros pré-estabelecidos para vôo, no âmbito de possibilidade de atuação do guiamento. Introdutoriamente, é feita uma sinopse sobre a missão de vôo do VLS-1 e a contextualização do guiamento nessa missão. Para fundamentar teoricamente o desenvolvimento neste trabalho, e com enfoque no estritamente necessário para isso, são expostos alguns conceitos de cálculo variacional; o que envolve tópicos em controle ótimo, princípio de máximo de Pontryagin e método de extremais vizinhas. O desenvolvimento aplicado ao guiamento começa com o estabelecimento de condições requeridas, inclusive com relação a dispersões. Então, com base nos mesmos métodos matemáticos, são desenvolvidos dois modelos de guiamento, denotados Guiwa e GuiAa. São analisadas diversas características estabelecidas na concepção e na realização dos modelos, especialmente em relação ao contexto do VLS-1. Segue-se a avaliação de resultados de vários ensaios de simulação, efetuados com protótipos implementados para cada modelo de guiamento. Dois casos de missão, denotados Hsp615 e Hsp750, foram preparados para essas simulações com ambos os modelos. Incluíram-se nas simulações e análises decorrentes, critérios de controle específicos para trajetória após o instante previsto de atingimento de objetivo, bem como antecipação desse instante. Constata-se a eficácia de condição, introduzida no guiamento, contra efeitos de dispersões. Constata-se também a grande conveniência do critério denotado ProHs, para trajetória após o atingimento de objetivo, para ampliação dessa eficácia. Essa condição contra efeitos de dispersões e esse critério ProHs podem ser incorporados a diferentes modelos de guiamento. Quanto aos dois modelos de guiamento experimentados, o Guiwa tem desempenho superior. Contudo, outras alternativas também utilizando cálculo variacional são sugeridas, inclusive com agregação de outras atribuições funcionais relevantes, e merecem ser desenvolvidas e experimentadas.

Este trabalho aplica o método da resposta em freqüência para a identificação de parâmetros do modelo no espaço de estados da dinâmica longitudinal de uma aeronave. Inicialmente, considerações a respeito de uma manobra apropriada para a excitação da aeronave são discutidas e a manobra de varredura em freqüência é descrita. Uma breve explicação da teoria de análise espectral utilizada para o cálculo das funções de resposta em freqüência é apresentada, incluindo o cálculo dos intervalos de confiança e os impactos dos ruídos aleatórios e de erros sistemáticos sobre os resultados. O método da resposta em freqüência de identificação de parâmetros, implementado em ambiente MatLab, utiliza a função custo de máxima verossimilhança. Dados simulados são utilizados para a identificação de parâmetros. Em geral, os modelos identificados apresentam boa concordância com a dinâmica da aeronave. Dentre os resultados bem sucedidos, o modelo identificado que melhor representou a dinâmica da aeronave foi dado pela identificação paramétrica D. Os resultados também sugerem que o sucesso na identificação de um sistema usando técnicas do domínio da freqüência depende grandemente do apropriado planejamento e execução da manobra.

A escalada do preço do barril de petróleo e as crescentes preocupações ambientais com relação ao efeito estufa e aquecimento global estão motivando cada vez mais as companhias aéreas e as fabricantes de aeronaves a buscar soluções mais eficientes do ponto de vista de consumo de combustível. À medida que a aeronave consome combustível e torna-se mais leve, as posiçõoes de equilíbrio de profundor e da manete de potência mudam. Procura-se então reduzir a posição da manete de forma a minimizar a rotação do motor e, desta forma, consumir menos combustível. Para manter altitude e velocidade constantes torna-se necessário mudar a posição do profundor de forma coordenada à mudança da manete. O mesmo procedimento deve ser realizado quando a aeronave é submetida a distúrbios atmosféricos e deve retornar à posição de equilíbrio na qual se encontrava inicialmente. O principal objetivo do trabalho é portanto efetuar um estudo sobre como utilizar os controles de voo primários do avião para otimizar o consumo de combustível de uma aeronave durante a fase de cruzeiro. Em especial compara-se o controlador utilizado tradicionalmente baseado em Seguradores de Altitude e Velocidade com aquele que utiliza o algoritmo TECS (Total Energy Control System), cujo uso já foi bastante explorado nas fases de descida e arredondamento em outros estudos acadêmicos. De forma a tornar este projeto mais próximo das aplicaçõoes presentes nas fabricantes de aeronaves, alguns requisitos tais como limites aceitáveis para variações de altitude e velocidade, limites físicos dos ganhos dos controladores, valores mínimos de margens de fase e de ganho das malhas de controle, foram estabelecidos. O modelo de aeronave utilizado foi linearizado de forma a permitir a determinação dos ganhos dos controladores, realizada através de algoritmos de otimizaçãao aplicados em modelos lineares. A seguir, um escalonamento de ganhos permite a aplicação dos controladores em uma vasta gama de pontos distintos do envelope de operação da aeronave. Por fim, uma simulação não-linear com o modelo completo da aeronave permite verificar a respostado sistema a perturbações como turbulência e realizar uma comparação entre os dois controladores adotados. Simulações em atmosfera tranquila mostraram que o comportamento da aeronave é muito parecido para ambos os controladores. Mesmo as simulações realizadas considerando distúrbios atmosféricos tais como tesoura de vento e turbulência não evidenciaram nenhuma grande vantagem de um controlador com relação ao outro do ponto de vista de consumo de combustível. Desta forma a substituição do controlador utilizado atualmente pelo TECS não é justificável.

O contexto deste estudo é relacionado com a perda de tração em um motor de uma aeronave de transporte. Neste caso, o motor falhado irá contribuir para perda de tração e aumento de arrasto, ocasionando voo assimétrico. Pela análise do envelope de voo, constata-se que, ao ocorrer uma perda parcial (até 45%), a velocidade e altitude da aeronave são mantidas, mas se ocorrer a perda total de um motor, a aeronave desce e perde velocidade. A trajetória da aeronave é calculada através de método numérico no qual se divide a descida em trechos, buscando uma razão de descida mínima em cada trecho até que esta seja igual a zero, onde a aeronave atinge sua nova condição de equilíbrio. De acordo com a análise de várias configurações de voo, observa-se que é necessário que o ângulo de derrapagem seja igual a zero para que o arrasto provocado pela perda de tração seja mínimo. Dois projetos de Piloto Automático (PA) são analisados: (i) PA de altitude, controlando a altitude através da deflexão no profundor; e (ii) PA latero-direcional, controlando o ângulo de rolamento - para que o ângulo de derrapagem seja igual a zero - através da deflexão dos ailerons, e a trajetória direcional, controlada através da deflexão do leme. Introduziu-se os efeitos do vento e verificou-se que o projeto do PA é estável e contribui para diminuir a carga de trabalho do piloto.

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.

A Organização de Aviação Civil Internacional (ICAO) recomendou a utilização da língua inglesa como padrão internacional nas comunicações ar-solo em 1951. Em 1998, sugeriu a realização de um estudo para a implantação de um teste de proficiência linguística para pilotos e controladores, pois havia, naquela época, alta ocorrência de incidentes e acidentes aeronáuticos gerados pela deficiente utilização da língua inglesa (CUSHING, 1994). Em 2004, foi publicado o Manual de Requisitos para Implementação de Proficiência Linguística da ICAO. Como país signatário, o Brasil buscou atender a essas recomendações emanadas pela ICAO e, para isso, a partir de 2003, o Departamento de Controle do Espaço Aéreo (DECEA) passou a adotar diversas medidas de capacitação e avaliação, visando à elevação do nível de proficiência na língua inglesa para os profissionais diretamente ligados às atividades de controle de tráfego aéreo (DECEA, 2011). Assim sendo, em 2007, o DECEA realizou pela primeira vez o Exame de Proficiência em Língua Inglesa do Sistema de Controle do Espaço Aéreo Brasileiro (EPLIS), para avaliar os controladores de tráfego aéreo (ATCo). Nestes anos que se passaram, foram avaliados centenas de ATCo, tendo sido implementadas diversas modificações no exame buscando aperfeiçoá-lo continuamente. Apesar destas medidas de aperfeiçoamento, até a presente data, não havia sido traçado um perfil dos ATCo quanto à sua capacitação em língua inglesa focada na aviação. Desta forma, este trabalho propõe-se a traçar um perfil dos ATCo do Primeiro Grupo de Comunicações e Controle (1 GCC), no tocante a sua capacitação em língua inglesa, possibilitando delinear e subsidiar um adequado programa de capacitação, que poderá contribuir para o aprimoramento da segurança operacional do serviço de controle de tráfego aéreo prestado pelo 1 GCC. Baseado na abordagem do ESP (English for Specific Purpose) que foca nas necessidades-alvo de utilização da língua, o estudo possibilitou identificar as necessidades comunicativas específicas dos ATCo, recomendando ações a serem adotadas para o aprimoramento do programa de capacitação em língua inglesa. Sugere, também, a replicação deste trabalho nas diversas organizações integrantes do Sistema de Controle do Espaço Aéreo Brasileiro (SISCEAB) e a realização de um estudo mais aprofundado para a comparação analítica dos currículos de formação e pós-formação dos ATCo no tocante à língua inglesa.

No projeto de aeronaves é incessante a busca pelo mínimo custo de operação, composto em grande parte pelo consumo de combustível. O peso estrutural da aeronave está diretamente ligado a este consumo. Para projeto de uma estrutura mais leve, é necessário a representação fidedigna das cargas atuantes na aeronave. Para o correto cálculo dessas cargas é muito importante a elaboração de um modelo aerodinâmico representativo das forças atuantes na aeronave. Neste trabalho é feita a comparação entre envelopes de cargas atuantes em uma asa calculados com modelos aerodinâmicos obtidos por diferentes formulações aerodinâmicas teóricas, sendo elas: potencial linearizado, potencial completo com correção de camada limite, Euler e RANS. De posse das distribuições de pressão representativas das que ocorrem na aeronave em todo seu envelope de vôo, é feita uma calibração para que se atinja coeficientes integrados de força normal correspondentes aos valores obtidos em ensaios de túnel de vento. Os envelopes de esforço cortante e momento fletor da asa em condições de vôo simétricas foram equivalentes em todas as metodologias empregadas, porém limitações dos métodos de obtenção de distribuição de pressão assim como do processo de calibração fizeram com que o envelope de momento torsor obtido não fosse representativo da física do problema. Em condições assimétricas, apenas nos envelopes de esforço cortante e momento fletor gerados pelos modelos obtidos com votex-lattice, os resultados foram aceitáveis.

Uma análise sobre a percepção de pilotos de alertas em ``cockpits`` de uma aeronave civil é conduzida para melhorar o projeto de sistemas de alertas aeronáuticos e ``cockpits``. Atualmente o projeto de sistemas de alerta é feito usando principalmente requisitos de aeronavegabilidade e melhores práticas de engenharia, mas poucos dados quantitativos são empregados. O intuito deste trabalho é prover mais informações quantitativas sobre a percepção dos pilotos, para usar-se no processo de projeto de ``cockpits``. Inicialmente o ambiente do ``cockpit`` é estudado usando o modelo de fatores humanos SHELL para se identificar quais fatores poderiam afetar a percepção dos pilotos. Posteriormente os fatores são priorizados e um experimento projetado e executado usando um dispositivo de simulação de voo em um ambiente próximo do real. Um grupo de 7 pilotos civis é exposto a quatro pontos de teste totalizando 28 pontos experimentais cujos resultados são analisados. Conclusões importantes e informações são descobertas sobre a magnitude dos tempos de reação dos pilotos dependendo do tipo de alerta mostrado e a situação operacional considerada. Estes são descritos em detalhes neste trabalho. Adicionalmente, após correlacionar os resultados, a importância de alguns fatores torna-se evidente para garantir a percepção dos alertas.