O sistema de envernizamento empregado no mobiliário de aviação executiva está sujeito a variações físico-químicas e mecânicas devido ao seu envelhecimento com o tempo, exposição à umidade, a temperatura, e no caso da região da porta, a incidência de luz ultravioleta. Além disso, a adição de aditivo retardante de chama ao sistema de envernizamento para atender requisitos de certificação das aeronaves executivas também pode provocar modificações na superfície do revestimento. Não foram encontrados na literatura consultada trabalhos referentes ao estudo da influência do aditivo retardante de chama na qualidade superficial de sistemas poliméricos utilizados em mobiliário aeronáutico e nem sobre as técnicas específicas para avaliar as alterações provocadas pelas intempéries. Assim, o objetivo desse estudo é caracterizar fisico-quimicamente um sistema de envernizamento com e sem aditivo retardante de chama, sugerindo o uso de uma ou mais técnicas que sejam eficazes na avaliação da qualidade superficial do verniz, bem como avaliar a influência de intempéries (umidade, temperatura e radiação ultravioleta) na qualidade superficial de um sistema de envernizamento com e sem retardante de chama aplicado sobre mobiliário destinado à aviação executiva. Para isso, amostras representando o mobiliário aeronáutico envernizado com e sem retardante de chamas foram condicionadas em quatro diferentes ciclos sujeitos à variação: da temperatura, umidade e radiação ultravioleta (UV). Os efeitos do condicionamento e da adição do retardante de chamas na qualidade superficial do verniz foram avaliados utilizando as técnicas: FT-IR (Espectrometria no Infravermelho com Transformada de Fourier), DSC (Calorimetria Exploratória Diferencial), medidas utilizando medidor de brilho a 20, espectrofotômetro de cor, medidor de ondulação da superfície (wavescan), rugosímetro, durômetro Shore A e D, micrografia, medidas de espessura de camada e cromatografia gasosa. O estudo mostrou que a as técnicas combinadas de medição de brilho a 20C e medições da qualidade superficial com wavescan são as mais eficazes na avaliação da qualidade superficial dos sistemas de vernizes bem como foram sensíveis o suficiente para perceber pequenas alterações provocadas pelos condicionamentos estudados no presente trabalho.

Há uma extensa variedade de aplicações em engenharia em que é necessário desenvolver o projeto acústico de cavidades, as quais foram concebidas com objetivos os mais diversos. No setor aeroespacial destacam-se: cabine de passageiros em aeronaves, baia de equipamentos, coifa e câmara de combustão de motor foguete em veículos espaciais. No projeto acústico de cavidades é comum deparar-se com a característica de materiais que dependam da frequência e com modos complexos provenientes de sistemas com alto amortecimento local. Nesse sentido, a pesquisa aqui proposta pretende utilizar os avanços alcançados com métodos de síntese de subestruturas e de modificação estrutural, mais especificamente, os que se baseiam no domínio da frequência, para desenvolver um modelo de síntese de subsistemas acústicos utilizando funções de impedância. Objetiva-se predizer o comportamento acústico de uma nova cavidade, através da síntese de subsistemas (cavidade original e elementos modificantes) via funções de impedância escalonadas. Puderam ser comprovados: o acoplamento de cavidades (para alteração de formas modais e frequências naturais); a aplicação de material de absorção (visando atenuação resistiva); e a inserção (simples e múltipla) de ressonadores (visando atenuação reativa), sem a necessidade de refazer modelos completos. O método mostrou-se bastante versátil, ao utilizar modelos numéricos (elementos finitos) e analíticos concomitantemente com funções de impedância obtidas experimentalmente. Seu desempenho se destacou pela habilidade em lidar com modos complexos e características dependentes da frequência, bem como pela possibilidade realizar síntese simultânea ou distribuída. Como estudo de caso, ressonadores foram inseridos em uma câmara de combustão de motor foguete, através da síntese proposta, e a validação foi realizada em um ensaio a frio para comprovar sua atenuação, de fundamental importância para o controle da instabilidade de combustão.

O contínuo crescimento da frota da aviação demanda a necessidade de novos métodos preventivos de análise de fatores de risco de falhas, a fim de reduzir o número de acidentes. Neste contexto, uma possível solução para evitar condições inseguras é a instalação de novos sistemas aeronáuticos. Esta Tese apresenta um método de análise das instalações de sistemas aeronáuticos baseado em um modelo conceitual de fatores humanos e uma aplicação de rede neural artificial, expondo uma visão geral dessas instalações e analisando os fatores de risco envolvidos. Esta é uma nova abordagem preventiva que estabelece uma relação entre as características inseguras observadas durante a instalação desses sistemas e um banco de dados operacional de acidentes, a fim de apresentar um novo método para o desenvolvimento de uma aviação mais segura. Por fim, é exemplificada a aplicação dos parâmetros obtidos pelo método, a fim de evitar condições inseguras durante a operação de um sistema em estudo.

The present work is concerned with studying techniques which would allow the identification of a multiple degree of freedom aeroelastic system from a single computational fluid dynamics (CFD) unsteady simulation. This data is, then, used to generate the root locus for aeroelastic stability analysis of the dynamic system. The system being considered in the present work is a NACA 0012 airfoil-based typical section in the transonic regime. The CFD calculations are based on the Euler equations and the code uses a finite volume formulation for general unstructured grids. A centered spatial discretization with added artificial dissipation is used, and an explicit Runge-Kutta time marching method is employed. Unsteady calculations are performed for several types of excitation on the plunge and pitch degrees of freedom of the dynamic system. These inputs are mostly based on step and orthogonal Walsh functions. System identification techniques are used to allow the splitting of the aerodynamic coeficient time histories into the contributions of each individual mode to the corresponding aerodynamic transfer functions. Such transfer functions are, then, represented by rational polynomials and used in an aeroelastic stability analysis in the frequency domain. The work compares the results provided for each case and attempts to contribute with guidelines for such analyses.

Uma das grandes dificuldades para a determinação da hélice ideal para a aplicação no grupo moto propulsor em aeronave rádio controlada está associada ao seu desempenho. A escolha ideal do grupo moto propulsor, baseado em um motor responsável pela geração de potência de eixo e uma hélice que converte essa potência em força propulsiva, é de grande importância pois garante uma melhor qualidade de voo e menor consumo da fonte energética, que pode ser um combustível ou energia elétrica. As hélices são diferenciadas por suas características geométricas e aerodinâmicas definidas pelos seus respectivos fabricantes. As principais características geométricas são o diâmetro e o passo geométrico. A principal característica aerodinâmica é curvatura da pá, definida pelo formato aerodinâmico da seção transversal da pá. Este trabalho tem como objetivo principal a caracterização experimental de diversas hélices de diferentes fabricantes. Para tal trabalho foi desenvolvido um banco de hélices para obtenção dos principais parâmetros de desempenho de uma hélice, como força propulsiva e rotação. As hélices testadas possuem diâmetro de 13 polegadas com diferentes passos, sendo elas: APC (13x4, 13x6, 13x9, 13x10 e 13x11), Master Aircrew (13x5, 13x6 e 13x8), JCSuper (13x6) e Top Flite (13x6). Os resultados experimentais foram comparados com resultados obtidos através de modelagem numérica, utilizando a teoria de elemento de pá, e com alguns resultados experimentais e numéricos obtidos na literatura, a fim de validar os resultados numéricos. Os resultados experimentais mostram que hélices de dimensões equivalentes, de diferentes fabricantes, possuem desempenho propulsivo diferente.

Tem se verificado a presença crescente de erros de manutenção em aeronaves entre as diversas causas responsáveis por incidentes e acidentes aeronáuticos. Na verdade, estes erros na manutenção nem sempre podem ser atribuídos somente ao mecânico que realizou a tarefa. Existem outras pessoas relacionadas à manutenção que podem influenciar na realização daquela tarefa. Dentre elas, o engenheiro de procedimentos de manutenção que é a pessoa responsável pelas instruções contidas nos manuais de manutenção. Por vezes, um erro durante a manutenção de uma aeronave ocorre quando o mecânico realiza os passos descritos no check-list das tarefas de manutenção corretamente; porém, estas tarefas de manutenção não estão coerentes com a realidade. Este trabalho tem como finalidade co-relacionar os procedimentos de manutenção com os aspectos da segurança de voo, levando-se em consideração que, além de garantir a segurança, os procedimentos de manutenção visão a uma alta despachabilidade e também a baixo custo de manutenção, enquanto precisam garantir a aeronavegabilidade continuada da aeronave. Alguns conceitos básicos a respeito dos manuais de manutenção são introduzidos, bem como os modelos de SHEL e de Reason relacionados aos fatores humanos na manutenção. Para finalizar o trabalho, são apresentados e discutidos um exemplo de incidente e um exemplo de acidente, ocorrido devido à falta de informação correta nos manuais de manutenção.

O modelo dinâmico da aeronave é combinado com medidas obtidas com sensores GPS e INS visando obter redução nas incertezas de determinação de posição. Esta combinação é calculada de modo ótimo, no sentido de média quadrática, empregando-se o Filtro de Kalman Estendido para obter estimativas de posição com acurácia adequada para utilização em navegação de área (RNAV). As medidas obtidas com os sensores GPS e INS são simuladas através da utilização de modelos de erros conservativos para corromper a informação de posição dada pelo método dinâmico da aeronave. As medidas do GPS são disponibilizadas com freqüência de 2Hz enquanto que as do INS são disponibilizadas com 100Hz, sendo também esta a freqüência de atualização do Filtro de Kalman. Na configuração proposta, as estimativas de posição obtidas são suficientemente acuradas para garantir níveis RNP da ordem de 0,037 milha náutica durante um mínimo de 95% do tempo de vôo.

Este trabalho avalia os efeitos na estimação de parâmetros aerodinâmicos de uma aeronave devido a erros não modelados da instrumentação de ensaio em vôo. O algoritmo utilizado para estimação dos parâmetros da aeronave é do tipo output error e a ferramenta estatística para análise da distribuição dos parâmetros estimados foi Monte Carlo. A análise estatística dos efeitos dos erros não modelados foi realizada com dados sintéticos de vôo, o que facilitou bastante as diferentes combinações de tipos de erros tais como ruído de medição, erro de polarização, fator de escala, atraso temporal, erros interferentes associados com cruzamento entre variáveis, latência dinâmica dos sensores e desalinhamento geométrico dos sensores. Foi verificado que o ruído de medição, o fator de escala e o cruzamento de variável não causam grandes erros nos parâmetros aerodinâmicos estimados enquanto que os demais tipos de erros geram erros que invalidam a estimativa dos parâmetros aerodinâmicos.

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.

Este trabalho apresenta a análise de tensões e deslocamentos de uma fuselagem semi-monocoque através do método dos elementos finitos. Os diversos modelos utilizados nas análises possuem variações a partir de dois modelos básicos. O primeiro modelo considera o modelamento de cavernas e reforçadores como elementos de barra. O segundo modelo considera que somente os reforçadores devem ser modelados com elementos de barra; as cavernas, neste modelo, são modeladas com elementos de placa. As variações consideradas são: modelamento e não modelamento dos shear clips, presença e ausência de offsets nos reforçares e discretização da malha (malhas mais grosseira e malhas mais refinidas). Os resultados obtidos mostram que a quantidade e qualidade da malha influenciam muito mais os resultados do que presença ou não de offsets. Modelos com mesma malha, porém com diferença entre os offsets, possuem resultados muito próximos. A modelagem ou não dos shear clips influência na rigidez da estrutura e conseqüentemente deve ser modelado para melhor representar a estrutura real.