Esse trabalho tem como finalidade o estudo, a implementação e a validação de uma metodologia simplificada da resposta dinâmica de uma aeronave comercial da Embraer à rajada contínua vertical e lateral. O objetivo de se ter um cálculo preliminar confiável visa a economia de homens-hora de engenharia durante o processo de cálculo de cargas para certas fases de desenvolvimento do avião. O método escolhido como foco do trabalho é o método de Peele, que será implementado e validado por comparação com duas metodologias distintas e de domínio público. Peele apresenta uma metodologia simplificada para o cálculo da resposta dinâmica de uma aeronave às rajadas contínuas vertical e lateral tendo como resultado os valores de A e N0 utilizando um modelo rígido de dois graus de liberdade. Como ferramentas de validação foram utilizados o código GRM desenvolvido pelo NLR (Nationaal Lucht- en Ruimtevaartlaboratorium), instituição holandesa que desenvolveu esse programa como parte de um manual de cargas em aeronaves, e um software comercial (NASTRAN). O software desenvolvido pelo NLR cujo modelo é chamado GRM (Gust Response Model), também fornece a resposta à rajada em termos de ganhos e freqüências; porém, só está desenvolvido para cálculo de rajada vertical, não sendo possível, portanto, a comparação do cálculo da resposta devido à rajada contínua lateral. O método do NLR permite a inclusão de 3 modos flexíveis simétricos da aeronave e 2 rígidos, além de ter opção de cálculo para rajada sintonizada. Além do cálculo de A e N0 o método GRM também dá como resultado o momento fletor, o momento torçor, o esforço cortante na raiz da asa e o esforço cortante na raiz da empenagem. O NASTRAN fornece tanto a resposta da aeronave à rajada vertical e lateral, considerando ou não modos flexíveis. Ambos os software utilizam como entrada o espectro de rajada de Von Kármán. Os resultados foram validados comparando os valores encontrados pelo método de Peele com os valores encontrados pelo GRM e pelo NASTRAN.

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.

Este estudo tem como objetivo identificar a relevância de parâmetros do sistema de comandos de vôo de uma aeronave de transporte regional para o seu comportamento aeroservoelástico, permitindo o futuro desenvolvimento, para uso da EMBRAER, de métodos de especificação e análise de sistemas de comandos de vôo que levem em consideração os requisitos de aeroservoelasticidade. O estudo é realizado através da introdução de um piloto automático ao sistema de atuação, servo-atuador, de uma aeronave comercial. Para tanto, foi desenvolvido um modelo aeroservoelástico para o movimento longitudinal da aeronave a altitude e velocidade constantes, sendo a malha composta pelo piloto automático (ou controlador), servo-atuador, dinâmica longitudinal e sensores. A dinâmica longitudinal é composta pelos modelos de corpo rígido e flexível da aeronave. O movimento de corpo rígido é modelado a partir de equações de movimento linearizadas utilizando-se valores de derivadas de estabilidade obtidas em ensaios em vôo e em túnel de vento para diferentes configurações de massa da aeronave. A dinâmica das deflexões estruturais é obtida a partir da modelagem estrutural e aerodinâmica da aeronave utilizando-se o software MSC.NASTRAN, considerando-se as mesmas configurações de massa utilizadas na modelagem de corpo rígido. Os sensores são modelados como atraso dos sinais. O piloto automático é modelado como um controlador PID. O servo-atuador do profundor é modelado como um atuador eletrohidráulico composto por uma servo-válvula, um cilindro de potência e um sensor de posição. O estudo é focado na análise dos efeitos (i) da freqüência de corte do sevo-atuador, (ii) da freqüência de corte do controlador, roll-off, e (iii) do atraso computacional na estabilidade do sistema aeroservoelástico com base nos requisitos da especificação militar MIL-A- 8870C(AS), "Airplane Strength and Rigidity - Vibration, Flutter and Divergence" de 25 de março de 1993. Os resultados obtidos demonstram que: (i) a redução da freqüência de corte do servo-atuador de 15 Hz para 7 Hz não afeta a estabilidade nem o desempenho do sistema; (ii) o roll-off é fundamental para que o sistema atinja as margens de estabilidade necessárias para satisfazer os requisitos de estabilidade aeroservoelástica, mas causa uma pequena, porém aceitável, perda de amortecimento no sistema e (iii) o atraso computacional é a principal limitação do sistema aeroservoelástico, não tendo seus efeitos totalmente compensados pela utilização do roll-off. Observa-se a necessidade de se utilizar um artifício complementar ao roll-off para se garantir as margens de estabilidade do sistema diante da presença do atraso computacional. O uso de filtros Notch é sugerido.

Este trabalho descreve o procedimento para o cálculo uma seção de fuselagem. O procedimento enfoca o efeito da tração diagonal em painéis curvos submetidos à esforços de cisalhamento, tração e compressão. Este trabalho descreve também um procedimento simples e conservador para o cálculo das cargas atuantes na fuselagem, bem como a variação do momento de inércia da seção da fuselagem. Além disso, utilizando como exemplo um avião de passageiros de pequeno porte, desenvolveu-se uma planilha com o objetivo de verificar o dimensionamento da estrutura da seção de estudo.

Aeronaves comerciais devem ter seu sistema propulsivo certificado para aeronavegabilidade contínua segundo as normais legais do país onde se pretende operar. Para atingir esta certificação, a aeronave deve passar por extensa campanha de ensaios de modo a demonstrar estar em conformidade com estas normas. Este trabalho apresenta os requisitos para a certificação do sistema propulsivo de uma aeronave comercial segundo a "Federal Aviation Administration" (FAA) e um roteiro detalhado dos ensaios necessários para comprovação de conformidade com estes requisitos. Os resultados de um estudo de caso onde estes ensaios são aplicados ao caso da certificação de instalação de um novo sistema propulsivo de maior empuxo em uma aeronave já certificada são também discutidos.

O trabalho consiste de um breve histórico dos sistemas de APU (Unidade Auxiliar de Potência, do inglês "Auxiliary Power Unit") utilizados até a atualidade em aeronaves comerciais, consiste ainda de: um estudo qualitativo das propostas atuais de turbinas para APU com projeto renovado visando redução na vazão de combustível destinado a esta, utilizando para isto novas gerações de materiais e simplicidade na sua construção; um estudo qualitativo das propostas para um futuro próximo (2010) de sistemas regenerativos de APU combinados com o sistema de controle ambiental (ECS - Environmental Control System); um estudo qualitativo das propostas para um futuro mais distante (2015) de utilização de célula de combustível em substituição da APU. O trabalho aborda ainda um estudo para implementação de um destes novos sistemas em uma aeronave que deve entrar no mercado até 2010, portanto a escolha do sistema deve levar em conta esta variável. O estudo deverá apontar, explicar qualitativamente a escolha dos diversos componentes do sistema para esta aeronave e quantificar a redução no consumo de combustível da aeronave com a implementação deste sistema.

A análise do Efeito Solo ainda na fase preliminar do projeto ée importante devido ao impacto no desempenho em pista das aeronaves. O desempenho em pistas curtas ée um dos fatores primordiais na aceitação das aeronaves no mercado. No presente trabalho avalia-se e comparam-se diferentes metodologias para estimativa do efeito do solo durante o projeto preliminar de aeronaves comercias. Implementaram-se metodologias semi-empíricas: Torenbeek, DATCOM e ESDU, e o método da Linha Sustentadora Estendida. As metodologias implementadas são comparadas com dados de ensaios em túnel de vento. A partir da análise comparativa pretende-se verificar a aplicabilidade dos métodos de modo a definir-se um processo rápido e comprovado para estimativa do efeito solo nas aeronaves, ainda na fase preliminar do projeto.

The purpose of this work is to develop a preliminary interior design of a regional aircraft considering ergonomic and cost aspects. The use of virtual humans provides a better interpretation of the aircraft interior environment, making possible to simulate movements and passenger comfort aspects. The importance of this study becomes evident through the necessity of the aircraft manufacturer of predicting human behavior during all the flight phases. This text also aims to present the difficulty to accomplish the design requirements and at same time meet the market expectations without oversizing the aircraft. The dissertation is applied to an aircraft (called "Unique") developed in the context of the EMBRAER Engineering Specialization Program (PEE) and includes different features of the aircraft interior environment as: cross section definition, seat configuration and passenger cabin layout. The ergonomics analysis comprises the living space (distance between seats) and oxygen mask accessibility. The used method was RULA tool (available in the Catia V5 package) that evaluate individuals' exposures to limb disorders like postures, forces and muscle activities that have been shown to contribute to Repetitive Strain Injuries (RSIs). A preliminary cost analysis is also presented by comparing a standard (30 pax at 32" seat pitch) and an advanced (28 pax at 30"/36" seat pitch) aircraft interior configuration.

ÉE proposto um procedimento para a definição de sistemas de iluminação externa de aeronaves, considerando aspectos técnicos, econômicos, ergonômicos (fatores humanos), os pontos de vista do fabricante e do operador, além das interfaces com outros sistemas, tendo como balizamento o cumprimento das normas aeronáuticas internacionais correspondentes e a satisfação das demandas e necessidades do cliente. O procedimento ée aplicado a uma aeronave regional hipotética de 30 passageiros. O sistema mais adequado ée definido a partir de um compromisso de projeto que busca compatibilizar os menores custo, potência consumida e peso, além de maiores facilidades de inspeção, de manutenção, de instalação e de fabricação. O resultado da aplicação do procedimento ée comparado com o sistema atualmente em uso, evidenciando ganhos bastante significativos, como reduções no peso e no consumo energético, além de maiores disponibilidade e facilidade de manutenção.

Este trabalho apresenta uma metodologia para a seleção do sistema propulsivo de uma aeronave regional de 30 lugares, objeto de estudo do Programa de Especialização em Engenharia - PEE turma 6. São apresentadas as alternativas atualmente disponíveis, junto a algumas expectativas sobre desenvolvimentos futuros. Uma análise de mercado visa contextualizar a introdução desta aeronave, avaliando fatores que tem influência direta na escolha do tipo de motorização. Também ée feito um estudo comparativo entre motores turbofan e turbohélice, onde são confrontados dados de simulações de desempenho e estimativas de custos. A definição do sistema de propulsão, que exerce influência direta no sucesso da nova aeronave, será baseada na potencial lucratividade ao operador. Desta forma, o estudo aponta o motor turbofan como a melhor alternativa para a aeronave em questão.