O presente trabalho tem por objetivo modelar, simular e analisar um sistema hidráulico para uma aeronave comercial regional. Para isso, ée considerado o comportamento do avião em algumas situações distintas de vôo, como falha de uma bomba principal, atuação do acumulador, utilização da "unidade de transferência de potência" e diferentes condições de temperatura. Desta forma, ée efetuada a formulação matemática dos diversos componentes do sistema através das equações da Mecânica e da Hidráulica e em seguida, modelado pelo método de Grafo de Ligações, o que permitiu uma visão completa do funcionamento do mesmo. A partir deste modelo e por meio da plataforma AMESim ée possível desenvolver um outro modelo semelhante, simulando para as condições acima. Por fim, são feitas verificações de como o sistema se comporta.

Dispositivos para ensaio de painéis reforçados construídos em materiais compósitos de carbono-epóxi representativos de fuselagens de aviões comerciais são discutidos e analisados. Por meio de simulação numérica no software de elementos finitos ABAQUS versão 6.5-1, é investigado o comportamento dessa configuração estrutural carregada em cisalhamento e flexão no plano a cargas acima da crítica de flambagem e até o colapso estrutural. As simulações oferecem então subsídio para a definição e o dimensionamento de um dispositivo de ensaio.

É proposta a aplicação de um novo paradigma de projeto de sistemas aviônicos baseado em práticas da indústria formalizadas nos documentos ARP 4754 e ARP 4761. O procedimento proposto é aplicado ao sistema aviônico de uma aeronave comercial hipotética com capacidade para até 150 passageiros. O procedimento se inicia com o levantamento dos requisitos de mercado, funcionais e de sistema. A partir das funções da aeronave associadas ao sistema aviônico, é elaborada a Análise dos Riscos da Falhas (FHA), em que são classificados os modos de falha quanto à sua criticalidade. O procedimento prossegue com a identificação e análise de novas tecnologias aviônicas que possam ser aplicadas ao projeto, de modo a cumprir os requisitos já citados sem comprometer a viabilidade econômica da aeronave. A partir dos resultados obtidos nas etapas anteriores, é proposta uma arquitetura preliminar do sistema, que atenda aos requisitos estabelecidos. Para demonstrar a adequação do procedimento proposto, é elaborada uma análise pela Árvore de Falhas para um dos modos de falha identificados, bem como análise de riscos associados à instalação e riscos particulares como o despaletamento da turbina. Por se tratar de projeto conceitual, não são contemplados a prospecção e a seleção de fornecedores, e o levantamento de custos operacionais.

É apresentado um projeto de implementação de sistema de vídeo de alta definição para uma aeronave executiva "Super midsize". São apresentados, inicialmente, uma análise sucinta do mercado de aviação executiva e das aeronaves que o compõem, e os fundamentos de vídeo e seus padrões. Um sistema de distribuição de vídeo típico de uma aeronave executiva "Super midsize" é detalhado, levando-se em consideração tanto os equipamentos que o formam quanto os aspectos relacionados à sua instalação. Por fim, uma arquitetura de sistema de distribuição de vídeo de alta definição é definida, com detalhamento de cada um dos componentes que formam esse sistema. Para a aeronave estudada, a aplicação do procedimento proposto resulta na indicação de transmissão SDTV para os monitores menores que vinte polegadas, na indicação de transmissão HDTV para os monitores maiores que vinte polegadas e na recomendação de uso de interface de vídeo de alta definição HD-SDI por mostrar maior adequação às limitações impostas pelo encaminhamento da cablagem, pela taxa de bits necessária e pela comunalidade com o cabo coaxial 75O.

O objetivo deste trabalho é o projeto preliminar de uma aeronave comercial focado no pré-dimensionamento e definições aerodinâmicas iniciais. A metodologia utilizada compreende a abordagem clássica combinada com modernas análises de dinâmica dos fluidos computacional para determinar dimensões, peso, tração e perfis aerodinâmicos da asa.

Quando a ergonomia surgiu, ela era utilizada principalmente no dimensionamento dos postos de trabalho e na correção de projetos de produtos que ocasionavam dor ou desconforto dos usuários. Atualmente para se obter um resultado satisfatório sob o aspecto ergonômico, a ergonomia costuma estar presente em todas as etapas da realização de um projeto de desenvolvimento de um produto. Portanto, para o projeto dos monumentos de uma aeronave é imprescindível levar em consideração não apenas os aspectos de custo e funcionalidade, mas também os aspectos de estética, saúde, ergonomia e conforto. Esta dissertação determina um procedimento de análise dos aspectos de ergonomia e de conforto de uma poltrona de uma aeronave executiva desde a determinação das dimensões iniciais da poltrona até a sua validação experimental. As dimensões iniciais da poltrona foram determinadas de acordo com uma análise de mercado de poltronas de aeronaves executivas que se enquadravam na categoria super midsize. A validação foi feita através de experimentos com indivíduos de vários percentis em mockups de poltronas. Primeiramente os indivíduos ficaram na posição sentada por 2';30';'; e depois na posição sentada reclinada por 2';30';';. Durante a interação do indivíduo com a poltrona foi colocado uma malha de sensores no assento e no encosto de costas, de forma a capturar e armazenar os mapeamentos da distribuição de pressão. Logo após a interação entre o indivíduo e a poltrona foi solicitado que os indivíduos respondessem a um questionário de conforto. Os questionários forneceram várias sugestões de melhoria no projeto das poltronas. Estas melhorias foram complementadas pelo mapeamento da distribuição de pressão. Através da análise dos dados coletados no mapeamento da distribuição de pressão foram detectadas nas duas poltronas regiões com alta concentração de pressão que poderiam ocasionar a obstrução dos vasos capilares e, consequente desconforto nos indivíduos. Também foi verificado que a segunda poltrona testada obteve melhores resultados do que a primeira. Ressalta-se entretanto, que embora os aspectos de conforto de uma poltrona sejam extremamente desejáveis, nem sempre é possível considerar todos estes aspectos, uma vez que também é necessário contemplar outros requisitos.

Os novos requisitos aeronáuticos relacionados ao sistema de interconexão de cablagem elétrica (EWIS) são apresentados e analisados. É proposto um procedimento de manutenção para o sistema de interconexão de cablagem elétrica de aeronaves de transporte de passageiros que reduz ou elimina possíveis interpretações dúbias naqueles requisitos. No procedimento proposto são geradas instruções que aumentam a aeronavegabilidade, criando intervalos entre inspeções periódicas. Uma aplicação prática permite a comparação entre o procedimento proposto e as práticas tradicionais.

O presente trabalho tem por objetivo desenvolver um controlador não-linear baseado na técnica de inversão dinâmica para aplicação de controle de trajetória e velocidade de uma aeronave comercial. O estudo compreenderá o desenvolvimento de um modelo tridimensional da aeronave Airbus A300, uma breve apresentação da teoria da inversão dinâmica e sua aplicação detalhada ao modelo dinâmico desenvolvido. Em seguida, serão apresentados os resultados de simulações do sistema controlado sob diversas condições de vôo para fins de avaliação da eficiência do controlador.

Este trabalho visa apresentar uma metodologia para determinar o coeficiente de amortecimento de um atuador de superfície primária de uma aeronave comercial para supressão de flutter aplicando recursos de modelagem e técnicas de otimização multiobjetivo em um modelo representativo do sistema real. A abordagem do trabalho consiste em otimizar parâmetros construtivos do atuador através de uma ferramenta de otimização chamada modeFRONTIER utilizando um modelo de um atuador na configuração standby implementado na ferramenta Matlab/Simulink. Como resultado da otimização multiobjetivo é obtida uma fronteira de Pareto, de onde um projeto ótimo é escolhido baseado em um requisito inicial que estabelece um critério de desempenho.

O cálculo de cargas durante o desenvolvimento de aeronave é de extrema importância, pois além de dimensionar a estrutura, há impactos significativos no desempenho. Uma metodologia de cálculo de cargas da asa e da fuselagem de uma aeronave comercial a jato foi desenvolvida. Foram consideradas no presente trabalho condições de manobras e rajadas, condições estas estáticas, em voo e simétricas, e a estrutura da aeronave como rígida. Modelos de aerodinâmica, massa e de simulação foram elaborados e são entradas para os cálculos de cargas. Foi avaliado como o nível de fidelidade da modelagem aerodinâmica, a mais demandante em termos de tempo e custo de processamento, impacta nas cargas resultantes da configuração, comparando-se as cargas obtidas usando-se diferentes formulações para a elaboração do modelo aerodinâmico da aeronave. É feita a análise qualitativa do impacto das cargas calculadas sobre o peso estrutural com as diferentes formulações aerodinâmicas e, em última instância, sobre o desempenho da aeronave. Para tal, as condições estudadas são consideradas prováveis condições críticas para o dimensionamento dos referidos componentes, e são obtidas não somente as cargas aerodinâmicas, mas também cargas de inércia e concentradas. Foram calculados os envelopes de esforços cortantes e momentos fletores da asa e fuselagem a partir de quatro formulações diferentes, e considerando os resultados obtidos pela formulação RANS (a de maior fidelidade estudada) como referência para as comparações. Na busca por uma alternativa ao uso de RANS, nenhuma formulação de menor fidelidade obteve resultados similares em todos os pontos dos envelopes dos componentes. As diferenças encontradas podem não ser aceitáveis em fases de projeto nas quais as cargas calculadas servirão para o dimensionamento da estrutura.