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1 VERSÃO 11E

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4 Foreword Aircraft and aviation are very important industries in both social and economical aspects. Aviation alone transports few billions passenger every year. Aircraft design has also critical impact on the society and world economics because, for example, efficient airplanes will discharge considerably fewer pollutants in the atmosphere and they will burn less fuel. Efficient airplanes are product of extensive and intensive research performed by academy as well as by the investment of private sector in new technology. In the academic world, few universities worldwide count with a specific chair in aircraft design. Most universities consider only basic disciplines such as aerodynamics, aeronautical structures, flight physics and space technologies as the fundamentals to provide higher education to aeronautical engineering students. They disregard aircraft design as a specific discipline worthy of creating a specific chair. However, aircraft design enables the proper integration and practical application of all other disciplines. The authors of the present book have together 30 years of experience working for one of the largest aircraft manufacturers in the world. Besides, they are currently teaching aircraft design in a higher education institution in Brazil. There are several good books on the market. However, those books were written mainly in the years 1980 to 1990 and have established a lot of design data, collected from aircraft designs of the 1960s to the 1980s. Also at that time, aircraft design was a sequential process starting with aerodynamics, followed by weight breakdown, defining wing and tailplane areas and checking stability and controllability. Most the methodology of these books is simple due to the lack of computer power in the past. However, aircraft design in the aircraft industry evolved from a sequential process in the past to the today utilization of high-fidelity multi-disciplinary design and optimization frameworks, where all disciplines are taken into account simultaneously and where everything depends upon everything. Therefore, aircraft manufacturers of today are conscious that modern engineers need to understand the whole aircraft as a complex system. There is a necessity of understanding the multi-disciplinary aspects of aircraft design. Aircraft design disciplines is the best way to incorporate this philosophy. Most books written in the past do not consider or neglect these aspects. Aircraft systems have evolved considerably. For instance, fly-by-wire systems have changed the way commercial and military aircraft are designed and flown. Aircraft with fly-by-wire systems are safer, more reliable, easier to fly, more maneuverable and fuel efficient, and maintenance costs are reduced. All this new systems must be already be taken into account in the conceptual design phase, where the aircraft sizing is carried out. The proper understanding of aviation and manufacturing business is very important for engineers. In this context, the present work provides the process and information for the elaboration of a business plan for a transport airplane project. That includes how to conduct a market survey, technological assessment, financial and risk analysis, and establishment of requirements.

5 The continuous increase in computer speed and capacity allowed finite-element methods for all structural layout, cabin configuration, and CFD methods to be incorporated in the conceptual design phase already. It is possible to integrate the different design boundaries such as highspeed and low-speed aerodynamics, and in a next step, today the multidisciplinary methods permit an aircraft to be designed by using the integration of aerodynamic, structural and flight mechanics design constraints and by using multidisciplinary optimization methodologies. MDO is the new design methodology for all aircraft design features and nearly all papers in aircraft design are now using some sort of multidisciplinary optimization approach. Future airplanes need to comply with new and more stringent environmental rules. New challenges in regard performance and energetic efficiency may reshape the airplanes of today entirely. The exploration of new business opportunities for aviation, which may also affect airplane configuration, is addressed. This book present emission and noise models that were employed to optimal design airliners of different categories. Discussion of these models with further details and room for modeling improvement is in place. Finally, post design techniques and devices to improve aircraft performance or simply to mitigate design flaws are analyzed and discussed. The authors

6 Content I. Introduction I.1 Economic and social importance of aviation I.2 History of commercial aviation I.2.1 The dawn of aviation I.2.2 Interwar period a. Junkers F13 b. Dornier Wal c. Junkers Ju 49 d. Handely Page H.P. 42 e. Junkers Ju 52/3m f. Focke-Wulf 200C g. Boeing 247 h. Douglas DC-3 i. Boeing 307 Stratoliner I.2.3 Aviation after World War II a. Douglas DC-4 b. Sud-Aviation Caravelle c. Boeing 707 d. Boeing 737 e. Boeing 747 f. Boeing 767/757 g. Boeing 747 h. Fokker 100 i. Concorde supersonic airliner

7 I.2.4 Aviation in the Post-Soviet era a. EMBRAER ERJ 145 e Bombardier CRJ-200/200 b. Boeing 777 c. EMBRAER E-jets d. Boeing 787 II. III. IV. I.3 Aviation Market Aircraft design II.1 Aircraft design phases II.2 Aircraft conceptual phase II.2.1 Establishing requirements Simple method for weight estimation III.1 Weight definitions III.2 Aerodynamics III.2.1 Aiplane drag III.3 Mission Profile III.4 Empty weight III.5 Mass fractions III.6 Range III.7 Simplified drag polar III.8 Fokker 100 mass estimation Class II method for weight and aerodynamics IV.1 Geometry IV.1.1 Fuselage IV.1.2 Wing IV.1.3 Vertical tail IV.1.4 Horizontal tail IV.1.5 Engine nacelle IV.1.6 Engine pylon IV.2 Weight IV.2.1 Wing IV.2.2 Horizontal tail IV.2.3 Vertical tail IV.2.4 Fuselage IV.2.5 Engine nacelle

8 IV.2.6 Trem de pouso ABREVIAÇÕES APU DOC EH EV FAA IATA MMO MLW RPM Unidade auxiliar de potência (do inglês, Auxiliar Power Unit) Custo direto operacional (do inglês, Direct Operating Cost) Empenagem horizontal Empenagem vertical Federal Aviation Administration (EUA) International Air Transport Association Número de Mach máximo de operação Peso máximo de pouso (do inglês, Maximum Landing Weight) Peso máximo de decolagem (do inglês Maximum Take-Off Weight) Peso máximo sem combustível (do inglês Maximum Zero Fuel Weight) Peso vazio de operação (do inglês Operating Empty Weight) Somatório dos produtos nº de passageiros x milhas voadas nas pernas de vôo (do inglês, Revenue Passenger Miles) SÍMBOLOS M W TO, W 2 Envergadura da asa Número de Mach doe scoamento não perturbado Fator de carga último para projeto Área de referência da asa Espessura máxima na raiz da asa Peso máximo de decolagem Peso da asa Peso da empenagem horizontal Área da empenagem horizontal Velocidade de mergulho Peso da empenagem vertical Área da empenagem vertical Peso da fuselagem Largura máxima da fuselagem Altura máxima da fuselagem Peso da nacele Tração de decolagem Peso do trem de pouso Peso do grupo moto propulsor Peso do motor Peso do sistema de combustível Numero de motores Número de tanques Densidade do combustível Peso do sistema de propulsão Peso do combustível Peso do sistema de controle do motor

9 S wet,fus AR w S w Peso do sistema de partida Peso do sistema de reverso Peso do equipamento fixo Peso do sistema de comando de voo Peso do sistema elétrico Peso dos instrumentos, aviônicos e eletrônicos Peso dos sistemas de ar-condicionado, pressurização e anti-gelo Peso do sistema de oxigênio Massa da unidade auxiliar de potência (APU) Peso do mobiliário Peso da pintura Diâmetro da fuselagem Número de assentos por fileira Largura do assento Número de corredores Largura do corredor Espessura da fuselagem Comprimento da cabine de passageiros Número de passageiros Comprimento do cone de cauda Comprimento do posto de pilotagem (do inglês cockpit) Comprimento da fuselagem Área molhada da fuselagem Alongamento da asa Alongamento da asa trapezoidal Área da asa Área da asa trapezoidal Afilamento da asa trapezoidal Corda da raiz da asa trapezoidal Torção geométrica da asa Diedro da asa Corda da ponta da asa Corda média geométrica da asa trapezoidal Corda média aerodinâmica da asa trapezoidal Distância da corda média aerodinâmica à corda da raiz da asa trapezoidal Enflechamento do quarto de corda da asa Enflechamento do bordo de ataque da asa Enflechamento do bordo de fuga da asa Enlflechamento da asa em 50% da corda Distância da raiz da fuselagem à raiz da asa Distância da quebra da asa à raiz da asa Corda quebra da asa Corda da raiz da fuselagem na asa trapezoidal Corda da raiz da fuselagem na asa de referência Área exposta da asa de referência. Corda na raiz da asa de referência Corda na raiz da asa real

10 Afilamento da asa de referência Corda média geométrica da asa de referência Corda média aerodinâmica da asa de referência Distância da corda média aerodinâmica à corda da raiz da asa de referência. Área molhada da asa Relação entre a espessura da corda na raiz da asa e a Relação entre a espessura da corda na ponta da asa e a Volume de cauda da empenagem vertical Distância entre o CG e o centro aerodinâmico da empenagem vertical Alongamento da empenagem vertical Envergadura da empenagem vertical Afilamento da empenagem vertical Torção geométrica da empenagem vertical Diedro da empenagem vertical Corda da raiz da empenagem vertical Corda da ponta da empenagem vertical Corda média geométrica da empenagem vertical Corda média aerodinâmica da empenagem vertical Distância da corda média aerodinâmica à corda da raiz da empenagem vertical. Enflechamento do quarto de corda da empenagem vertical Enflechamento do bordo de ataque da empenagem vertical Enflechamento do bordo de fuga da empenagem vertical Área molhada da empenagem vertical Relação entre a espessura da corda na raiz da empenagem vertical e a Relação entre a espessura da corda na ponta da empenagem vertical e a Volume de cauda da empenagem horizontal Distância entre o CG e o centro aerodinâmico da empenagem horizontal Alongamento da empenagem horizontal Envergadura da empenagem horizontal Afilamento da empenagem horizontal Torção geométrica da empenagem horizontal Diedro da empenagem horizontal Corda da raiz da empenagem horizontal Corda da ponta da empenagem horizontal Corda média geométrica da empenagem horizontal Corda média aerodinâmica da empenagem horizontal Distância da corda média aerodinâmica à corda da raiz da empenagem horizontal. Enflechamento do quarto de corda da empenagem horizontal Enflechamento do bordo de ataque da empenagem horizontal Enflechamento do bordo de fuga da empenagem horizontal Área molhada da empenagem horizontal

11 Relação entre a espessura da corda na raiz empenagem horizontal e a Relação entre a espessura da corda na ponta da empenagem horizontal e a Comprimento do motor/nacele Diâmetro do motor/nacele Diâmetro do motor/nacele Corda da asa na secção do motor Corda da raiz do pilone Corda da ponta do pilone Corda média geométrica do pilone Corda média aerodinâmica do pilone Área do pilone Alongamento do pilone Envergadura do pilone Afilamento do pilone Área molhada do pilone Relação entre a espessura da corda do pilone e a Relação entre a espessura da corda do pilone e a V MCA V MCG L.E. L D Razão entre tração e peso Tempo gasto no táxi Volume de combustível na asa Coeficiente máximo de sustentação na decolagem Comprimento de pista de decolagem Comprimento de pista de pouso Velocidade de aproximação Velocidade de estol Mínima velocidade de controle no ar Mínima velocidade de controle no solo Coeficiente máximo de sustentação no pouso Ângulo de ataque do perfil da asa para coeficiente de sustentação igual a zero Coeficiente de momento perfil da asa para coeficiente de sustentação igual a zero Inclinação da curva do perfil Centro aerodinâmico do perfil da asa Ângulo de ataque máximo do perfil da asa Coeficiente de sustentação máximo do perfil da asa Raio do bordo de ataque da asa Ângulo de ataque da asa para coeficiente de sustentação igual a zero Inclinação da curva Força de sustentação Força de arrasto Coeficiente de sustentação máximo da asa limpa Ângulo de sustentação máximo da asa limpa Incremento de sustentação no perfil devido à deflexão de dispositivos hiper-sustentadores

12 Incremento de sustentação da asa devido à deflexão do dispositivo hiper-sustentador no bordo de fuga Área da asa com flape Ângulo de deflexão do dispositivo hiper-sustentador Incremento de sustentação da asa devido à deflexão do dispositivo hiper-sustentador de bordo de ataque Coeficiente de sustentação máximo da asa com dispositivos hipersustentadores defletidos Arrasto parasita da asa ou arrasto para sustentação zero Arrasto induzido devido à sustentação gerada pela asa Arrasto de onda devido à formação de ondas de choque sobre a asa Fator de interferência asa-fuselagem Fator de correção da sustentação da superfície Coeficiente de fricção de uma placa plana em escoamento turbulento Razão de espessura definida pela corda média geométrica da asa Coeficiente de sustentação da asa Fator de Oswald Número de Mach de divergência Arrasto parasita da fuselagem Arrasto induzido da fuselagem devido à sustentação Arrasto de fricção da fuselagem Arrasto de pressão da fuselagem Arrasto de base da fuselagem Arrasto de onda da fuselagem Coeficiente de sustentação da aeronave Peso da aeronave no cruzeiro Ângulo de ataque da aeronave Coeficiente de momento no CG da aeronave Inclinação da reta do coeficiente de sustentação por ângulo de ataque do conjunto asa-fuselagem Fator de interferência asa-fuselagem Incidência da empenagem horizontal Incidência da asa Relação entre a pressão dinâmica na empenagem e na asa Gradiente de downwash na empenagem horizontal Centro aerodinâmico do conjunto asa-fuselagem-nacele Centro aerodinâmico da empenagem horizontal Variação da sustentação da aeronave devido à variação do ângulo de ataque Variação do momento devido à variação do ângulo de ataque Variação da sustentação devido à variação da derivada do ângulo de ataque Variação do momento devido à variação da derivada do ângulo de ataque Variação da sustentação devido à variação do momento de arfagem Variação do momento devido à variação do momento de arfagem

13 sp sp Variação da sustentação devido à variação na incidência da empenagem horizontal Variação do momento devido à variação na incidência da empenagem horizontal Variação da sustentação devido à variação a deflexão do profundor Variação do momento devido à variação a deflexão do profundor Momento de inércia no eixo x Momento de inércia no eixo y Momento de inércia no eixo z Amortecimento do curto período Freqüência natural do curto período Custo por vôo Custo de manutenção Custo de depreciação Custo devido às taxas aeroportuárias, navegação e registro Custo de financiamento Custo da tripulação Custo de óleo e combustível Custo com seguro Velocidade do bloco Distância percorrida no bloco Tempo do bloco Quantidade total de combustível consumido no bloco Custo da mão-de-obra de manutenção da estrutura e sistemas Custo da mão-de-obra de manutenção dos motores Custo com o material para a manutenção da estrutura e sistemas Custo com o material para a manutenção dos motores Outros custos de manutenção Números de horas por bloco necessárias para a manutenção da estrutura e sistemas. Números de horas por bloco necessárias para a manutenção dos motores Custo dos materiais de manutenção por hora voada Preço de mercado da aeronave diminuído o preço dos motores Fator de correção do preço do ano base 1989 Preço de mercado da aeronave Preço do motor Custo dos materiais de manutenção do motor por hora voada Fator de custo de peças de reposição do motor Custo de depreciação da aeronave sem considerar os motores Custo de depreciação do motor Custo de depreciação do sistema de aviônicos Custo de depreciação das peças de reposição da aeronave Custo de depreciação das peças de reposição dos motores Fator de depreciação da estrutura Preço do sistema aviônico por aeronave Período de depreciação

14 Utilização anual da aeronave Fator de depreciação do motor Período de depreciação do motor Fator de depreciação do sistema aviônico Período de depreciação do sistema aviônico Fator de depreciação das peças de reposição da aeronave Fator de peças de reposição da aeronave Período de depreciação das peças de reposição da aeronave Fator de depreciação das peças de reposição do motor Fator de peças de reposição do motor Período de depreciação das peças de reposição do motor Custo decorrente das taxas aeroportuárias Custo decorrente das taxas de navegação Custo decorrente as taxas de registro Custo do pouso em função do peso da aeronave Taxa de navegação de uma aeronave por vôo

15 Frases (Quotes) Airbus will never launch the A380 airliner and we will build the Sonic Cruiser! Phil Condit (Former Boeing CEO) Airbus A300 is a typical government airplane. They will build a dozen or so and then go out of business. A former Boeing vice president "The pilot who teaches himself has a fool for a student." Robert Livingston, Flying the Aeronca The scientific theory I like best is that the rings of Saturn are composed entirely of lost airline luggage. Mark Russell, American political satirist & comedian It is dangerous to fly an airplane without thrust reverser. A professor of aerodynamics talking about an Airbus A320 accident Always remember that the aircraft you are flying was most probably built by the lowest bidder. Anonymous

16 I. Introdução I.1 Importância econômica e social da aviação Este capítulo contém informações que ilustram a importância econômica e social da aviação comercial. Dentro da aviação comercial, a maior fatia do mercado é o da aviação de linha, i. e., o transporte regular de passageiros e carga (com horários definidos de partida e chegada). O transporte regular de passageiros e/ou carga é realizado pelos aviões de linha (existe transporte por helicópteros, mas constitui uma exceção). A importância do Deregulaton Act norte-americano na estrutura da aviação comercial e na indústria aeronáutica também é analisada e destacada. I.1.1 Tráfego aéreo, imigração e economia No início do século XX, Santos-Dumont demonstrou na Europa o vôo do mais-pesadoque-o-ar com o biplano 14 Bis. Desde então, a aviação cresceu enormente e contabiliza enormes benefícios econômicos e sociais: ela une países, pessoas e culturas; provê acesso a mercados globais; gera e promove o turismo e negócios; forja relações entre países com diferentes níveis de desenvolvimento. De acordo com a agência de turismo australina, 99% dos turistas que visitam a Austrália são transportados por via aérea. Isto mostra a importância da aviação para economia daquele país continente. Em 2012, de acordo com a IATA, a aviação comercial gerou US$ 679 bilhões em receitas (e colocou na atmosfera 609 milhões de toneladas de CO 2 ). Também de acordo com a IATA, 56,6 milhões de empregos no mundo devem-se a aviação (empregos diretos são 8,4 milhões). Cerca de 3,1 bilhões de passageiros foram transportados em A empresa britânica NATS que fornece serviços de controle do tráfego áereo, e dispõe de enorme quantidade de dados sobre a movimentação de aviões no espaço aéreo europeu. De acordo com a NATS, em um dia típico julho, existem cerca de 30 mil vôos nos céus europeus. A distância total percorrida por essas aeronaves é de 25 milhões de milhas náuticas. Isso são 998 voltas ao redor da Terra, ou 104 viagens à Lua. A alemã Lufthansa é uma das maiores companhias aéreas européias. A Fig. I.1 mostra as rotas da Lufthansa partindo da cidade de Frankfurt. São rotas sem escalas e internacionais. A Fig. I.1 ilustra a dimensão global que uma companhia aérea pode atingir graças ao alcance impressionante de vários aviões de linha modernos. Figura I.1 Mapa de rotas aéreas internacionais sem escalas da companhia aérea alemã Lufthansa em 2014 (Fonte: Lufthansa).

17 Figura I.2 Alguns aviões da frota da Lufthansa em Aviões não estão em escala (Fonte: Lufthansa). A maior economia do mundo, a dos Estados Unidos, tem o tráfego aéreo mais intenso do planeta. A Tabela Ia contém informações sobre o tráfego aéreo nos EUA no mês de dezembro de Os dados foram disponibilizados pelo Departamento de Transporte do governo dos Estados Unidos e confirmam a pujança do setor de aviação norteamericano. A Fig. I.4 mostra o tráfego aéreo em uma manhã do dia 11 de março de 2014 nos Estados Unidos. A imagem é uma cortesia do serviço Flightradar24.com e também atesta o impressionante volume diário de aviões no ar nos EUA. Atualmente, as companhias aéreas estão organizadas em três grandes alianças globais de: Star Alliance, SkyTeam e da oneworld. As cias. pertencentes a estas três alianças são responsáveis por 61% do das receitas por passageiro por km (Revenue passenger km, ou RPK) mundial e 69% da receita operacional global (Fig.I.3). É possível para uma parceria companhia aérea dentro de uma aliança para obter imunidade antitruste que se refere à isenção de perseguição sob as leis antitruste, e embora a competição tem sido principalmente entre companhias aéreas individuais, foi mudando, e ao presente concurso é entre alianças. Figura I.3 Fatia de mercado das três principais alianças de companhias aéreas (Fonte: Japan Aircraft Development Corporation).

18 Item Regular Não programado Total Passageiros embarcados (000) RPM (000) Oferta assentos x milhas (000) Taxa de ocupação de passageiros (%) 84,41 51,70 83,96 Milhas voadas por cargueiros (000) Taxa de ocupação de carga (%) 65,22 31,62 64,52 Vôos realizados Milhas voadas pela frota (000) Horas voadas pela frota (após a decolagem e até o pouso) Tabela Ia Dados do transporte aéreo comercial nos Estados Unidos em dezembro de (Fonte: U.S. Department of Transportation). Os números e dados revelados nos parágrafos anteriores certamente nos permite afirmar que os grandes aeroportos são essenciais para a competitividade de vários países e são vetores do crescimento econômico regional. A aviação permite que pessoas distantes entre si rapidamente se conectem e produtos sejam transportados para atender às mais diversas necessidades. A importância combinada de velocidade, agilidade e conectividade em um ritmo cada vez mais acelerado transformou a economia mundial. A malha de transporte áereo comercial está criando uma nova geografia econômica, com redes de aviação de condução e formação local de negócios e desenvolvimento econômico no século XXI como tanto quanto rodovias do século XX, ferrovias no XIX, e os rios e portos marítimos no XVIII. O resultado é que o desenvolvimento de rotas, desenvolvimento de negócios e desenvolvimento econômico regional andam de mãos dadas ao redor do mundo. Fig. I.4 - Tráfego aéreo na América do Norte no dia 11 de março de 2014 (Cortesia Flightradar24.com).

19 Para destacar a importância econômica da aviação de negócio, a lista dada a seguir mostra trinta e quatro utilizações possíveis para ela. 1) Transporte de empregados e executivos Transporte de funcionários chaves Facilitar oportunidades estratégicas Venda e mercado Prestar serviço ao cliente Estender controle de gestão Relações com investidores Relações públicas Eventos publicitários Relações governamentais e lobby Resolução de litígios Transporte regular corporativo Montagem / Equipes de implantação Produção, engenharia e equipes operacionais Equipe de vendas e propaganda Gestão, RH, equipes financeiras Vistoria de oficinas autorizadas Conexões de vôo Resposta de ermergência para funcionários em perigo ou feridos Viagem pessoal 2) Transporte de clientes Trazer o cliente até a empresa Transporte da imprensa Transporte de funcionários públicos selecionados Criação de ambiente de vendas voador Transporte de analistas financeiros Transporte de grupos interessados 3) Transporte de fornecedores Transporte de fornecedores até a empresa 4) Transporte de carga, componentes e correio Expedição de pacotes para regiões remotas Expedição de componentes ou peças para clientes em situação de emergência Entrega rápida de correspondência de carga ou correio 5) Transporte aeromédico Transporte de pacientes para tratamento médico Evacuação aeromédica Transporte de medicamentos, pesssoal ou suprimentos para alguma localidade em situação de emergência 6) Aplicações diretas Arrendamento de aeronaves a terceiros Levantamento áereo de possibilidades de negócio ou cartografia

20 Para relembrar como era o transporte de pessoas antes do advento dos aviões transcontinentais, vamos abordar a imigração de europeus para os Estados Unidos. De acordo coma Wikipedia, entre 1850 e 1930, cerca de cinco milhões de alemães imigraram para os Estados Unidos (Fig. I.5), com um pico nos anos entre 1881 e 1885, quando um milhão de alemães deixaram a Alemanha e se estabeleceram principalmente no Centro-Oeste norte-americano. Entre 1820 e 1930, de 3,5 milhões de britânicos e de 4,5 milhões de irlandeses entraram nos Estados Unidos da América. Antes de 1845, a maioria dos imigrantes irlandeses era protestante. Depois de 1845, católicos irlandeses começaram a chegar a grande número. Em grande parte, esta leva de imigração irlandesa foi impulsionada pela Grande Fome, causada pela contaminação de fungos nas plantações de batata. A partir de 1880, navios maiores e mais rápidos a vapor, com tarifas mais baixas foram o motor das imigrações. Enquanto isso, as melhorias agrícolas no sul da Europa e do Império Russo ocasionou mão-de-obra excedente. Então, jovens de 15 a 30 anos estavam predominantemente entre os recém-chegados. Esta nova onda de imigração, que constituiu o terceiro episódio da história da imigração dos EUA, registrou cerca de 25 milhões de europeus fezque desembarcaram nos Estados Unidos. Os italianos, gregos, húngaros, poloneses e outros povos que falam línguas eslavas constituiu a maior parte do contigente desta imigração. Entre eles estavam 2,5-4,0 milhões de judeus. Fig. I.5 - Imigrantes alemães embarcando em um vapor para os EUA em Um dos imigrantes alemães, contava-se Wilhelm Böing, que em 1864, aos 22 anos, deixou a sua cidade natal de Limburg na Alemanha e imigrou para os Estados Unidos, estabelecendo-se na cidade de Detroit. Ele mudou o seu nome para Wilhelm Boeing e foi o pai de William Boeing, fundador da companhia Boeing, um dos maiores fabricantes de aviões comerciais da atualidade. Então, pode-se afirmar que transporte marítmo pelos navios que faziam rotas regulares mudou o mapa do mundo em vários aspectos, incluindo o econômico e financeiro. O desenvolvimento dos Estados Unidos, que o transformou no país com o maior produto interno bruto do mundo, deve muito aos

21 imigrantes europeus. E isto graças às passagens na 2ª e 3ª classe nos navios relativamente baratas, à época das grandes levas de imigração aos Estados Unidos. I.1.2 Desregulation Act Até o Airline Desregulation Act (Lei da desregulamentação das cias áreas) de 1978, a aviação era um transporte para poucos. A desregulamentação foi concebida para acabar com o controle do governo sobre as tarifas, rotas e entrada no mercado (de novas companhias aéreas) de aviação comercial. Poderes de regulação do Conselho de Aviação Civil foram eliminados, o que acabou por permitir que os passageiros fossem beneficiados pelas forças de mercado no setor aéreo. A lei, no entanto, não removeu ou diminuiu os poderes de regulamentação do FAA sobre todos os aspectos da segurança aérea. Frank Sinatra, cantor e ator norte-americano, conta com Come Fly With Me entre as suas canções mais notórias. Foi capa de um álbum lançado em Este álbum foi o mais vendido nos Estados Unidos durante cinco semanas naquele ano. Contudo, a ironia é que sua popularidade não está alinhada com o acesso ao transporte aéreo àquela época. Nos anos das décadas de 1950 e 1960, a maioria das pessoas sequer poderia sonhar em viajar de avião. Naquela época, mais de 80% dos cidadãos norte americanos jamais havia tido a oportunidade de uma viagem aérea. Havia uma razão simples: voar era absurdamente caro; e a razão simples pela qual voar era absurdamente caro: essa era a lei. A destituição do governo do negócio de regulamentar os céus levou a um colapso notável dos preços dos bilhetes aéreos. A Fig. I.6 mostra a queda no preço médio do bilhete aéreo nos Estados Unidos desde 1979, ano posterior a desregulamentação. Figura I.6 Variação do preço médio do bilhete aéreo nos Estados Unidos no período (Fonte: Airlines for America). Antes de 1978, as companhias aéreas obedeciam às regras ditadas por Washington. O governo determinava se uma nova companhia aérea poderia voar para uma determinada cidade e ainda especificava o preço da tarifa. Com a concorrência limitada, as

22 companhias aéreas tinham lucro garantido, esbanjando folhetos com serviços caros cobertos por passagens aéreas caras. Com os custos de operação aumentando, e, também, os preços dos bilhetes, por conta da crise do petróleo da década de 1970, um time senadores e economistas decidiu que Washington deveria deixar de tutelar as companhias aéreas. O trabalho deles resultou no Airline Deregulation Act, que entrou em vigor em Contudo, há aspectos criticados por muitos analistas do setor aéreo. Esses afirmam que nos 27 anos anteriores à desregulamentação do setor, nenhuma companhia aérea faliu. Desde 1978, 160 companhias aéreas fecharam as portas nos Estados Unidos. No último quarto de século, a taxa de falência entre as transportadoras aéreas tem foi 10 vezes maior do que a da comunidade de negócios em geral. Em 2005, praticamente todas as grandes companhias aéreas dos EUA estavam ou entraram em processo de concordata. Há, também, muita crítica na qualidade dos serviços prestados pelas companhias aéreas atualmente. O papel do transporte aéreo internacional mudou radicalmente desde o seu início, quando foi visto como ideal para o transporte de correio expresso. Tornou-se então um exclusivo dos ricos e como uma forma de os governos para alcançar as fronteiras de suas esferas de influência. Posteriormente, tornou-se o meio de transporte preferencial para viagens de negócios de longa distância como a expansão do comércio após a Segunda Guerra Mundial. Posteriormente, desenvolveu-se como transporte de massa para lazer e viagens pessoais, possibilitado pelos avanços tecnológicos, aviões de grande alcance, seguros e econômicos, e pela reforma desregulatória, que reduziu custos, e também pelo aumento do tempo de lazer e de renda da população, estimulando o turismo. Enquanto todas essas demandas por serviços aéreos internacionais permanecem, houve outro adicional que pode ser pelo menos importante no futuro imediato, ou seja, a demanda por transporte aéreo para facilitar a migração e imigração de trabalhadores [Buttom e Vega, 2008]. Os Estados Unidos sofreram várias levas de imigração a partir da década de As Figs. I.7 e I.8 foram obtidas com o aplicativo Imigration Explorer disponibilizado na Internet pelo jornal The New York Times. Pode-se facilmente notar que os latinos respodem por grande parte dos imigrantes. Com execção daqueles vindos do México, os demais, incluindo os brasileiros, utilizaram o transporte aéreo para chegar aos Estados Unidos. Assim, como os navios de linha do século XIX, os aviões desempenharam um papel importante na mudança da composição dos povos de muitos países. Usualmente, os imigrantes ou ficam para sempre no país anfitrião (colonos permanentes), ou estabelecem-se em outro lugar (remigração) ou voltam para o seu país de origem depois de certo período. Mas essas atitudes em um mundo globalizado e de fácil mobilidade sofreram alterações. No passado, os imigrantes mais recentes tiveram pouca escolha a não ser tornarem-se colonos permanentes. Mais recentemente, muitos imigrantes têm sido vistos como trabalhadores convidados, como, por exemplo, na Alemanha na década de 1970, Nesses casos, eles eram muitas vezes desprovidos de qualificações e eram contratados por curto prazo. Isso agora mudou em muitos lugares. Globalmente, também houve alguma tentativa de liberalizar a circulação temporária de trabalhadores de serviços no âmbito do Acordo Geral sobre Comércio e Serviços, mas a sua implantação tem sido fragmentada. O Acordo focou no pessoal qualificado, os quais são mais propensos a usar o transporte aéreo se acabam por se tornarem imigrantes temporários.

23 Figura I.7 - Mapa de imigração aos Estados Unidos no ano de 1980 (Fonte: The New York Times). Figura I.8 - Mapa de imigração aos Estados Unidos no ano 2000 (Fonte: The New York Times).

24 A desregulamentação do setor aéreo norte americano teve também um grande impacto no destino da EMBRAER, um fabricante aeronáutico brasileiro. Depois de várias tentativas fracassadas de se estabelecer uma indústria aeronáutica sólida no Brasil, a EMBRAER foi criada para preencher esta meta. Contudo, a empresa ao ser criada já contava com um produto competitivo, o bimotor turbo-hélice Bandeirante EMB-100 (Fig. I.9), projetado e construído no Centro Técnico de Aeronáutica em São José dos campos. As tentativas anteriores de se projetar e construir aviões no Brasil fracassaram ou obtiveram um sucesso relativo, basicamente porque apenas aviões ultrapassados foram projetados e/ou construídos, os quais não tinham qualquer chance de serem exportados. Isto, a exportação em grande escala, é imperativa para o sucesso de qualquer indústria aeronáutica que desenvolva e manufature aviões comerciais, pois apenas a demanda interna não é suficiente para manter uma fábrica moderna, principalmente no Brasil. Contudo, a EMBRAER nasceu com um produto competitivo, o bimotor turbo-hélice Bandeirante que havia sido desenvolvido no Centro Técnico de Aeronáutica (CTA), em São José dos Campos, São Paulo. Teria o bimotor Bandeirante alguma chance no mercado internacional? Fig. I.9 O segundo protótipo do Bandeirante no Museu Aeroespacial Brasileiro em São José dos Campos, São Paulo (Foto do autor). A EMBRAER iniciou suas operarações em janeiro de 1970, tendo sido fundada em agosto do ano anterior. Enquanto os protótipos do Bandeirante (EMB 100) foram ganhando experiência de vôo, a equipe de projeto estava realizando mudanças e adaptações necessárias para a produção de um terceiro protótipo. Apesar do bom desempenho do Bandeirante, verificou-se que o mercado havia mudado desde o início do seu desenvolvimento. Assim, os oito assentos do avião se mostraram ser insuficientes em face dos novos requisitos da FAB e das empresas aéreas. Dentro desta nova ótica, a EMBRAER decidiu refazer completamente o avião, e assim o EMB-110 Bandeirante surgiu (Fig. I.10). Era maior, com 12 lugares na versão militar, e teve alguns avanços técnicos adicionais, quando comparado com os primeiros protótipos, como, por exemplo, trem de pouso totalmente escamoteável.

25 Fig. I.10 Bandeirante EMB-110C da Transbrasil. No dia 09 de agosto de 1972, o primeiro Bandeirante de série efetuou a primeira corrida de pista e, em um dos ensaios, chegou efetivamente e se elevar por uns dois ou três metros antes de retornar ao solo, evento que ficou conhecido como o salto de pulga. O primeiro vôo ocorreu no dia 19 de agosto de 1972, data do terceiro aniversário da EMBRAER. A homologação do EMB-110 pelo CTA veio no mês de dezembro. Em fevereiro de 1973, foram entregues os três primeiros Bandeirante à Força Aérea Brasileira (FAB), onde foi designado de C-95. Em 11 de abril do mesmo ano, o primeiro Bandeirante foi entregue a uma empresa de aviação comercial, Transbrasil (Fig. I.8), cuja ordem havia sido feita apenas três meses antes. Tratou-se do primeiro avião projetado e construído no Brasil a ser operado por uma companhia aérea brasileira. O primeiro vôo comercial do Bandeirante ocorreu em 16 de abril de 1973, em cidades do sul do país. O avião foi bem aceito pelo público e as companhias aéreas. Era robusto e de apresentava baixo custo operacional. O EMB-110 foi equipado com um motor confiável, o Pratt&Whitney PT6-34, de baixo custo de manutenção. O Bandeirante atendia adequadamente às exigências do mercado aéreo regional brasileiro nos anos 70, regulado e subvencionado pelo governo federal. Ele também respondeu de forma muito positiva para a primeira crise do petróleo em 1973, quando houve um aumento muito significativo dos preços dos combustíveis, o tornou as operações com jatos muito caras. Em 1975, a EMBRAER exportou os primeiros aviões Bandeirante: duas unidades foram vendidas para a Força Aérea Uruguaia. Dois anos mais tarde, a exportação do Bandeirante para companhias aéreas comerciais começou. A primeira companhia aérea estrangeira a operar um Bandeirante foi a empresa francesa Air Littoral. Ano Produção Tabela Ib Produção do EMB-110 Bandeirante (Fonte: aeromuseu.com.br). A fim de buscar o sucesso do Bandeirante fora do Brasil, a EMBRAER começou a buscar a certificação de organizações internacionais. Em 21 de dezembro de 1977, o Bandeirante recebeu a certificação da DGAC (Gerência Geral de Aviação Civil francesa). Em 15 de agosto de 1978, o Bandeirante recebeu a certificação emitida pela CAA do Reino Unido, autoridade de aviação civil daquele país (Atualmente, o Joint Aviation Authoritiues, JAA, congrega as funções de homologação de países europeus).

26 Apesar do sucesso limitado no exterior, faltavam ainda vendas em números expressivos no mercado civil. A Força Aérea Brasileira havia encomendado 200 unidades, o que garantia a produção por um longo período, mas apenas vendas militares não tornariam a EMBRAER viável. O Bandeirante era um produto competitivo no mercado internacional, mas o grande impulso veio com a certificação nos Estados Unidos em junho de 1978, ano do Airline Deregulation Act. Depois de ganhar a aprovação oficial de vários países, a empresa buscou aprovação oficial dos Estados Unidos FAA (Federal Aviation Administration). A Tabela Ib ilustra que as entregas do Bandeirante registraram um salto considerável após o ano de Várias versões e variantes do EMB-110 foram desenvolvidas e colocadas no mercado, incluindo uma variante de patrulhamento marítimo (EMB-111) armada com foguetes e equipada com um radar de busca, a qual ficou conhecida como Bandeirulha. A Fig. I.11 ilustra as várias versões e variantes do Bandeirante. A EMBRAER também realizou alguns estudos para um a variante a jato do Bandeirante, que não saiu do desenho (Fig. I.12). Figura I.11 Versões e variantes do EMB-110 Bandeirante. Figura I.12 Conceito de variante movida a jato do EMB-110 Bandeirante, que não se materalizou.

27 Até o final da década de 1970, o uso de pequenas aeronaves em rotas regionais não era permitido nos Estados Unidos. Depois de vários acordos em maio de 1978, o FAA estabeleceu os requisitos para a operação de aeronaves menores. Com isso, a EMBRAER precisava encontrar um comprador, a fim de iniciar o processo de certificação pelo FAA, o que ocorreu em 21 de junho de 1978, quando Robert Terry, presidente do Aero Industries, fechou um acordo para a compra de três Bandeirantes, que seriam usados pela Aero Commuter, uma subsidiária da empresa. Assim, em 18 de agosto de 1978, três dias após a aprovação oficial na Inglaterra, o Bandeirante EMB- 110P1 foi oficialmente aprovado pelo FAA nos Estados Unidos. A desregulamentação do setor aéreo norte americano possibilitou o surgimento de várias empresas aéreas de pequeno porte, muitas se especializando no transporte de carga e em alimentar com passageiros grandes aeroportos a partir de cidades pequenas e de médio porte. A partir daí, com o selo do FAA, o Bandeirante começou a ser exportado para vários outros países. O grande sucesso de vendas da Bandeirante no exterior foi um dos fatores que levaram a EMBRAER a criar uma filial nos Estados Unidos, a EMBRAER Aircraft Corporation (EAC), em Fort Lauderdale, Florida, em Após o Bandeirante, a EMBRAER colocou no mercado o EMB-120 Brasília, mais sofisticado, msis veloz e pressurizado. Diferentemente do que havia acontecido com o Bandeirante, onde a certificação nos EUA deu-se anos após a certificação brasileira, a EMBRAER obteve a certificação para o EMB-120 nos Estados Unidos semanas após a certificação no Brasil. O sucesso comercial da EMBRAER, que se estendeu aos dias atuais, deve-se em grande parte à desregulamentação de Para tal, basta ver a grande desproporção entre aviões comerciais que ela vendeu no Brasil em relação àqueles que foram exportados. Sem conquistar os mercados internacionais, ela teria sido mais uma história de fracasso. Aviões em serviço Demanda por tamanho Configuração Configuração Dois corredores e seção transversal grande Dois corredores e seção transversal média Dois corredores e seção transversal pequena Dois corredores e seção transversal grande Dois corredores e seção transversal média Dois corredores e seção transversal pequena Novos aviões Valor (US$B) Um corredor Um corredor Jatos regionais Jatos regionais Total Total Tabela Ic Previsão de mercado da companhia Boeing Co. (Fonte: Boeing). Atualmente, a EMBRAER divide com a Bombardier as maiores fatias de mercado para aviões com 130 assentos ou menos. Acima desta categoria, Boeing e Airbus dividem o mercado. Essas empresas e outras também divulgam anualmente as suas previsões de volume de tráfego aéreo e demanda de avião (market outlook) em uma janela de tempo de 20 anos. Este tipo de previsão tem várias aplicações práticas importantes. Ela ajuda aos fabricantes aeronáuticos a moldar aestratégia de seus produtos, bem como fornece orientação para o planejamento de negócios de longo prazo. A empresa Boeing, em

28 especial, compartilha a sua previsão com o público desde 1964 com o intuito de ajudar as companhias aéreas, fornecedores e da comunidade financeira tomar decisões bem informadas. A Tabela Ic mostra a previsão de mercado da empresa Boeing Co. Para várias categorias de aviões de linha. A maior fatia em tremos de valor monetário é o de aviões de um corredor, aviões na faixa assentos. A categoria com menornvolume de negócios é a de jatos regionais, com US$ 80 bilhões. I.1.3 Indicadores operacionais econômicos Importantes indicadores operacionais da atividade econômica das empresas aéreas estão aqui colocadas para melhor entendimento do seto. Os indicadores definem a eficiência operacional da empresa e são a maneira controlável de se alcançar resultados satisfatórios. ASK: Available seat kilometers, ou assento-quilômetro disponível, que corresponde ao produto da multiplicação da quantidade de assentos disponíveis em todas as aeronaves pela distância em quilômetros dos vôos da Companhia. Com este indicador chega-se ao potencial de receita da empresa, ou seja, obtêm-se a oferta. RPK: Revenue passenger kilometer, ou passageiro receita-quilômetro transportado, que corresponde ao produto da multiplicação da quantidade de passageiros transportados pagantes pela quantidade de quilômetros voados. Com este indicador pode-se, através de uma análise junto com o ASK definir o aproveitamento do potencial de vendas da empresa. Taxa de ocupação (Load Factor): Percentual da aeronave que esta sendo ocupada nos vôos, calculada pelo quociente entre RPK e ASK, chegando-se assim ao aproveitamento dos assentos oferecidos. BELF: Break-even load factor, ou taxa de ocupação em que as receitas são equivalentes aos custos e despesas operacionais. Este parâmetro representa a ocupação mínima da aeronave para que a empresa não tenha prejuízo com o vôo. CASK*: Custo operacional por ASK, ou quociente da divisão dos custos operacionais totais pela quantidade de assentos disponíveis por quilômetro. O resultado é geralmente apresentado em centavos de reais por assento-quilômetro. Com este parâmetro consegue-se comparar os custos de operação de empresas diferentes (aeronaves de tamanhos diferentes) e assim qual possue uma melhor eficiência operacional em termos de custo. RASK*: Receita por ASK ou quociente da divisão da receita operacional total pela quantidade de assentos disponíveis por quilômetro. O resultado é apresentado em centavos de reais por assento-quilômetro. Com este parâmetro consegue-se comparar a receita operacional de empresas diferentes (aeronaves de tamanhos diferentes) e assim qual possue uma melhor eficiência operacional em termos de receita. CFK: Cost of fuel per kilometer, ou custo de combustível por km, que corresponde ao quociente do custo total de combustível da Companhia pelo total de quilômetros voados pela Companhia. Yield: Valor médio pago por passageiro para voar um quilômetro. Com este parâmetro consegue-se analisar qual empresa cobra mais por passageiro pagante. Tarifa média: Quociente da divisão da receita proveniente de transporte de passageiros pela quantidade de passageiros transportados pagantes. *Estes parâmetros podem ser apresentados como CASK por passageiro ou RASK por passageiro, o que então representará não o custo operacional total, mas sim o custo operacional por passageiro.

29 I.2 Breve história da aviação comercial Nesta seção, dados técnicos e a história de vários aviões de linha selecionados pelos autores estão disponíveis. Antes de se passar a história individual dos aviões escolhidos, é importante proporcionar ao leitor uma visão da evolução das configurações dos aviões de linha. I.2.1 Período pré Primeira Guerra Mundial O início do vôo do mais pesado-que-o-ar teve a contribuição de vários pioneiros, entre os quais o brasileiro Santos-Dumont, que se estabeleceu na França no final do Séc. XIX. Santos-Dumont ocupou-se na França com o vôo de balões e em seguida dirigíveis, com os quais se tornou uma celebridade mundial. Após o seu sucesso com os dirigíveis, Dumont voltou-se ao projeto e construção de aviões. Santos-Dumont conquistou o Prêmio Deutsch em 1901, quando partindo do Campo de Saint Cloude com o seu dirigível Nº 6, contornou a Torre Eiffel e voltou ao ponto de partida no tempo estipulado pelo Aeroclube da França (Fig. I.13). Ele havia tentado este feito anteriormente com o seu dirigível Nº 5, mas devido ao vazando do higrogênio do compartimento sustentador acabou por se chocar com o Hotel Trocadero (que não existe mais na Paris de hoje). Figure I.13 À esquerda: Um marco para a engenharia aeronáutica: dirigíveis de Santos-Dumont ao redor da Torre Eiffel. Esquerda O Número 5 experimentou vazamento de gás depois de contornar a Torre Eiffel. A imagem é erroneamente interpretada por muitos historiadores, pois eles se referem ao aparelho na foto como o Número 6. À Direita: o Número 6 a caminho de conceder ao Santos-Dumont o prêmio Deutsch de la Meurthe. Santos-Dumont dcontinuou desenvolvendo dirigíveis. O menor deles, foi o Nº 9, semirrígido, batizado como La Baladeuse, foi um dos menores que Santos-Dumont construiu (Fig. I.14). Ele foi idealizado e construído para ser um "carro aéreo" e atendeu as expectivas de Dumont, que com o dirigível descia em locais públicos, como restaurantes, lojas e lanchonetes, visitava amigos e ia com freqüência a clubes, onde deixava com os porteiros as "rédeas" do seu "corcel alado". Voava sobre as casas de Paris, quase resvalando sobre seus telhados. Em 14 de julho de 1903, participou das comemorações da queda da Bastilha, desfilando com o dirigível. Nesse dirigível permitiu que, pela primeira vez, uma outra pessoa o conduzisse, a cubana Aida de

30 Acosta. Primeiro balão a motor a transportar uma criança. Sofreu, no entanto, um "retour de flamme" sobre o Rio Sena no episódio conhecido como "chapéu panamá". Figura I.14 Ainda D Acosta pilotando o dirigível Santos-Dumont No. 9. A Fig I.15 mostra alguns aviões que marcaram época no período Em janeiro de 1908, o anglo-francês Henri Farman realizou o primeiro vôo de kilômetro da história com o Farman-Voisin I. Ao Farman também é atribuído o primeiro vôo com passageiro em avião da história, transportando Léon Delagrange em 29 de março de O vôo foi curto: apenas 138 m foram percorridos a uma altura de 4 m do solo. Os irmãos Wright realizaram um vôo com passageiro em público seis semanas depois de Farman, em Kitty Hawk, EUA, percorrendo uma distância de 600 m. Fig. I.15 Aviões que se destacaram no período

31 O primeiro a voar com passageiros foi Leon Delagrange, que teve Henri Farman como passageiro em 1908 para um voo nos arredores de Paris. Em seguida, os irmãos Wright foram os primeiros a realizar em público um voo com passageiro em maio daquele ano (Fig. I.16). O evento se deu nos Estados Unidos e contou o mecânico Charles Furnas como passageiro. Algumas semanas depois do voo dos Wright, Henri Farman também realizou um voo com Archdeacon de mais de um quilometro em seu biplano que ele contiuamento melhorava. O francês Louis Blériot saiu de uma sociedade com os irmãos Voisin de fabricação de planadores e fundou a sua própria companhia fabricante de aeronaves. Um dos seus conceitos foi o Blériot Aérobus de 1911, que começou a realizar voos com passageiros expostos ao vento (Fig. I.16). Posteriormente, a cabine foi fechada (Fig. I.16), proporcionando algum conforto aos passageiros. Há relatos de voos com até seis passageiros. O Avro Tipo F e o Etrich Luftlimousine, ambos de 1912, foram projetados para o transporte de passageiros em cabine fechada (Fig. I.16). I.2.2 Fig. I.16 - Primeiros aviões a transportar passageiros. Período entre guerras No período imediatamente depois da Primeira Guerra Mundial, muitos aviões de transporte foram derivados diretos de aviões de combate empregados no conflito, notadamente bombardeiros. Houveram grandes saltos tecnológicos advindos da guerra como o emprego de perfis espessos, motores refrigerados a água e construção de alumínio, esta última pioenirada pela empresa alemã Junkers. A empresa de eletricidade alemã AEG (Allgemeine Elektricitäts-Gemeinschaft) também fabricou aviões para o exército daquele país durante a Primeira Guerra Mundial. O AEG J.I foi utilizado na Primeira Guerra como avião de ataque ao solo pelos alemães. Findo o conflito, representou uma das primeiras conversões de aviões militares para uso civil com a sua variante J.II (Fig. I.17).

32 Figura I.17 O avião de transporte de passageiros AEG J.II foi derivado do J.I, um avião militar. O AEG J.I foi derivado de um avião de reconhencimento e equipado com motores mais potentes, dispondo também de blindagem para o piloto e motor. Duas metralhadoras de 7,92 milímetros foram instaladas no piso do compartimento do observador e eram usadas contra alvos terrestres. Uma metralhadora Parabellum de 7,92 milímetros foi instalada em uma posição voltada para trás, para defesa do aparelho. As aeronaves equipadas com ailerons na asa inferior, bem como na superior foram designadas AEG J.Ia. Uma versão melhorada do J.I foi desenvolvida como AEG J.II, a qual recebeu ailerons balanceados aerodinamicamente e fuselagem traseira foi estendida para acomodar uma maior barbatana dorsal (para melhorar a estabilidade direcional). Depois da guerra, vários J.IIs foram operados no primeiro serviço diário com aviões de passageiros do mundo, entre Berlim e Weimar, estabelecido pela Cia. Deutsche Luft- Reederei. Este percurso começou em 5 de Fevereiro de Os primeiros J.II tinham o posto de pilotagem abertos, mas as versões modificadas com cabines fechadas para dois passageiros rapidamente os substituiram. O Junkers F13 (Fig. I.18) foi, ainda durante o conflito mundial, o primeiro avião concebido para o transporte de passageiros, não sendo, portanto, uma variante civil de um conceito militar. Inicialmente, ele recebeu a designação de J13. O primeiro modelo construído foi batizado como Annelise, em homenagem à filha de Hugo Junkers. Foi utilizado em diversos países, por exemplo, nos Estados Unidos, Argentina, Brasil, Bulgária Irã e Rússia. Nos Estados Unidos, era vendido como JL6 pela Junkers-Larsen Corporation. Figura I.18 Junkers F13.

33 O F13 foi utilizado por uma companhia aérea formada exclusivamente por aviões Junkers, a Junkers Luftverkehr até que esta fosse fundida com a Lufthansa. No total, foram construídas 330 aeronaves com inúmeras variações, desde pequenos detalhes na fuselagem até um variante hidroavião. Foi fabricado até a década de Transporte aéreo no Atlântico Lignes Aeriennes Latécoère Próximo do término da Primeira Guerra Mundial, um industrial de Toulouse, Pierre Georges Latécoère, entusiasmado pelo progresso da aviação, antes um fabricante de munições, decide iniciar atividades de aviação. Durante a Guerra, ele converteu sua fábrica de vagões ferroviários em fábrica de aviões. Antes do fim das hostilidades, Pierre Latécoère propôs a criação de uma companhia aérea para fazer a rota Toulouse- América do Sul. Partindo daquela cidade francesa, a rota passaria pela Espanha, cruzaria o Meditarrâneo em direção ao Marrocos, até chegar à costa do Senegal. Depois, cruzaria o Atlântico em direção às principais cidades da América do Sul, como Rio de Janeiro e Buenos Aires. Inicialmente, foi criada então a Lignes Aériennes Latécoere, que durante muitos anos operou uma rora de mala postal entre a França e Barcelona, através dos Pirineus. A empresa contou com Didier Dauraut como gerente geral, uma pessoa arrojada e disciplinada. Dando continuidade aops planos de expansão, em dezembro de 1924, uma missão aérea da Latécoère veio ao Rio de Janeiro com três aviões Bréguet 14 A2 (Fig. I.19) novos, com objetivos comerciais de ligar o Rio de Janeiro à Buenos Aires por via aérea. Esta viagem já havia sido feita anteriormente pelo piloto brasileiro Edu Chaves, mas agora a questão era estabelecer uma linha regular. Este grupo, que se chamou Missão Latécoère, chegou ao Rio de Janeiro em novembro de Estabeleceram-se negociações com o governo brasileiro para a obtenção de permissão para estender para Buenos Aires a linha que se iniciava em Toulouse. Voo experimental foi realizado sob a direção de Pual Vachet, piloto-chefe, em 14 de janeiro de 1925, transportando mala postal e jornais. Dos três Breguet que iniciaram o voo, dois chegaram a Buenos Aires, após 36 horas de viagem. Os aviões contavam com inscrições em português na fuselagem, o que demonstrava confiança em conseguir as concessões. Figura I.19 Bombardeiro francês Breguet 14, que originou derivados de transporte civil no pós-guerra.

34 Figura I.20 Cartaz da Aéropostale indicando a rota aérea para a América do Sul.

35 A companhia Latécoère apresentou, então, um estudo de vaiabilidade econômicofinanceira ao governo brasileiro no qual estipulava uma quantidade razoável de subsídios para a manutenção da rota áerea postal. As autoridades brasileiras decidiram pela rejeição da proposta em face do elevado aporte de dinheiro necessário. Neste meio tempo, uma companhia brasileira estava se estabelecendo, a Companhia Brasileira de Empreendimentos Aeronáuticos. Ela eonseguiu autorização para exoloração do tráfego aéreo em território nacional. O presidente desta empresa era o Sr. Mário de Azevedo Ribeiro. Contudo, a Companhia Brasileira de Empreendimentos Aeronáuticos não conseguiu o registro no Tribunal de Contas e por conta disso não pode iniciar as suas atividades aeronáuticas. Em fins de 1926, a Latécoère retomou a sua iniciativa de estabelecer uma rota aérea ligando a França à América do Sul, reabrindo discussões com o governo brasileiro. Desta vez, a solicitação foi a de usar o território brasileiro para passagem de seus aviões em direção à Argentina e a solicitação foi então aceita. No início de 1927, consegue autorização, através de um Aviso Ministerial, para operar no território brasileiro. Portanto, aquilo que havia sido negado à Cia. de Empreendimentos Aeronáuticos foi permitido às Lignes Aériennes Latécoère através de um simples Aviso Ministerial dirigido ao Inspetor Federal de Navegação. Posteriormente, o governo brasileiro oficializa a situação, o que foi feito através de um Decreto de dezembro de A Latécoère estava finalmente operando no Brasil. Menos de três meses depois, a Compagnie Générale d Entreprises Aéronautiques mudou o seu nome e passou a se chamar Compagnie Générale Aéropostale, o que foi aceito e homologado pelo governo Brasileiro. A mudança de nome foi apenas a ponta de uma reestruração sofrida pela companhia, que deixou de ter Pierre Latécoère em seu corpo administrativo, ficando ele apenas com a sua fábrica de aviões em Toulouse. A partir daí, a companhia Aéropostale realiza muitos voos para a América do Sul partindo da França (Fig. I.20). Os três últimos anos da década de 1920 marcaram o apogeu da Aéropostale. Apenas no Brasil, ela possuía terze aviões: dois Bréguet, dois Laté 17 e nove Laté 25 (Fig. I.21), existindo, ainda, em fase de montagem, diversos outros aviões. Figura I.21 Latécoère 25. A Companhia Latécoère à Toulouse continuou sua existência com a fabricação de aviões. Após a Segunda Guerra Mundial, a Latécoère deixou de produzir aviões e tornou-se fornecedora de partes de aeronaves para fabricantes de aviões. A EMBRAER é um dos clientes, que use partes fabricadas pelas Latécoère em seus E-jets.

36 Na década de 1930, o único meio de atravessar o Atlântico por via aérea sem escalas era por meio de dirigível. A única companhia que fabricava e operava dirigíveis em escala comercial era a companhia alemã Zeppelin. Baseado no LZ 126 Los Angeles, dirigível militar que fora entregue aos Estados Unidos como reparação de guerra, a Zeppelin construiu o LZ 127 Graf Zeppelin. O LZ 127 foi empregado em rotas para o Brasil e Estados Unidos. O Graf Zeppelin fez sua primeira viagem ao Brasil em 1930, chegando à cidade do Recife, no estado de Pernambuco, em 21 de maio. O primeiro brasileiro a viajar nele foi o engenheiro e escritor Vicente Licínio Cardoso. Este vôo iniciou uma regular e bem sucedida rota comercial entre o Brasil e Alemanha. Inicialmente, devido à ausência de instalações adequadas no Campo dos Afonsos, na cidade do Rio de Janeiro, o Graf Zeppelin, atracava na cidade do Recife onde os passageiros eram desembarcados, e seguiam viagem para o Rio de Janeiro em aviões da empresa aérea Syndicato Condor. Figura I.22 Dirigível Hindenburg sobre Nova Yorque. Até hoje, a estação de atracação de dirigíveis em Recife, o Torre do Zeppelin existe. Funcionários da empresa alemã Luftschiffbau-Zeppelin GmbH viajaram ao Brasil em 1933 para selecionar um local apropriado às operações de pouso, decolagem e armazenamento dos gigantescos zeppelins. Após realizarem um detalhado estudo climatológico, levando em consideração, principalmente, a velocidade e direção dos ventos, optou-se pelo uso de uma área próxima à Baía de Sepetiba, no estado do Rio de Janeiro. A área, que media m², foi cedida pelo Ministério da Agricultura. No período de um ano, um enorme hangar foi erguido para abrigo dos dirigíveis, que mais tarde recebeu o nome de Aeródromo Bartolomeu de Gusmão. Foi instalada também no local, uma usina produtora de gás hidrogênio para abastecimento dos dirigíveis, além de um ramal ferroviário que poderia transportar os passageiros do centro da cidade do Rio de Janeiro até o aeródromo. Em 26 de dezembro de 1936, a instalação foi inaugurada,

37 contando com uma linha regular de transportes aéreos que fazia a ligação entre o Rio de Janeiro e a cidade de Frankfurt, na Alemanha, com escala em Recife. Em abril de 1936, o maestro Heitor Villa-Lobos embarcou no LZ-129 Hindenburg (Fig. I.22) em direção à Europa. O hangar foi utilizado por pouco tempo, sendo que em 1938 suas atividades foram encerradas. Dos nove vôos da linha aérea alemã ligando o Brasil à Europa nesse curto período, quatro dessas viagens foram realizadas pelo Hindenburg e as outras cinco pelo Graf Zeppelin. Em 1942, o Aeródromo Bartolomeu de Gusmão foi transformado na Base Aérea de Santa Cruz. a. Junkers F 13 O Junkers F.13 (também conhecido como F 13) foi o primeiro avião de transporte metálico do mundo (Fig. I.23). Ele foi possível graças Aos esforços próprios da empresa Junkers, a qual desenvolveu durante a Primeira Guerra Mundial tecnologias capazes de construir uma aeronave inteiramente metálica. Este empreendimento resultou no Junkers D.I (J 7 a J 9), um caça monoplano inovador (Fig. I.23). Durante os ensaios em vôo, o J 9 demonstrou não possuir a manobrabilidade requerida para um caça de primeira linha, mas foi considerado apto para ser empregado como caça naval, e um lote de 12 unidades foi então pedido. Após terem sido entregues à unidade naval em questão em 1918, os aviões foram redistribuídos para Frente Leste após o Armistício. Um exemplar do D.I sobreviveu à Guerra e está exposto no Musée de l'air et de l'espace, nos arredores de Paris, França. Fig. I.23 Junkers D.I (à esquerda) e F 13. Sendo a única empresa no mundo àquela época capaz de projetar e fabricar aeronaves inteiramente metálicas, a Junkers iniciou o desenvolvimento do F 13 ainda no final da Primeira Guerra Mundial. O avião era monoplano em cantilever (em balanço), com capacidade para quatro passageiros. Mais de 300 unidades foram vendidas e ficou em produção por 13 anos e em serviço comercial por quase vinte anos. Similarmente ao D.I, o F 13 era aerodinamicamente limpo, sem estais e montantes externos. Na década de 1920, os aviões da Junkers não eram usuais, pois muitos biplanos estavam ainda sendo empregados como aviões de linha. A partir de 1918, aproximadamente, 35 modelos de aviões da empresa Junkers utilizaram uma liga de alumínio (duralumínio) como revestimento corrugado e prétensionado, uma característica e patente da Junkers. Atrás do único motor do F 13, havia um posto de pilotagem semiaberto, com teto, mas sem janelas laterais. A cabina de passageiros, com acomodação para quatro pessoas, era fechada, aquecida e apresentava portas e janelas na lateral da fuselagem. Assentos de passageiros foram equipados com cintos de segurança, um avanço para a época. O F 13 dispunha de um trem de pouso principal fixo e uma bequilha de patim. Algumas variantes foram equipadas com flutuadores e esquis. O Junkers F 13 voou pela primeira vez em 25 de junho de 1919, movido por um motor Mercedes em linha e refrigerado a água de 127 kw (170 hp). As primeiras unidades de

38 produção tinham uma asa de maior envergadura e de maior área em relação ao protótipo, e ainda receberam motorização de maior potência: um BMW de140 kw (185 hp) refrigerado a água. Muitas variantes foram construídas com motores Mercedes, BMW e Junkers com refrigeração líquida e cilindros em linha e também com o Armstrong Siddeley Puma, Gnome-Rhône Júpiter e Hornet e motores radiais Pratt & Whitney. b. Dornier Wal O hidroavião Dornier Wal (Do J) tinha asa alta com dois motores acomodados em uma única nacele sobre a asa (Fig. I.24). Um motor acionava uma hélice tratora e o outro uma propulsora. O Do J realizou o seu primeiro vôo em 6 de novembro de O vôo, bem como a maior parte da produção até 1932, teve lugar em Itália por causa das restrições à aviação na Alemanha após a I Guerra Mundial, nos termos do Tratado de Versalhes. A Dornier começou a produzir o Wal na Alemanha em 1931, durando até Fig. I.24 Dornier Wal (Foto: Wikipedia). Na variante militar denominada de Militärwal a tripulação acomodava-se em uma área aberta no nariz do aparelho. Havia uma estação com metralhadora na proa e outra na metade da aronave. A Espanha foi o primeiro país a receber a variante militar. Argentina, Chile, Holanda, Iugoslávia, União Soviética, Itália e Alemanha também foram clientes da variante militar. Os principais utilizadores militares, Espanha e Holanda, fabricadaram o Dornier Wal sob licença. Vários países, notadamente a Itália, Noruega, Portugal, Uruguai, Grã-Bretanha e Alemanha, empregaram o Wal para ataques militares. A variante civil tinha uma cabina na parte dianteira da fuselagem, acomodando até 12 passageiros. Alemanha, Itália, Brasil e Colômbia foram os principais operadores civis. O Do J recebeu inicialmente a motorização composta por dois 265 kw (355 hp) Rolls- Royce Eagle IX. Versões posteriores utilizaram quase todos os tipos de motores disponíveis no mercado de fabricantes como a Hispano-Suiza, Napier & Son, Lorraine- Dietrich, BMW, e até mesmo o motor norte-americano Liberty. A 10 a Wal utilizado pelo Deutsche Luft Hansa para o seu serviço de correio de todo o Atlântico Sul tinha um alcance de km (2.200 milhas), e um teto de operação de m.

39 Mais de 250 Wals foram construídas por CMASA e Piaggio, na Itália, na Espanha CASA, Kawasaki, no Japão, Aviolanda na Holanda, e Dornier, na Alemanha. Várias companhias aéreas operaram Dornier Wals em serviço regular de passageiros de correio com grande sucesso. Alguns operadores: SANA e Aero Espresso da Itália; Aero Lloyd e Deutsche Luft Hansa da Alemanha; SCADTA de Columbia; Syndicato Condor do Brasil; Nihon Koku Yuso Kaisha do Japão. O Dornier Wal foi à época um dos maiores sucessos da história da aviação naval. A Força Aérea Colombiana empregou o Dornier Wal na Guerra Colômbia-Peru, que aconteceu no período c. Junkers Ju 49 Hugo Junkers teve a visão das viagens aéreas de longa distância entre os continentes já nos anos vinte. Correntamente raciocinou que os aviões voariam em altitudes elevadas para melhorar o desempenho graças a menor resistência do ar. Isto, além de exigir uma alimentação especial para os motores, requeria também que um ambiente amigável deveria ser proporcionado à tripulação e aos passageiros. O uso de oxigênio através de uma máscara facial, suportando frio extremo e hipoxia foi experimentado por alguns aviadores experimentalmente com aviões com posto de pilotagem aberto: Cyril Uwins atingiu m em um Vickers Vespa em setembro de 1932; e Renato Donati voou em m de altitude em um Caproni Ca 114 no final de Vôo contínuo em altas altitudes nestes dois casos seriam fatais. Figura I.25 À esquerda: cabina pressurizada desenvolvida pela empresa Junkers. À direita: o avião experimental Junkers Ju 49 (Foto: Deutsches Bundesarchiv, Bild , 1931). Para solucionar o problema de vôos prolongados em altitudes levadas, Hugo Junkers projetou e construiu o Ju 49, um avião de pesquisa com cabine pressurizada (Fig. I.25), o que proporcionava uma atmosfera artificial para os dois tripulantes. O esguio avião era movido por um motor Junkers L 88a de 800 hp. O Ju 49 alcançou em vôos de ensaio altitudes de mais de 14 mil metros - era a primeira vez que uma aeronave pode operar em tais altitudes sem pôr em risco a tripulação.

40 d. Handley Page H.P.42 A empresa britânica Handely Page Limited foi fundada por Frederick Handely Page em Foi a primeira fabricante de aviões da Grã-Bretanha. Ele deixou de existir em 1970 e ficou conhecida pelo projeto e fabricação de aviões de transporte e bombardeiros. O que destacamos nesta seção é o avião de linha Handley Page H.P.42. O H.P.42 (Fig. I.26) se destacou na década de 1920 e 30. Eram biplanos quadrimotores, que foram projetados especialmente para a companhia britânica de aviação Imperial Airways. Havia duas versões do H.P.42, a E e a W, dedicadas a rotas para colônias do Império Britânico no leste e oeste, respectivamente. A versão W foi designada também de H.P.45. No total, oito aviões H.P.42 e 45 foram fabricados, quatro de cada tipo. Operaram até o início da Segunda Guerra Mundial, quando foram requisitados pelas forças armadas britânicas. Nenhuma vida foi perdida durante o serviço civil. O H.P.42 tinha quatro tripulantes e acomodava 24 passageiros em sua cabina com amplas janelas. Figura I.26 O britânico Handley Page H.P.42 foi um avião de transporte bem sucedido na década de 1930 (Imagem: Microsoft Flight Simulator X). O aerodinamicista alemão Gustav Lachman inventou o slate em O slate é um dispositivo colocado no bordo de ataque das asas para melhorar suas características em elevados ângulos de ataque (Fig. I.27). Lachman tentou patentear a sua invenção, mas o pedido foi inicialmente rejeitado pelo Instituto Alemão de Patentes com a argumentação de que faltavam provas de que ele iria funcionar de acordo com o pretendido. Lachman desistiu da idéia e se matriculou na Universidade Técnica de Darmstadt para um curso de engenharia mecânica. Graduou-se em junho de 1921 e começou a trabalhar na empresa de automóveis Opel. Por acaso, ele ficou sabendo de uma demonstração pública do uso de fendas (slots, em inglês) no bordo de ataque pela empresa Handely Page. Isto o encorajou a renovar o seu pedido de patente. Para tal, ele precisava demonstrar que seu invento fucionava através de ensaios em túnel de vento. Pediu então 1000 RM (Reichsmark) a sua mãe para pagar os ensaios que seriam realizados por Ludwig Prandtl na Universidade de Göttingen. De posse dos resultados, submeteu novo

41 pedido e a patente foi concedida retrospectivamente. Uma reunião entre Lachman e a empresa Handely Page, resolveu a questão de propriedade em benefício mútuo, os direitos de patente sendo compartilhados, e Lachmann sendo contratado como consultor pela Handley Page Ltd. Outros fabricantes aeronáuticos resolveram adotar slates em configurações de aviões e a Handely Page teve muitos ganhos advindos de pagamentos de royalties. É preciso ressaltar que na década de 30, quando começaram a serem empregados em maior escala, os slates eram fixos, o que comprometia muito o arrasto em cruzeiro, onde o ângulo de ataque típico é muito menor do que aqueles encontrados no pouso e decolagem. Portanto, eles prejudicavam o desempenho em cruzeiro por conta do maior arrasto que causavam. Ao longo do tempo, foram desenvolvidos mecanismos de atuação que permitiam que o slate se recolhese durante a fase de cruzeiro. De qualquer modo, mesmo não causando diretamente maior arrasto em cruzeiro, os slates móveis conferem maior peso ao avião e também maior custo de manutenção. Figura I.27 Ilustração do funcionamento do slate.

42 e. Junkers Ju 52 O Junkers 52 (Fig. I.28) foi um avião inteiramente metálico concebido para transporte de 17 passageiros. É também um dos aviões de transporte mais bem sucedidos da história, com 4845 unidades fabricadas. Figura I.28 Junkers Ju 52/3m (Imagem: Microsoft Flight Simulator X). Projetado por Ernst Zindel na fábrica da Junkers na cidade de Dessau, Alemanha, o modelo inicial tinha apenas um motor, e foi designado Ju 52/1m. O protótipo realizou o primeiro vôo em 1931 e foi certificado no mesmo ano pelo Ministério dos Transportes alemão. Devido à falta de interesse por parte dos compradores, principalmente da Deutsche Lufthansa, foram adicionados ao avião mais dois motores para melhorar o seu desempenho, mudando sua denominação para Ju 52/3m. Fabricado com motores BMW, alguns modelos para exportação também utilizavam motores Pratt & Whitney Wasp ou Bristol Pegasus. Os primeiros aviões com esta nova configuração, equipados com motores Pratt & Whitney, foram entregues ao Lloyd Aéreo Boliviano (LAB). A extinta empresa aérea brasileira VASP adquiriu dois Ju-52/3 m, batizados de Cidade de São Paulo e Cidade do Rio de Janeiro. As partes dos dois trimotores foram despachadas da Alemanha para o Brasil, com a montagem final se dando em solo nacional. As duas aeronaves inauguram a rota São Paulo-Rio em 5 de agosto de 1936.

43 Outras unidades do Ju 52 foram adquiridas posteriormente pela VASP. Para mencionar duas delas: a Cidade de Goiânia, que foi descomissionada em 1943; e o Ju 52 com prefixo PP-SPF, Cidade de Santos, que colidiu com um D.H.90 Dragonfly argentino nos céus do Rio de Janeiro em Em 1944, a Junkers licenciou a construção do modelo pela Construcciones Aeronáuticas S.A. (CASA) da Espanha, sendo então designado de CASA 352-L. Os Ju 52 também foram produzidos na França a partir de 1942, em uma fábrica da empresa aeronáutica francesa Amiot, a qual foi incorporada pela Junkers durante a Segunda Guerra Mundial. Esta fábrica estava localizada na cidade de Colombes e os aviões lá produzidos foram batizados de Amiot AAC.1 Toucan. Após a guerra, alguns destes modelos foram para a Força Aérea Portuguesa, Air France e CSA Czech Airlines. O Ju 52 também esteve em serviço na Força Aérea Suíça até a década de Atualmente, alguns exemplares ainda voam na Alemanha, Suíça e Estados Unidos, notadamente realizando vôos panorâmicos. Outros dois exemplares restaurados estão na África do Sul e França. Sua primeira utilização militar foi no transporte de tropas e equipamentos bolivianos pela LAB para a linha de frente de batalha da Guerra do Chaco ( ), conflito entre Bolívia e Paraguai. Na guerra civil espanhola, o Ju 52 foi utilizado como transporte de tropas, principalmente de soldados vindos do Marrocos para a Espanha, além de servir de bombardeiro e transporte para missões de pára-quedistas pela Legião Condor, uma força de aviadores enviados pela Alemanha para ajudar o Ditador Francisco Franco. O mesmo uso foi feito durante a Segunda Guerra Mundial para o transporte de tropas e suprimentos para a frente oriental (Stalingrado) e para o norte da África (Afrika Korps). A versão Ju 52/3m W, hidroavião, serviu na campanha da Noruega em 1940 e posteriormente no teatro de operações do Mediterrâneo. Figura I.29 Hugo Junkers concebeu pioneiramente a utilização do aileron como auxílio na decolagem, configurando-o para atuar como flape (Imagem: Microsoft Flight Simulator X).

44 O Ju 52 também foi uma peça fundamental na Operação Merkur (invasão alemã da ilha de Creta) no ano de 1941, como avião de transporte de pára-quedistas. A operação foi considerada um sucesso, pois seus objetivos de conquista foram alcançados. No entanto, as baixas de pára-quedistas foram grandes e pouco mais da metade dos 493 aviões que participaram da invasão foram danificados ou destruídos. Devido às altas perdas humanas e materiais desta operação, não foi realizada pela Alemanha mais nenhuma grande ofensiva utilizando tropas aerotransportadas. Hugo Junkers mais uma vez inovou com o uso do aileron como flape na decolagem no trimotor Ju 52 (Fig. I.29). Os ailerons também podiam ser ajustados para alterar localmente a sustentação na asa para gerar menor arrasto induzido (o arrasto ligado à geração de sustentação, como veremos mais adiante). f. Focke-Wulf Fw 200 O Focke-Wulf 200A Condor foi um avião de longo alcance de transporte de passageiros projetado pelo Prof. Kurt Tank da empresa alemã Focke-Wulf Flugzeugbau AG. O Prof. Heinrich Focke, Georg Wulf e o Dr, Werber Naumann fundaram a empresa Fock-Wulf em Em 1936, Focke foi retirado da Focke-Wulf por pressão dos acionistas. Na verdade, o regime nazista não o considerava confiável. Assim, em 1937 ele redirecionou o seu trabalho para helicópteros e fundou a empresa Focke Achgelis em sociedade com Gerd Achgelis. O Prof. Tank, da Diretoria Técnica e que havia trabalhado no desenvolvimento do Fw 44 Stieglitz, foi também responsável pelo projeto de vários outros aviões da Focke-Wulf, entre eles, o do avião de linha Fw 200. O Fw 200A (Fig. I.30) foi projetado para atender às necessidades da empresa aérea Lufthansa, que desejava um avião capaz de operar em rotas ligando a Europa à América do Sul. Sua fuselagem esbelta, asa de grande alongamento eram características típicas de planadores. Era propulsado por quatro motores Hornet S1E-G da Pratt & Whitney, mais tarde substituídos por motores BMW 132L (Hornets licenciados). Tinha uma capacidade máxima de combustível de 4360 litros e foi concebido para transportar 26 passageiros em longas distâncias. Em agosto de 1938, um exemplar do Fw 200 realizou um voo de Berlim a Nova York em 20 horas, sem escalas. Mais tarde, naquele ano, um Fw 200 voou para Tóquio com três paradas em 46 horas. Em razão do impressionante desempenho do quadrimotor, a Lufthansa requereu a abertura de uma rota aérea entre a Alemanha e os Estados Unidos. Como os EUA não dispunham de uma aeronave equivalente ao Fw 200, ou seja, de cruzar o Atlântico Norte sem escalas, o pedido da Lufthansa foi indeferido. A produção do Fw 200 começou em 1938 com o Fw 200 A. Uma dos exemplares tornou-se o avião de transporte pessoal de Hitler. Outras unidades foram para a Lufthansa, o Sindicato Condor - uma subsidiária da Lufthansa que operava vôos domésticos na América do Sul - e a DDL dinamarquêsa. A Focke-Wulf logo lançou o mais potente e mais pesado Fw 200 B. O Fw 200 C, que dispunha ainda de maior capacidade de combustível.

45 Fig. I.30 Focke-Wulf Fw 200A (Imagem: Microsoft Flight Simulator X). A Marinha Imperial Japonesa manifestou interesse em uma versão de reconhecimento de longo alcance do Condor. O projetista do Fw 200, Kurt Tank, modificou um Fw 200 B-1 para criar o protótipo Fw 200 V10, com mais combustível, três metralhadoras, uma gôndola ventral e com metralhadoras frontal e traseira O exemplar jamais foi entregue ao seu cliente. Em 1939, a Luftwaffe decidiu que o Fw 200 poderia satisfazer a sua própria exigência de um avião de reconhecimento e ataque marítimo de longo alcance, e solicitou à Focke-Wulf para tornar o Fw 200 V10 uma aeronave mais robusta, com capacidade de transporte de bombas. Assim, surgiu o Fw 200C (Fig. I.31), com reforços estruturais, capotas do motor melhoradas para abrigar cada uma os quatro BMW 132H de 830 hp (versões posteriores foram equipadas com o BMW Bramo 323R-2 com 1000 hp de potência) e hélices tripás, além de pontos de fixação de bombas. A capacidade máxima de bombas era de 2100 kg. Elas eram colocadas na gôndola ventral, sob as naceles de cada motor externo e outras também na parte externa das asas. Ao invés de bombas, o Fw 200 C era capaz de transportar dois torpedos. A aeronave tinha uma tripulação de cinco homens, mas outras versões dispuham de acomodação para até sete tripulantes. Fig. I.31 Fw 200C de reconhecimento e ataque marítimo.

46 As modificações est8uturais da nova missão de ataque e reconhecimento do Fw 200C não foram suficientes pra suportar as cargas do novo envelope de operação. que foi originalmente concebida para uso civil resultou em várias falhas estruturais ao longo da carreira do Fw 200C, várias delas ocorrendo durante o pouso (Fig. I.32). Figura I.32 Ruptura da fuselagem do Fw 200 de ataque marítmo durante o pouso. Exemplares do Fw 200C foram então entregues Kampfgruppe 40, que a partir de junho 1940 operava baseado em Bordeaux-Merignac. Operações sistemáticas contra embarcações navais, notadamente contra comboios mercantes vindos dos EUA, começaram em agosto daquele ano. O naufrágio de toneladas de navios foi reivindicado nos dois primeiros meses de operações, e 363 mil toneladas em fevereiro de Churchill alcunhou o Fw 200 de "Flagelo do Atlântico". Fábrica do Galeão e o Fw 200C Antes da criação do Ministério da Aeronáutica em 1941, as atividades aeronáuticas no Brasil eram conduzidas pela Marinha e Exército. O Instituto Militar de Engenharia (IME), localizado no Rio de Janeiro, formava engenherios aeronáuticos para essas duas forças aramadas. Em relação à indústria aeronáutica, desde o Governo Provisório, implantado em 1930, Getúlio também daria claros sinais da predisposição para estimular o setor. Naquele ano, criou a Comissão de Estudos para Instalação de uma Fábrica de Aviões (CEIFA), da qual faziam parte o engenheiro César Grillo, Antonio Guedes Muniz e Vitor de Carvalho, estes dois últimos sendo militares. Iniciando as atividades em 1932, o objetivo da Comiisõ era a de avaliar a viabilidade da produção de aeronaves no País com a utilização de matérias-primas nacionais, bem como organizar uma concorrência para a instalação de uma fábrica. Em meados da década de 1930, militares brasileiros fecharam um acordo de cooperação com a empresa alemã Focke-Wulf para a produção licenciada de aviões no Brasil. Basicamente, os alemães enviariam técnicos, engenheiros, instrutores e gabaritos, enquanto a Marinha Brasileira responderia pelas obras civis de uma fábrica. Nela, planejava-se construir quatro modelos de aeronaves: o Focke Wulf 44 Stieglitz (de treinamento); o Focke-Wulf 56 (de treinamento avançado); o Focke Wulf 58 Weihe (bimotor de bombardeio); e o Focke Wulf 200.

47 A área escolhida para a construção da fábrica foi a Ponta do Galeão, onde desde 1924 funcionava a Escola de Aviação Naval, região que, muitas décadas depois, abrigaria também o Aeroporto Internacional Antônio Carlos Jobim, mais conhecido como Aeroporto do Galeão. Uma equipe de trabalho, liderada por Raymundo Vasconcellos Aboim, foi organizada e era composta, sobretudo, por marinheiros, técnicos e engenheiros, que aceitaram receber honorários de simples operários. Em junho de 1936, a pedra fundamental das Oficinas Gerais da Aviação Naval foi lançada, que ficaria conhecida posteriormente como Fábrica do Galeão. Com muito esforço e poucos recursos, a Marinha conseguiria, afinal, construir excelentes pavilhões industriais, inaugurados exatos três anos depois, em junho de Eram 19 mil m 2 de área construída, que começaram a receber as máquinas e os técnicos alemães para o início da produção. Essa equipe era liderada pelo engenheiro William Friedrich Stein e teve importância inestimável na formação de mão de obra aeronáutica especializada no Brasil. O primeiro avião construído pela Fábrica do Galeão foi o Fw 44 Stieglitz, com 40 exemplares fabricados em 1940, sob a designação de 1 AVN (Primeiro Modelo de Aviação Naval). Após a criação do Ministério da Aeronáutica, em 1941, essa aeronave teria a denominação mudada para I FG (primeiro modelo da Fábrica do Galeão) e foi batizada de Pintassilgo. Era um biplano biposto, dotado de um motor alemão Siemens Sh 14, de 150 hp, estrutura de madeira e cobertura de tela e contraplacado. Sua utilização no Brasil foi breve e quase todos os exemplares tiveram vida útil muito curta. Na sequência, foi cancelada a produção dos monomotores Fw 56 Stösser, avião acrobático de treinamento usado na formação de pilotos de caça, uma vez que um novo conflito bélico de grandes proporções estava para eclodir na Europa. Para ganhar tempo, a Marinha decidiu partir à produção do bimotor Fw 58 Weihe, uma aeronave mais sofisticada, destinada a treinar pilotos de bombardeiro e realizar missões de patrulha. O primeiro exemplar chegou ao Brasil em 1939, após partes terem sido transportadas por navio. Foi remontado na Fábrica do Galeão e registrado como protótipo, servindo para treinamento de pilotos e mecânicos que construiriam os demais da série. Posteriormente, chegaram mais componentes para construir dez aeronaves que ficaram prontas em 1940 e registradas pela Aviação Naval como D-2FW. Eram praticamente idênticos ao original alemão, sendo as únicas diferenças a tela externa, produzida por uma fábrica de Campinas, além das tintas nacionais e os armamentos norte-americanos. O segundo lote, de 15 aviões, caracterizou-se pelo maior porcentual de componentes nacionais: a madeira das asas, os pneumáticos e freios, a tela externa fabricada em Campinas e o contraplacado de madeira para a cobertura de partes da fuselagem e das asas, produzido pelo Instituto de Pesquisas Tecnológicas (IPT) de São Paulo. Essa segunda linha foi designada 2 AVN, mais tarde recebendo o nome oficial de 2 FG (segundo modelo fabricado na Fábrica do Galeão). A primeira dessas aeronaves voou em 15 de julho de 1940 e a última, em 12 de dezembro de 1942, ano em que o Brasil envolveu-se diretamente na II Guerra Mundial ( ), contra as nações do Eixo, do qual a Alemanha fazia parte, inviabilizando assim todos os negócios que existiam com o país. Por isso, o FW-200 Condor não teve a produção sequer iniciada. Caso isso tivesse acontecido, certamente o Brasil teria dado um grande slato no domínio da técnica de construção aeronáutica, pois o primeiro avião totalmente metálico de fabricação nacional, o Regente fabricado pela Neiva, foi entregue à FAB apenas em 1960 e era um avião consideravelmente menor e menos sofisticado do que o Focke-Wulf 200C.

48 g. Boeing 247 O Boeing 247 (Fig. I.33) voou pela primeira vez em 8 de fevereiro de 1933 e entrou em serviço no final daquele ano. O modelo 247 é considerado por muitos especialistas aeronáuticos o arquétipo do avião de linha moderno. Ele incorporou avanços como uso do alumínio anodizado, construção semi-monocoque metálica, asa em cantilever, hélice de passo variável (247D) e trem de pouso retrátil, semi-escamoteeável. Outras características avançadas incluíam compensadores (tabs) em superfícies de controle, piloto automático e sistema de degelo nas asas e no estabilizador horizontal. Figura I.33 O Boeing 247 foi concebido para o transporte de 10 passageiros e 200 kg de mala postal (Imagem: Microsoft Flight Simulator X). O aparecimento do Boeing 247 no mercado significou o obsolência dos aviões de transporte existentes no mercado. O novo bimotor da Boeing era mais veloz do que o caça padrão norte-americano, o Boeing P-12, um biplano com o posto de pilotagem aberto. Apesar disso, exibia uma velocidade de pouso relativamente baixa, de 100 km/h. Para velocidades a partir de 20 km/h o Boeing 247 podia ser taxiado com a cauda no ar, o que facilitava em muito o seu manuseio no solo. Outra característica pioneira, o Boeing 247 foi o primeiro bimotor transporte de passageiros que era capaz de voar com um só motor. Com hélices de passo variável (equipamento de série no 247D), o 247 poderia atingir 4720 m com o peso máximo bruto de decolagem. O Air Mail Act de 1934 proibia companhias aéreas e fabricantes de avião de ser a mesma corporação. Assim, A Boeing dividiu-se em três companhias menores: Boeing Airplane Company, Boeing Air Transport (BAT) e United Aircraft Corportaion. A BAT mais tarde deixou o grupo e transformou-se na empresa United Airlines. A United Aircraft Corporation viria a se tornar a United Technolgies, atualmente, o grupo controlador da Pratt&Whitney e Sikorsky, entre outras várias empresas. Toda a produção do Boeing 247 foi destinada a BAT. A Transcontinental and Western Airlines (TWA), não conseguindo adquirir o avião da Boeing, dirigiu-se à empresa Douglas e participou dos requisitos de um novo avião que viria a se tornar o lendário DC-3. Uma preocupação dos pilotos em relação ao Boeing 247 era a de que nenhuma pista seria capaz de suportar uma aeronave de oito toneladas. Eles também se opuseram ao uso de motores Hornet porque a maioria dos pilotos estava acostumada com os Vespas, menos potentes. Havia o temor de não se poder controlar adequadamente os Hornet. O

49 Engenheiro-chefe da Pratt & Whitney, George Mead, sabia que esse raciocínio era equivocado e que dentro de algum tempo era ficaria ultrapassado. O presidente da Pratt&Whitney, Frederick Rentschler, diante de uma decisão difícil, decidiu concordar com a demanda unânime dos pilotos. A decisão criou um racha entre Mead e Rentschler. Apesar das divergências profundas sobre a configuração dos motores, o Boeing 247 ainda era um avião notável e foi vitrine exposição da Boeing na feira de Chicago Mundial em O pára-brisa do posto de pilotagem do primeiro 247S foi inclinado "para frente", em vez da montagem convencional. Esta foi a solução de projeto (semelhante ao adotado por outras aeronaves contemporâneo que usou um pára-brisas para a frente passou) para o problema dos instrumentos do painel de controle iluminado refletindo o pára-brisa da noite, mas descobriu-se que o pára-brisa para a frente inclinada refletiria luzes terrestres em vez disso, especialmente durante aterragens, e também aumentou ligeiramente arrasto., por introdução do 247D, o pára-brisas é inclinado ré da maneira usual, e o problema de reflexo à noite foi resolvido através da instalação de uma extensão (a glarescreen) sobre o painel de controle. Informações gerais Entrada em serviço Maio de 1933 Capacidade máxima de passageiros (classe única) 10 Peso máximo de decolagem Comprimento Motorização Desempenho: Asa: Velocidade máxima Teto de serviço Alcance máximo com 10 passageiros Distância de decolagem (ISA, nível do mar, MTOW) Alongamento Envergadura 7623 kg 15,7 m 2 Pratt & Whitney S1H1-G Wasp de 550 hp cada 320 km/h 7620 m 1200 km 6,54 m 22,6 m Área de referência 78 m 2 Afilamento Corda média aerodinâmica Enflechamento à ¼ da corda Tabela Id Informações sobre o Boeing 247D. Boeing destacou que o novo avião deveria oferecer maior segurança operacional, ser mais resistente estruturalmente, bem como proporcionar maior conforto aos passageiros. No item conforto, o ar da cabine era controlado por termostatos e material para isolamento acústico foi empregado. A tripulação incluía um piloto e co-piloto, bem como uma aeromoça que poderia atender às necessidades de passageiros. O trem de pouso principal não retraía completamente, era, portanto, semi-escamoteável. Assim, uma parte das rodas aparecia abaixo das naceles, típico de projetos daquele tempo, como um meio de reduzir o dano estrutural em aterrissagens em caso do

50 conjunto do trem de pouso não baixar por alguma falha hidráulica ou travamento mecânico. A bequilha não era retrátil. Enquanto o modelo 247 e 247A tinham hélices de passo fixo, o modelo 247D incorporou hélices de passo variável. h. Douglas DC-3 O bimotor DC-3 (Fig. I.34) originou-se a partir de uma solicitação da Transcontinental and Western Airlines (TWA) para Donald Douglas, presidente da Douglas Aviation. Rival da TWA no serviço aéreo transcontinental, United Airlines, estava inaugurando o serviço com o Boeing 247 e Boeing se recusou a vender qualquer 247S para outras companhias aéreas até o fim do United para 60 aeronaves haviam sido preenchidos. [4] TWA pediu Douglas para projetar e construir uma aeronave que permitiria TWA para competir com a United. Projeto resultante Douglas ', de 1933 DC-1, foi promissor, e levou para o DC-2 em Enquanto o DC-2 foi um sucesso, ainda há espaço para melhorias. O DC-3 foi o resultado de uma chamada telefônica maratona da American Airlines CEO CR Smith para Donald Douglas, durante o qual Smith convenceu um Douglas relutante para projetar uma aeronave com camas baseado no DC-2 para substituir o biplano Curtiss Condor da América II. Douglas concordou em ir em frente com o desenvolvimento só depois que Smith o informou da intenção de adquirir vinte aeronaves. A nova aeronave foi projetada por uma equipe liderada por Arthur E. Raymond ao longo de dois anos, e o prot[ptipo designado de DST (Douglas Sleeper Transport) voou pela primeira vez em 17 de dezembro de A versão com 21 lugares, em vez dos berços de dormir da DST de passageiros também foi projetado e dada a designação DC-3. Não houve protótipo do DC-3, o primeiro DC-3 built seguido sete DSTs fora da linha de produção e foi entregue ao americano. Figura I.34 Douglas DC-3 (Imagem: Microsoft Flight Simulator X). As comodidades do DC-3 e DST popularizou o transporte aéreo nos Estados Unidos. Com apenas três paradas de reabastecimento, vôos transcontinentais que atravessam os EUA em aproximadamente 15 horas tornaram-se possíveis. Viagens no sentido oeste levou 171/2 horas devido a ventos contrários-que ainda prevalece uma melhoria significativa em relação ao concorrente Boeing 247. Durante uma época anterior, como

51 uma viagem implicaria saltos curtos em aviões mais lentos e curtos-range durante o dia, juntamente com a viagem de trem durante a noite. Uma variedade de motores radiais estava disponível para o DC-3 ao longo do seu desenvolvimento. Aeronaves civis em início de produção utilizado Wright R-1820 Cyclone 9s, mas mais tarde aviões (e mais versões militares) usou a Pratt & Whitney R Twin Wasp, que ofereceu o desempenho do motor de alta altitude e único melhor. Três DC-3 Super DC-3 com Pratt & Whitney R-2000 Wasps Gêmeas foram construídas na década de i. Boeing 307 Stratoliner O Boeing modelo 307 Stratoliner (Fig. I.35) foi a primeira aeronave de transporte comercial com uma cabine pressurizada. Esta característica permitiu que a aeronave voasse a uma altitude de pés (6.000 m), bem acima de vários tipos de distúrbios atmosféricos. O diferencial de pressão entre a cabine e o meio externo era de 2,5 psi (17 kpa), de modo que a pés (4.480 m) a altitude da cabine equivalia a uma altitude de de pés (2.440 m). O Modelo 307 tinha capacidade para cinco tripulantes e 33 passageiros e o diâmetro da cabine de passageiros era de 3,51 m. O Boeing 307 foi a primeira aeronave baseada em terra a incluir um engenheiro de voo como um membro da tripulação (vários barcos voadores já contavam com uma posição de engenheiro de voo). Figura I.35 Boeing 307 Stratoliner, o primeiro avião comercial pressurizado da história (Imagem: Microsoft Flight Simulator X). O desenvolvimento do Boeing 307 iniciou-se me 1935, com base no bombardeiro estratégico B-17 (Boeing modelo 299), então em produção. Ele combinava as asas, empenagens, trem de pouso e motores do B-17C com uma seção transversal circular nova da fuselagem de maior diâmetro, projetada para permitir a pressurização da cabine. O primeiro pedido, de dois 307s (batizado então de Stratoliner), foi colocado em 1937 pela Pan American Airways seguido de um segundo pedido de cinco unidades da Transcontinental & Western Air (TWA), o que levou a Boeing a iniciar a produção seriada. Na época, os EUA entraram na Segunda Guerra Mundial (em dezembro de 1941). A guerra exigia que funcionários do governo e militares fossem transportados a lugares distantes e assim aeronaves comerciais, incluindo 14 hidroaviões da Pan Am e da TWA e cinco Boeing 307s, foram deslocados para emprego de transporte militar. Tanques de combustível adicionais foram adicionados aos 307 para dar-lhes o alcance

52 extra que eraq necessário para cruzar as grandes distâncias na região do Pacífico. Após a conversão, foram designados C-75. Antes da Segunda Guerra Mundial, a produção dos 307 foi encerrada, sendo que apenas 10 unidades foram construídas. A TWA voou rotas domésticas entre Nova York e Los Angeles por 18 meses até que o Exército adquiriu seus Stratoliners para uso em tempo de guerra como transporte transatlântico de longo alcance de oficiais ou carga crítica. TWA converteu sua frota de 307 para o serviço militar em janeiro de 1942, e sua Divisão Intercontinental operou estes C-75s sob contrato para o Comando de Transporte Aéreo do Exército até julho de Esses foram os únicos aviões comerciais construídos nos EUA capazes de atravessar o Atlântico até a chegada do Douglas C-54 Skymaster em novembro de Conversão para o C-75 incluiu a remoção do equipamento de pressurização para economizar peso, a remoção dos quatro de nove assentos reclináveis ao longo do perto da porta dianteira, e alteração dos dois compartimentos do tipo Pullman. O espaço foi assim destinado às tripulações de voos extremamente longos e para a adição de cinco tanques de combustível, com capacidade total de 815 litros. O trem de pouso foi reforçado, o peso máximo de decolagem foi aumentado de para kg e o exterior pintado em um monótono verde-oliva militar. I.2.3 Pós Segunda Guerra Mundial até o início da década de 1960 a. Douglas DC-4 A história do DC-4 inicia-se quando a United Airlines elaborou uma especificação para um avião quadrimotor de longo alcance. A empresa United solicitou à Douglas para desenvolver um avião que atendesse a esses e outros requisitos. Assim, surgiu o que DC-4E (onde o E ficou para experimental), que realizou ensaios em vôo em junho de Era cerca de três vezes o tamanho do DC-3 (sua envergadura era de 42,17 m e o comprimento de 29,76 m), tinha o estabilizador vertical triplo, trem de pouso triciclo, era pressurizado e tinha alcance para voar sem escalas de Chicago a São Francisco. No entanto, o DC-4E era caro, complexo e tinha custo operacional maior que o previsto. Assim, a Douglas reviu completamente o conceito, resultando em uma aeronave menor e mais simples, o DC-4 (Fig. I.36). O novo DC-4 foi desenvolvido sob as nuvens escuras da II Guerra Mundial, e com a entrada dos EUA na guerra todos os DC-4s então na linha de produção foram requisitados para os militares dos EUA. O resultado foi que o primeiro DC-4 voou pela primeira vez em 14 de fevereiro de 1942 em cores militares, tendo recebido a designação C-54 Skymaster. O DC-4 encaixou-se muito bem nas exigências do USAAF para um transporte de carga de longo alcance, e 1162 foram construídos ao longo dos anos de guerra. Como foi o caso com o DC-3, o fim da guerra tornou excedente grande parte dos C-54 existentes, tendo sido vendidos para companhias aéreas do mundo. Para além deste Douglas construído um adicional de 78 DC-4s para novas encomendas. Ao longo dos anos os sobreviventes foram passadas para fretar e as companhias aéreas de carga, e, hoje, um pequeno número sobreviver em serviço como cargueiros.

53 Figura I.36 O quadrimotor DC-4 (acima) e os seus sucessores o DC-6 e DC-7 dominaram os céus nos anos 40 e início dos 50 (Imagem: Microsoft Flight Simulator X). Desenvolvimentos notáveis do DC-4 incluem o cargueiro Carvair, modificado pela Aviação Trader, enquanto a Canadair construiu uma série com os motores RollsRoyce Merlin e fuselagens pressurizadas. A DC-4, também serviu de base para o DC-6 e o DC-7. O DC-4 foi o primeiro avião para apresentar uma secção circular, de diâmetro constante, tornando facilitando versões alongadas derivadas. b. Vickers Viscount O Vickers Viscount (Fig. I.37) é um turbo-hélice britânico de curto e médio alcance, tendo voado pela primeira vez em A Vickers-Armstrong foi o fabricante do Viscount, que ficou marcado na história como o primeiro turbo-hélice comercial a entrar em operação. Foi operado no Brasil pela VASP e pela Força Aérea Brasileira como avião de transporte, incluindo transporte presidencial. O Viscount foi bem recebido pelo público devido ao conforto proporcionado em sua cabina, que incluía pressurização, reduções significativas na vibração e ruído, e grandes janelas. Devido a estas vantagens, ele passou a ser um dos tipos mais bem sucedidos e rentáveis da primeira geração de aviões de transporte do pós-guerra, e um total de 445 exemplares foram construídos para uma ampla gama de clientes internacionais, incluindo alguns norte-americanos.

54 Figura I.37 Vickers Viscount 700 (Imagem: Microsoft Flight Simulator X). O Viscount foi desenvolvido em resposta às especificações propostas pelo Comitê Brabazon do pós-guerra, na faixa de pequeno e médio alcance de uma aeronave pressurizada para voar em rotas com menor densidade de passageiros. As especificações referiam-se a uma aeronave com capacidade de 24 passageiros e alcance de 2,816 km, voando a 320 km/h. Durante as discussões entre o Comitê e a Vickers, o Chefe de Projetos Rex Pierson da Vickers defendeu o uso da motorização turbo-hélice, acreditando que os motores à pistão já tinha chegado ao seu final na aviação de linha. Os membros do Comitê Brabazon não estavam tão convencidos disso, mas concordaram em dividir a especificação em dois tipos: e o tipo IIa usando o motor à pistão; e o Tipo Iib. A Vickers foi selecionada para levar adiante o programa doem 1945; a empresa Airspeed sendo a escolhida para desenvolver o avião a pistão, o que resultou no Ambassador (Fig. I.38). Figura I.38 Airspeed Ambassador (Imagem: Microsoft Flight Simulator X). A British European Airways (BEA) foi envolvida no projeto do turbo-hélice e solicitou o acréscimo da capacidade para um total de 32 passageiros. O primeiro conceito saiu em junho de Ele foi baseado no Viking com quatro motores turbo-hélice e 24 lugares e foi designado de VC-2 ou Tipo 453. Mais tarde, uma fuselagem em dupla-bolha foi proposta para dar mais espaço de carga. Esses primeiros conceitos não eram pressurizados e logo se percebeu que para as operações econômicas em pés (6.100 m) cabinas pressurizadas eram necessárias. Assim, os dois primeiros conceitos foram abandonados e uma variante de secção circular foi oferecida no início de A configuração resultante dispunha de 28 assentos e o VC-2 foi financiado pelo Ministério

55 do Abastecimento, com uma encomenda de dois protótipos. Contudo, antes do contrato para os protótipos ser assinado, o governo pediu que a capacidade fosse aumentada para 32 assentos. Isto resultou num aumento da fuselagem 19,94 m para 22,71 m, além do aumento da envergadura para 27 m. O contrato para a aeronave Air Ministério especificação C.16/46 foi assinado em 9 de março de A Vickers designou o modelo como Tipo 609. O motor Rolls-Royce Dart de 800 hp era o preferido da Vickers, mas outros motores ainda estavam sendo considerados, incluindo o Armstrong Siddeley Mamba, que o governo acabou por especificar para os dois protótipos. A escolha do motor Mamba aumentou o peso bruto da aeronave, mas Vickers avaliou que a nacele do motor era capaz de acomodar tanto a Mamba quanto o Dart. Enquanto o Dart estava fazendo melhor progresso no desenvolvimento do que o Mamba, o governo requisitou em agosto de 1947 para que o segundo protótipo fosse equipado com os Dart. O segundo protótipo foi então designado de Tipo 630 e posteriormente foi batizado de Viscount. O primeiro protótipo em construção já foi convertido para o motor de dardo como Tipo 630, bem. O Vickers projeto Tipo 630 resultante foi concluído em Brooklands pela equipe chefiada por Rex Pierson em Tratava-se de um avião de 32 lugares equipado com quatro motores Dart proporcionando uma velocidade de cruzeiro de 443 km/h. Um pedido para a construção de dois protótipos foi colocado em março de 1946, e a manufatura começou quase imediatamente em Foxwarren. Originalmente, era para ser batizada de Vicreoy (Vice-Rei), depois de India Viceroy, Lorde Louis Mountbatten. Contudo, a aeronave foi rebatizada como Viscount (Visconde) após a independência da Índia em c. Sud-Aviation Caravelle O Sud-Aviation 210 Caravelle (Fig. I.39) foi o primeiro avião comercial a jato de curtas/médias etapas, produzido pela empresa francesa Sud-Aviation a partir de 1955 (quando a mesma ainda era conhecida por SNCASE daí a sigla do modelo da aeronave conter um "SE"). O Caravelle foi o primeiro jato a entrar em serviço no Brasil, iniciando a era dos jatos naquele país. Ele foi operado pelas empresas brasileiras Cruzeiro do Sul, VARIG e Panair do Brasil. Fig. I.39 Sud-Aviation Caravelle, o primeiro avião de linha com motores a jato na fuselagem traseira (Imagem: Microsoft Flight Simulator X). O Caravelle é geralmente considerado o primeiro jato comercial de sucesso, pois o seu predecessor, o De Havilland Comet, sofreu uma série de acidentes que obrigaram à sua retirada prematura de operação. Durante vários anos, o Caravelle foi utilizado na Europa e Estados Unidos. Historicamente, o Caravelle foi importante por ser a primeira aeronave com os motores montados na fuselagem traseira, deixando as asas

56 completamente livres de sisturbíos causados por motores enterrados (buried) como no Comet ou pendurados, configuração que a Boeing consolidou com o B-52 e o quadrireator 707. Esta disposição dos motores foi depois adotada por vários outros modelos de aeronaves, entre os quais o DC-9 e o BAC 111. Como resultado da experiência adquirida com a construção e operação do quadrimotor a pistão Armagnac (Fig. I.40), a Sud Aviation decidiu fazer uso de solda para a construção do bireator Caravelle. O Armagnac empregou mais de 150 mil pontos de solda e embora as máquinas de soldagem utilizadas fossem de conceito relativamente antigo, os resultados obtidos com este tipo de fabricação provaram ser eminentemente satisfatórios. Em pelo menos um acidente com o Armagnac, foi demonstrado que embora as linhas de rebite tenham falhado, a construção no local de soldagem tinha permanecido boa, o que demonstra que tanto a segurança e força de solda na construção aeronáutica. Fig. I.40 SNCASE Armagnac. Sud Aviation analisou o uso de soldagem no Caravelle e constatou que: (i) A solda a ponto permite uma estrutura hermética, necessária para a fuselagem pressurizada. (ii) A solda a ponto não afetou a qualidade aerodinâmica da fuselagem da aeronave, isto é, a lisura da superfície não foi afetada pela soldagem. (iii) Redução de peso a soldagem a ponto permite maior densidade de reforços do que a rebitagem devido a ausência de orifícios. (iv) O processo de solda a ponto permite rápida produção, é fácil de realizar e é mais barato do que rebitagem. Como as vantagens de solda a ponto pareciam ser muito pronunciadas para Sud- Aviation, o Caravelle foi projetado para fazer uso extensivo da técnica de soldagem de resistência. A soldagem foi usada em toda a aeronave, exceto em áreas como a asa central e, em particular, todos os reforços estruturais na fuselagem, painéis, piso, fim da cauda, portas, escadas, motor carenagem e reforços de abertura, estão no local soldada (Fig. I.41). O Caravelle contém mais de pontos de solda.

57 Fig. I.41 Partes soldadas no Caravelle são maioria (em vermelho ferrugem). Em 12 de Outubro de 1951, o Comité du Matériel Civil (Comissão de Aeronaves Civis da França) publicou uma especificação para um avião de etapa média, que fosse, posteriormente enviado para a indústria pela Direction Technique et Industrielle. Esta estabeleceu os requisitos para desenvolvimento de uma aeronave com capacidade para entre 55 e 65 passageiros em percursos de até km, e, ainda, com uma velocidade de cruzeiro de aproximadamente 600 km/h. O tipo e o número dos motores não foram especificados. Os vários estudos de projeto para um avião nesta categoria tinham vindo a ser realizados desde 1946 por diversos fabricantes aeronáuticos franceses, mas nenhum teve a capacidade financeira para iniciar o desenvolvimento da aeronave. Cerca de 20 propostas foram recebidas pelas autoridades aeronáuticas francesas. A maioria delas contemplava a utilização de turbojatos. A Breguet apresentou um conceito com turbo-hélice. Entre estes um era para um tri-jato propulsado por motores Atar, a ser desenvolvido em associação com a SNCA du Nord e um tipo de turbo propulsor, ambos designados por Br A Hurel-Dubois apresentou diversos projetos de turbo propulsores baseados numa fuselagem estreita com asa alta, semelhante a muitos aviões regionais de turbopropulsores. As propostas da SNCA Sud-Ouest incluíram o S.O.60 com dois motores Rolls-Royce Avon RA.7 e com dois menores Turbomeca Marborés como motores auxiliares. A SNCA du Sud-Est apresentou um número de projetos designados de X-200 a X-210, todos de puro jato. Após ter estudado as várias propostas, o Comité du Matériel Civil reduziu a lista a três em 28 de Março de 1952: o Avon/Marbore S.0.60 quadrimotor, o projeto de dois motores Avon da Hurel-Dubois, e o de três motores Avon Sud-Est X-210. Por esta altura a Royce-Royce começou a oferecer uma versão nova do Avon que poderia ser capaz de desenvolver uma tração de lbf (40 kn), fazendo os motores auxiliares no S.O.60 e o terceiro motor no X-210 desnecessários. O comité solicitou à SNCASE para submeter novamente o X-210 como um projeto com dois motores Avon. Ao fazer assim decidiram não se preocupar em mover os motores restantes da sua posição montada na cauda. A maioria de projetos apresentava os motores sob a asa onde poderiam ser montados na estrutura para um peso total mais baixo, mas a SNCASE sentiu que as economia não compensava o esforço. Isto tornou-

58 se num benefício para o projeto, já que o ruído da cabine foi bastante reduzido. O projeto X-210 revisto com dois Avons foi submetido novamente ao SGACC em Julho de Dois meses mais tarde o SNCASE recebeu a notificação oficial de que o seu projeto tinha sido aceite. Em 6 de Julho de 1953 o SGACC encomendou dois protótipos e duas fuselagens estáticas para testes de fadiga. O projeto da Sud incorporava diversas características da fuselagem da de Havilland, uma companhia com a qual a Sud teve contactos anteriores para diversos projetos. A área do nariz e a disposição da cabina de pilotagem foram ambas retiradas do Comet, enquanto que o resto da aeronave foi projetado localmente. O primeiro protótipo foi concluído em 21 de Abril de 1955 e voou em 27 de Maio, o segundo seguiu-se um ano mais tarde em 6 de Maio de O primeiro protótipo tinha uma porta de carga no lado esquerdo inferior da fuselagem, mas esta foi removida no segundo protótipo para uma disposição só com assentos. A primeira encomenda foi realizada pela Air France em 1956, seguida por uma da SAS em Nesse ano a Sud- Est fundiu-se com a Sud-Ouest para se transformar na Sud-Aviation, mas designação original SE foi mantida. Mais encomendas se seguiram, desencadeadas principalmente por apresentações em espetáculos aeronáuticos e por demonstrações aos clientes potenciais. O Caravelle foi certificado em maio de 1959 e entrou logo após em serviço com a SAS e a Air France. Diversos modelos foram produzidos já durante a fase de produção, já que a potência dos motores disponíveis foi crescendo e permitindo pesos de descolagem mais elevados. Nesta altura o departamento de projetos da Sud-Aviation orientou-se para um transporte supersónico do mesmos tamanho e alcance gerais que o Caravelle, designado naturalmente Super-Caravelle. Porém este trabalho seria fundido mais tarde com aquele semelhante a ser desenvolvido pela Bristol que iria dar origem ao Concorde. Em algumas configurações, o avião dispunha de um número de assentos de passageiro voltados para a traseira, um arranjo incomum numa aeronave civil. No total, além de dois protótipos, 280 Caravelles de todos os tipos foram produzidos. d. Boeing 707 O Boeing 707 (Fig. I.42) foi o grande trunfo da Boeing, que permitiu a empresa se tornar a maior fabricante de aviões comerciais do mundo, posição antes ocupada pela Douglas. O Boeing 707 foi o terceiro jato comercial produzido no mundo, mas foi o primeiro a fazer enorme sucesso e foi operado pelas principais companhias aéreas de todo o mundo. Com ele a duração dos voos foi reduzida pela metade e mais voos sem escalas foram criados, graças a sua rapidez e autonomia. O Boeing 707 foi um subproduto direto dos programas militares dos bombardeiros B-47 e B-52. A Boeing estava concebendo uma aeronave militar para reabastecer outros aviões no ar quando resolveu modificá-la para o transporte de passageiros. Várias versões foram apresentadas e a escolhida foi o modelo 367. Em 30 de agosto de 1952, a Boeing anunciou uma nova aeronave a jato com quatro motores turbojatos. O nome do avião inicialmente era Boeing , também conhecido como Dash 80. O Dash 80 voou pela primeira vez em 15 de julho de Mas a Boeing queria diferenciar os seus modelos comerciais a jato dos seus modelos militares e a hélice. Então a empresa criou a denominação 7x7 para seus jatos e sendo assim o Dash 80 passou a ser conhecido como Boeing 707.

59 A primeira companhia aérea a encomendar a aeronave foi a Pan Am, que encomendou vinte Boeing outubro de No dia 26 de outubro de 1958 aconteceu o primeiro voo do B da Pan Am, entre Nova York e Paris. O Boeing 707 logo se tornou um sucesso e a Boeing aproveitou para lançar variantes do modelo. A versão Boeing era 3,05 metros menor que a versão 120. A versão Boeing B incorporou melhorias como novos motores menos barulhentos, mais potentes e mais econômicos. O mesmo foi feito com na versão 138B. O Boeing tinha novos motores Pratt & Whitney JT4A-3, mais potentes e apropriados para operar em regiões quentes e de altas atitudes. Apenas cinco unidades foram produzidos, todas para a Braniff. Figura I.42 Boeing (Imagem: Microsoft Flight Simulator X). e. Boeing O programa do Boeing 737 surgiu para fazer frente aos aviões dos concorrentes tais como o BAC 1-11 (One-Eleven), o Sud-Aviation Caravelle e o Douglas DC-9, no mercado para jatos de curtas-distâncias e baixa capacidade de passageiros. No entanto, a Boeing estava bem atrás nesta disputa, já que, no início do programa do B-737 em 1964, o DC-9 estava prestes a realizar o primeiro voo, o One-Eleven encontrava-se no programa de ensaios e o Caravelle estava em serviço há 5 anos. Foi então preciso agilizar o desenvolvimento, e a Boeing utilizou o máximo possível de tecnologias e peças dos 707 e 727, principalmente os componentes de fuselagem. Assim, o Boeing 737 foi acresecntado também para completar o portifólio de aviões comerciais da empresa Boeing, que já dispunha do trireator 727 e do quadrireator 707. Anunciado em fevereiro de 1965, o 737 foi originalmente projetado para acomodar de 60 a 85 passageiros, embora, após consulta com o cliente lançador, a Lufthansa, a capacidade foi aumentada para 100 assentos. Algumas características do 737 incluem dois motores turbofan de baixíssima razão de passagem sob a asa e 60% de comunalidade estrutural e de sistemas com o 727, incluindo a mesma seção transversal da fuselagem (tornandose mais largo do que os competidores com 5 fileiras de assentos, o DC-9 e o BAC-111).

60 Figura I.43 O Boeing 737 foi concebido nos anos 60. Acima, a versão (Imagem: Microsoft Flight Simulator X). O fez seu primeiro vôo em 9 de abril de 1967 e entrou em serviço em fevereiro de 1968 com a Lufthansa, enquanto o último dos 30 que foram construídos foi entregue à Malásia Singapore Airlines em outubro de A essa altura, o já se encontrava em operação com as cias aéreas, após ter feito seu primeiro vôo em 8 de agosto de A primeira entrega, à empresa United Airlines, foi em dezembro daquele ano. O Boeing (Fig. I.43) é uma versão alongada do , apresentando 30,53 m de comprimento total. Duas secções foram adicionadas à fuselagem do : uma de 36 polegadas antes da asa e a restante, de 40 polegadas, logo após a asa. Todas as outras dimensões do se mantiveram na versão alongada. Variações do incluem a -200C conversível e a 200QC de reconfiguração rápida, Um conjunto oprcional para operação em pistas não preparadas também foi oferecido. O Advanced apareceu em 1971, com refinamentos aerodinâmicos e com maior alcance. As vendas do excederam em muito a da versão original, o , e permaneceu em produção até 1988, quando foi substituído pelo Até este ponto, 1114 unidades haviam sido construídas. Muitos foram equipados com conjuntos de redução de ruído do motor para atender ás regras do Estágio III da ICAO. Várias unidades foram convertidas para cargueiros, recebendo uma porta de carga. A Força Àrea dos Estados Unidos (USAF) pediu 19 aviões para instrução de navegação aérea. Alguns deles foram posteriormente convertidos em aeronaves de transporte padrão e designadas de CT-43A. Algumas outras forças aéreas receberam s para servir em tarefas de transporte transportes, vigilância ou configuração VIP.

61 Figura I.44 As séries iniciais do Boeing tinham o pilone mais fino e slates menos extensos do que as séries posteriores (ver figura a seguir). Figura Fig. I.45 Slates internos e pilone foram modificados nas séries posteriores do Boeing Essas modificações também foram incorporadas no -200 Advanced.

62 Peso máximo de táxi (kg) MTOW (kg) Peso máximo de pouso (kg) MZFW OEW Carga paga máxima (limitação estrutural, kg) Capacidade de passageiros Volume carga máximo no compartimento inferior (m 3 ) : 24 primeira classe e 73 na econômica 90 com 5 fileiras, ou 124 com 6 fileiras; Limite do FAA para evacuação: ,8 24,8 24,8 24,8 24,8 Combustível utilizável (kg) Tabela Ie Massas e capacidades de variações do Boeing (Fonte: Boeing Co., Boeing 737Airport Planning Manual).

63 Informações gerais Entrada em serviço 1967 Capacidade máxima de passageiros (classe única) 124 Comprimento Motorização Desempenho: Asa: EH: EV: 30,53 m Número de Mach máximo de operação 0,84 Teto de serviço Máximo alcance com 120 passageiros e peso máximo de taxi de kg em pés e com motores JT8D-15A Distância de decolagem (ISA, nível do mar, MTOW) 2 x JT8D-9/9A ou 2 x JT8D-15/15A com 71,2 kn de tração cada pés 1650 milhas náuticas 2800 m Alongamento 8,83 Envergadura 28,35 m Área de referência 102 m 2 Afilamento 0,266 Corda média aerodinâmica Enflechamento à ¼ da corda 3,80 m 25 o Área 31,31 m 2 Alongamento 5,15 Afilamento 0,260 Enflechamento à ¼ da corda 30 o Área 19,70 m 2 Alongamento 1,74 Afilamento 0,288 Enflechamento à ¼ da corda 35 o Tabela If Dados gerais e geométricos do Boeing

64 Informações sobre o motor Pratt&Whitney JT8D do Boeing Figura I. 46 Pratt&Whitney JT8D-9A (Foto: Wikipedia). O JT8D (Fig. I.46) tem suas raízes no motor tubojato J52. O desenvolvimento deste turbofan teve início em 1959, como um projeto levado adiante pela própria Pratt&Whitney para equipar o Boeing 727. Posteriormente, foi selecionado para outros tipos de aeronaves, notadamente o McDonnell Douglas DC-9 e o Boeing e A Snecma desenvolveu uma versão francesa completa para o Caravelle, incluindo reversor. Algumas unidades com um pacote de reduçãode ruído foram fornecidas para 10 Dassault-Breguet Mercure. Derivados militares supersônicos equipados com póscombustor foram desenvolvidos na Suécia pela Volvo Flygmotor. O JT8D é um motor de dois eixos, feitos principalmente de aço e titânio. O duto anelar do jato frio percorre todo o comprimento do motor, com mistura equilibrada dos fluxos de ar quente e frio na tubeira. A razão de passagem é em torno da unidade. O JT8D entrou em serviço comercial com o 727 em 1º de fevereiro de Ele rapidamente se tornou o motor mais utilizado no mundo, e também adquiriu horas de operação mais rapidamente do que qualquer outro motor anterior na história, em virtude de operação intensiva no Boeing 727, Boeing 737 e DC-9 aviões. Quando cessou a produção em 1982, um total de motores JT8D (excluindo o JT8D-200 e RM8) foi produzido, do quais foram enviados para clientes. No final de 2002, estes motores tinham alimentado cerca de aviões atendendo a mais de 350 operadores e tinha ultrapassado 530 milhões hora. Em 2008, o tempo de voo total dos motores tinha ultrapassado 600 milhões de horas, enquanto o número de aeronaves em operação caiu abaixo de Em 2009, o banco de dados da Pratt &Whitney tinha registrados 4592 motores em atividade, não incluindo motores mantidos como peças de reposição, sob a revisão ou armazenada.

65 Taxa de compressão total: 16,4 Taxa de compressão do fan: 2,05 Razão de passagem: 1,08 Diâmetro: 1,080 m Peso seco: 1576 kg Tração máxima de cruzeiro (Mach de 0,80 em m): Consumo específico: 18,2 kn (4100 lb) Decolagem: 0,587 lb/h/lb st Cruzeiro: 0,811 lb/h/lb st Tabela Ig - Dados do motor JT8D-15A (Fonte: Jane s Aero Engines) Figura I.47 - Variação de temperatura e pressão ao longo do motor JT8D (Tração de lb).

66 f. Boeing 747

67 g. Boeing 767 e 757 O Boeing 767 (Fig. I.48) entrou em operação juntamente com o Boeing 757 (Fig. I.49), no final da década de O B-757 foi concebido para rotas domésticas (dispunha de um corredor), enquanto que o B-767 foi destinado a rotas mais longas, internacionais. Anunciados com uma defasagem de apenas cinco meses um do outro, o 767 e 757 são muito semelhantes. Ambos os modelos compartilham os mesmos avanços tecnológicos na propulsão, aerodinâmica, aviônicos e material. Eles também consomem menos combustível e geram menos ruído do que os aviões de linha anteriores. O Boeing 757 e 767 são equipados com dois motores turbofan e têm muitos dos mesmos componentes, incluindo um convés de voo eletrônico que substitui os instrumentos e medidores mecânicos dos aviões de gerações anteriores por terminais de vídeo, dando origem ao termo glass cockpit (Fig. I.50). Pilotos qualificados para voar em um dos modelos podiam ser habilitados para voar no outro com pouco treinamento adicional. De fato, várias companhias aéreas operaram ambos os modelos devido à redução de custos de treinamento de pilotos e de peças de reposição. O 767 foi o segundo avião de dois corredores da Boeing e foi conhecido em sua infância como Projeto 7X7 uma designação de um avião que a Boeing iria desenvolver no passado com a Aeritalia. Quando o programa daquele avião não foi adiante, o 7X7 evoluiu para uma configuração transcontinental situada entre o 747 e o 727, mas ainda menor do que o DC-10. O 767 foi concebido para rotas de alta densidade e a Boeing considerava que as principais companhias aéreas dos Estados Unidos seriam os principais clientes do tipo. Ele foi originalmente pensado como uma versão de dois corredores do Boeing 727 e, portanto, com uma configuração com três motores (Fig. I.51). Enquanto isso, o 757 foi designado internamente de 7N7. Os primeiros estudos do 7N7 começaram em 1976, estritamente para ser derivado do 727. A principal diferença entre os dois modelos seria devida ao fato do 757 ser equipado com dois motores sob a asa ao invés de três, como no caso do Boeing 727. Também, o 757 não estava inicialmente destinado ter similaridades com o 767. Do início até meados da década 1970 foi um período que trouxe muitos novos desafios para a indústria da aviação. Nos Estados Unidos, a indústria experimentava em uma fase ruim, e nenhuma companhia dispunha de fundos suficientes para um novo programa de aeronave. Mesmo quando as companhias aéreas começaram a ganhar dinheiro novamente, em 1976, as cicatrizes de recessão e o alto preço do combustível ainda permaneciam na memória de todos, e não foi até meados de 1978, que o novo programa de 767 pôde então começar. Pela primeira vez na história, o objetivo era reduzir os custos por assento, sem ter que construir um avião maior. Em maio de 1976, a Boeing estabeleceu um duas forças tarefas de projeto: uma para a configuração com dois motores; a restante para se ocupar com um avião com três motores. Elas deveriam se fixar na decisão para três dos maiores problemas: dois motores contra três, cauda convencional ou uma cauda em forma de T e se a cabina de passageiros deveria ter 7 ou oito fileiras de assentos. Como resultado dessas discussões, a Boeing tinha em 10 de agosto de 1976 duas configurações préselecionadas: um modelo trireator, designado de , e outro bireator, o modelo Ambos dispunham de oito fileiras de assentos e capacidade para 203 passageiros. Eles evoluíram por volta de novembro de 1976 para o modelo , outro trijato, e o A, um bireator.

68 Figura I.48 Boeing (Imagem: Microsoft Flight Simulator X). Figura I.49 Boeing (Imagem: Microsoft Flight Simulator X). Figura I.50 Ilustração esquemática dos instrumentos dos painéis central e de topo dos Boeings 767 e 757.

69 Figura 1.51 Configurações inicialmente consideradas para o Projeto 7X7, o qual iria resultar no Boeing 767. O Programa do 7X7 evoluiu rapidamente para uma série de propostas, a maioria fora de esquadro. Em 14 de janeiro de 1977, a Boeing apresentou duas propostas com cauda convencional e 203 passageiros de capacidade, uma com três e a outra com dois motores. No fevereiro seguinte, as asas adquiriram um enflechamento de 25 graus, envergadura de 45.7 m e flapes de dupla fenda (double-slotted flaps). Em março de 1977, a Boeing novamente apresenta um trireator com oito fileiras de assentos. Este modelo ficou conhecido como Este foi seguido pelo com oito fileiras de assentos e cauda em T. Entre meados de 1976 e o último quarto de 1977, a Boeing realizou grandes mudanças na configuração, adotando uma cauda em T para o 7X7 e o 7N7, herdada do 727. O Programa do 7X7 estava mais adiantado e já contava com um grande esforço de projeto da asa, já praticamente concluído. A esta altura, a configuração com oito fileiras de assentos parecia estar congelada. A empresa Boeing considerava que certas operações e clientes potenciais, incluindo voos longos sobre oceanos, a configuração trireatora parecia ser a mais adequada. Assim, surgiu a configuração com oito fileiras de assentos, cauda em T e de três motores. Em junho de 1977, a Boeing ainda estava tendo dificuldades de congelar a configuração e a esperança do gerenciamento do Programa 7X7 de obter o go-ahead em outubro de 1977 provou ser otimista. Isto se deveu ao fato das companhias aéreas interessadas tinham opiniões divergentes em muitos tópicos, tais como o número de motores. Em uma tentativa de obter um compromisso, a Boeing colocou a configuração bireatora como preferencial no final de 1977, juntamente com uma fuselagem de 5,03 m de diâmetro. Em agosto de 1977, duas configurações e sete fileiras de assentos haviam surgido, uma família de dois motores conhecidas como e a outra Por volta de outubro, um bimotor com 190 assentos ( ) e um trireator com 210 assentos ( ) foram oferecidos. No mesmo mês, a Boeing determinou que o novo avião

70 devesse ter sete fileiras de assentos. Em dezembro de 1977, esta configuração foi revista e passou a ter oito fileiras de assentos. Uma seção transversal com sete fileiras era considerada mais adequada para um avião com capacidade de 200 passageiros, provendo 2% menos consumo de combustível devido ao menor arrasto aerodinâmico do que a cabina com oito fileiras. A Boeing considerou que uma cabina com sete fileiras e dois corredores seria um salto tecnológico, e esta configuração tornou-se posteriormente um padrão na aviação. Com esta decisão-chave tomada, qu teve a participação do mais alto escalão da companhia, a versão do que viria a se tornar o 767 finalmente surgiu. Este já era o modelo , com sete fileiras de assentos, mas ainda com a cuada em T. Esta versão foi mostrada ao Conselho da empresa para aprovação em dezembro de Inicialmente, o 767 oferecia uma versão menor, a , e um modelo maior, o O -100 foi concebido para satisfazer a necessidade da American Airlines de um avião de 175 assentos; o -200 para atender à United com uma aeronave com, no mínimo, 190 assentos. O -100 não vingou e não foi construído. A configuração com cauda convencional foi finalmente adotada em 23 de maior de 1978, no modelo C. A cauda convencional permitia uma redução do 2,7% no consumo de combustível graças a menor arrasto em cruzeiro. Tinha também a vantagem de manutenção mais fácil e conferia ao avião menor comprimento, melhorando o suas características de estacionamento e operação na rampa. Boeing 767 O Boeing 767 tem a fuselagem com dois corredores e configuração de assentos 2x3x2 na classe econômica (Figura I.52). O Boeing 767, com um grande alcance e baixo custo operacional, foi o principal responsável pela grande popularização dos voos transatlânticos a partir da década de É capaz de acomodar entre 200 e 300 passageiros e surgiu para atender uma exigência do mercado, que necessitava de uma aeronave intermediária entre o modelo 737 e o Boeing 747. O primeiro protótipo do 767 realizou o seu primeiro voo em 26 de setembro de Tratava-se de um , matriculado como N767BA e dotado de dois motores Pratt & Whitney modelo JT9D de lb de empuxo cada. O 767 também foi a primeira aeronave de dois corredores projetada para que apenas dois pilotos pudessem comandá-la, não exigindo um terceiro tripulante, o engenheiro de voo. Sua história teve início em 14 de julho de 1978 com a encomenda de 30 modelos pela empresa aérea United Airlines. Em 19 de agosto de 1982, o primeiro 767 foi entregue, porém, a aeronave só entrou em serviço em 8 de setembro de 1982, na rota Chicago- Denver. Em março de 1984, surgiu o ER, uma versão que tem um alcance superior, graças a um tanque central adicional. A primeira companhia a operá-lo foi a Ethiopian Airlines. Ainda durante o início da década de 1980, a Boeing fazia estudos para conceber uma versão alongada do Boeing 767. O resultado foi o , que possui 6,4 metros a mais de comprimento que o modelo -200, teve seu desenvolvimento iniciado em 29 de setembro de 1983, quando a Japan Airlines encomendou a aeronave. O primeiro foi entregue em 25 de setembro de 1986, e entrou em operação em 20 de outubro do mesmo ano. Ainda no ano de 1986 a Boeing realizou o primeiro voo, da versão com alcance estendido, do modelo -300, o ER, que teve como primeira operadora a American Airlines, que recebeu a primeira aeronave em 19 de fevereiro de Anos

71 mais tarde, surgiu a versão cargueira deste modelo, dando origem ao ERF, que teve como primeira operadora a UPS (United Parcel Service). O Boeing 767 tornou-se uma das aeronaves mais populares para a realização de voos de travessia do Atlântico, e foi uma aeronave pioneira no uso de ETOPS (Extended Twin- Engine Operations), que é um certificado que as aeronaves bimotoras recebem para poder voar mais tempo sobre áreas aonde não existe uma alternativa próxima. Quase vinte anos após o início do programa do 767, a empresa Boeing lançou em 1997 o , que tem 6,4 metros a mais de comprimento que o modelo -300, e 12,8 metros a mais que o modelo Devido ao novo tamanho da fuselagem, o trem de pouso do teve sua altura aumentada em 46 centímetros. Também foram feitas mudanças nos pneus, rodas e freios, que neste modelo, são compatíveis com o Boeing 777. Mudanças no psoto de pilotagem e na cabine de passageiros também foram feitas, seguindo o estilo do Boeing 777. O entrou em serviço em 14 de setembro de 2000, com as cores da companhia americana Continental Airlines. A Tabela Ih contém informações técnicas do Boeing Figura I.52 Seção transversal da cabina do Beoing 767 mostrando o arranjo típico da classe econômica.

72 Informações gerais Entrada em serviço 8 de setembro de 1982 Capacidade máxima de passageiros (classe única) Comprimento 255 em 7 fileiras de assentos 48,51 m 2xCF6-8C variando de a lb de tração cada Motorização PW4052 de lb PW4056 de lb PW4060 de lb PW4062 de lb Desempenho: Asa: EH: EV: Número de Mach máximo de operação 0,86 Teto de serviço Máximo alcance com 216 passageiros e peso básico operacional de kg em pés Distância de decolagem (ISA, nível do mar, MTOW) Alongamento 8,0 Envergadura Diedro pés milhas náuticas m 47,57 m Área de referência 283,4 m 2 Afilamento 0,207 Corda média aerodinâmica Enflechamento à ¼ da corda 6 o 6,98 m 31,5 o Área 77,69 m 2 Alongamento 4,46 Afilamento 0,200 Enflechamento à ¼ da corda Área 46,14 m 2 32 o Alongamento 1,76 Afilamento 0,306 Enflechamento à ¼ da corda 39 o Tabela Ih Dados gerais e geométricos do Boeing

73 Boeing 757 O Boeing 757 é um avião de linha birreator de médio alcance fabricado pela empresa Boeing. Foi desenvolvido simultaneamente com o Boeing 767 e, ao contrário deste último, tem uma cabina com um corredor. As versões para passageiros do 757 podem transportrar entre 186 e 279 passageiros, e possui um alcance máximo de a milhas náuticas (5.900 a km) dependendo da variante e configuração de assentos. O Boeing 757 foi produzido em dois comprimentos de fuselagem: o original entrou em serviço em 1983, e o entrou em serviço em Versões cargueiras do , o PF e o SF, também foram produzidos. Lançado com pedidos da Eastern Air Lines e British Airways em 1978, o Boeing 757 foi desenvolvido para substituir o trireator Boeing 727, em rotas curtas e médias. O 757 compartilha com o 767 o mesmo posto de pilotagem. As similaridades na operação entre as duas aeronaves permitiu aos pilotos obterem um certificado tipo único para operar ambos os jatos, após o término de um curso de transição. Após sua introdução, o 757 se tornou comumente utilizado por vários operadores nos Estados Unidos e Europa, e particularmente com as empresas cargueiras americanas e empresas na Europa que realizam voo charter. O 757 também foi adquirido para uso governamental, militar, e transporte VIP. A produção do 757 se encerrou no dia 28 de Outubro de 2004 após terem sido fabricadas unidades.2 A última aeronave foi entregue à Shanghai Airlines em 28 de Novembro de Um total de 945 Boeing 757 estavam em serviço ao mês de Julho de A Delta Air Lines opera a maior frota de 757 no ano de Figura I.53 Algumas companhias aéreas incorporaram winglets em seus 757. Preços elevados de combustível exercem grande pressão para as empresas aéreas melhorarem a eficiência de combustível de suas frotas. Um da American Airlines consomia US$ de querosene para voar de St. Louis até São Francisco em dólar de 2004; em 2008, a mesma quantidade de combustível custava US$ [3]. Winglets trazem vários benefícos ao desempenho do avião, além de reduzir o ruído externo. Através de redução considerável de arrasto, o consumo de combustível em aeronaves como o 757 podem resultar em economias de milhões de dólares anuais. Assim, a empresa Aviation Partners oferece conjuntos de winglets que podem ser instalados em aeronaves que saíram da fábrica sem eles, como é o caso do Boeing 757 (Fig. I.53).

74 Referências Boeings 757 e 767 [1] - Becher, T., Boeing 757 and 767, Crowood Aviation Series, The Crowood Press Ltda, [2] - Bauer, E. E., BOEING - The First Centuty, TABA Publishing, Inc., Enumclaw, Washington, 7 th Ed, [3] - $3.3 Million a Day - That's How Much American Airlines is Losing in the Era of Insane Fuel Prices, Fortune, 12 de Maio de 2008, p.94

75 h. Fokker 100 O Fokker 100 (Fig. I.54) é uma aeronave bireatora de médio porte que foi projetada e construída pela extinta Fokker, da Holanda, para atender mercados domésticos e regionais. Seu lançamento foi anunciado em novembro de 1983 juntamente com o turbo-hélice Fokker 50. O primeiro voo ocorreu em Foi o maior aparelho construído por aquele fabricante. Figura I.54 Fokker 100 nas cores da Air France. O mair cliente do tipo foi a American Airlines (Imagem: Microsoft Flight Simulator X). O nome técnico da aeronave é Fokker 28 MK-0100 e seu projeto básico de fuselagem e asas, de desenho inglês, teve origem em outra aeronave similar do mesmo fabricante: o Fokker F-28 com capacidade típica de 60 passageiros. Porém, difere do F-28 por uma fuselagem alongada, que acomoda até 109 passageiros, e na motorização. O Rolls- Royce Tay empregado no Fokker 100 são mais econômicos e silenciosos (e estão em conformidade com o padrão de ruído do Estágio III da ICAO) do que aqueles do F-28. Apesar da grande maioria das partes entre o Fokker 100 e o F-28 serem diferentes, o Fokker 100 foi certificado pela FAA (Federal Aviation Administration) como Fokker A diferença mais facilmente perceptível foi o consideravelmente maior comprimento da fuselagem, permitindo que o número de assentos aumentasse em 65%, indo de 65, nas séries originais do F-28 para 109 em classe única, com fileira de cinco

76 assentos. A Fokker também introduziu uma asa redesenhada para o F-100, o que eles garantiam ser 30% mais eficiente em voo de cruzeiro do que a do F-28. Nova motorização foi providenciada (inevitável, por conta da consideravelmente maior capacidade de passageiros), com os Rolls-Royce Tay sendo escolhidos para equipar o Fokker 100. O cockpit foi melhorado com um pacote de instrumentos de tubos catódicos. O Fokker 100 apresenta motores montados na fuselagem e cauda em "T", similar àquele da família Douglas DC-9. O Fokker 100 não possuía janelas acima do posto de pilotagem (cockpit), conhecidas como eyebrow windows, diferentemente de seu antecessor, o Fokker F-28. Dois protótipos foram construídos - o primeiro, PH-MKH, voou sua primeira vez em 30 de Novembro de 1986, e o segundo, PH-MKC, seguido em 25 de Fevereiro de O certificado tipo foi alcançado em Novembro de As primeiras entregas (com o Tay ) se iniciaram para a Swissair em Fevereiro de A American Airlines (75 aeronaves encomendadas), a TAM Transportes Aéreos Regionais (agora TAM Linhas Aéreas) (50 aeronaves) e a US Air (40 aeronaves) foram os principais clientes do Fokker 100, os quais adquiriram unidades equipadas com os Tay , de maior tração. O Fokker 100 revelou ser um avião adequado para operar em pequenos aeroportos, e deu o conforto e a velocidade de um avião a jato aos passageiros da aviação regional, garantindo-lhe assim boas vendas. No ano de 1991, a Fokker produziu 70 unidades e tinha mais de 230 pedidos. Uma versão ER (Extended Range), com tanques adicionais das asas, foi introduzida em 1993; e uma versão de conversão rápida passageiro/cargueiro foi introduzida em 1994, designada de 100QC. Uma versão encurtada, o Fokker 70, foi lançada voou pela primeira vez em 1994 como um substituto ao seu irmão mais velho. Foram removidos 4,70 m (15,42 ft) da fuselagem do F-100 para obter aquela do F-70, que tinha a capacidade de transportar até 80 passageiros. Estudos em um provável Fokker 130, com 130 assentos e o Fokker 100QC (cargueiro) não alcançaram estágios mais avançados de desenvolvimento. Um Fokker 100EJ (Executive Jet) foi introduzido em 2003 como uma conversão de aeronaves Fokker 100 usadas. Apesar do Fokker 100 ter tido algum sucesso no mercado, a Fokker continuou deficitária e, a certa altura dos acontecimentos, a empresa controladora, a Daimler Benz Aerospace AG, decidiu por fechá-la. A Fokker faliu em 1996 e encerrou a produção de aeronaves no final de Havia alguma discussão sobre a empresa ser adquirida pela Bombardier, que estava desenvolvendo na época um avião de 70 assentos, o CRJ-7000, mas os planos não se concretizaram. Um grupo baseado em Amsterdam, Rekkof Restart (Rekkof é Fokker ao contrário) negociaram para reiniciar a produção dos Fokker 70 e 100 em 1999, mas o acordo nunca se completou. O Fokker 70 e 100 sofreream enorme competição dos aviões concorrentes, principalmente os da Bombardier e os E_jets da EMBRAER. Outros que ficaram pelo caminho foi o Fairchild 728JET/928JET e um conceito birreator da ATR (Avions de Transport Régional). Uma versão alongada designada de Fokker 130 nunca chegou a ser construída. A Figura I.55 mostra as três vistas do Fokker 100. Na Figura I.56, o arranjo dos assentos e a configuração da cabina de passageiros bem como a seção transversal acima do assoalho podem ser vistas.

77 A Tabela Ii fornece dados de massa do Fokker 100. A Tabela Ij outros dados importantes da configuração. Massas vazias Fokker 100 com motores Tay 620 Fokker 100 com motores Tay 650 Fokker 100 com motores Tay 650 e MTOW de 45,810kg ( lb): kg ( lb) kg ( lb) kg ( lb) Massas Padrão Top com opcionais (com Tay 650 engines) MTW MTOW MLW MZFW MSP (Tay 620 engines) MSP (Tay 650 engines) kg ( lb) kg ( lb) kg ( lb) kg ( lb) kg ( lb) kg ( lb) Combustível kg ( lb) kg ( lb) kg ( lb) kg ( lb) kg ( lb) Capacidade de combustível (densidade do combustível considerada foi de 0,8029 kg/l ) litros. Equivalente a kg ( lb) Tabela Ii Dados de massa do Fokker 100. Figura I.55 - Três vistas e seção transversal da fuselagem do Fokker 100.

78 Figura I.56 Layout da cabina de passageiros e seção transversal da fuselagem do Fokker 100. A configuração dos assentos é de uma classe econômica típica. Desempenho: Asa: EH: EV: Número de Mach máximo de operação Teto de serviço Máximo alcance com carga paga máxima Velocidade de aproximação 0, pés 1720 km 128 nós Alongamento 8,43 Área de referência 93,5 m 2 Afilamento 0,235 Corda média aerodinâmica Enflechamento à ¼ da corda 3,80 m 17,45 o Área 21,72 m 2 Alongamento 4,64 Afilamento 0,390 Enflechamento à ¼ da corda 26,00 o Área 12,30 m 2 Alongamento 0,89 Afilamento 0,740 Enflechamento à ¼ da corda 41,00 o Tabela Ij Dados para o Fokker 100 com motores Tay 620.

79 I.2.4 Era pós União Soviética a. EMBRAER ERJ 145 a.1 Desenvolvimento O EMBRAER ERJ 145 e o Canadair CRJ-100/200 (Fig. I.57) são aviões equipados com dois motores do tipo turbofan e capazes de acomodar 50 passageiros. Ambos os tipos entraram em operação nos anos 1990, causando uma revolução da aviação comercial, entre outras aberturas de negócio e oportunidades, permitindo novas rotas antes não rentáveis e serviço eficiente de transporte aéreo para pequenas e médias cidades. O CRJ-100 entrou em operação em 1982; o avião da Embraer apenas em 1997 devido a problemas internos da empresa que resultaram na privatização da companhia em dezembro de Figura I.57 EMBRAER ERJ 145 (Acima) e o CRJ-100. No final dos anos 1980, o mercado de aviação regional, dominado por turbo-hélices, mostrava sinais de desejar operar aeronaves a jato. Aviões mais velozes permitem maior utilização diária por parte da empresa aérea; aviões a jato proporcionam maior conforto aos passageiros por serem mais silenciosos e rápidos nas viagens. Apesar dos sinais do mercado e das dificuldades de comercialização que a EMBRAER estava experimentando com o CBA-123, a empresa sueca SAAB ainda apostava no turbo-

80 hélice de alto desempenho após o sucesso comercial do SAAB 340 para 34 passageiros. Ela iniciou o desenvolvimento do bimotor de 50 assentos SAAB 2000 em dezembro de Para reduzir o desconforto provocado pelas hélices, incorporou-se à configuração do SAAB 2000 um sistema ativo de redução de ruído na cabina de passageiros, que compreendia a instalação de setenta e dois microfones e trinta e seis alto-falantes. O SAAB 2000 entrou em operação com o cliente lançador Crossair em 1994 e o seu fracasso comercial levou a SAAB a deixar o mercado de aviação civil. No total, 63 exemplares foram fabricados e a última aeronave foi entregue a Crossair em abril de Diferentemente da SAAB, atendendo aos anseios do mercado, a EMBRAER iniciou o desenvolvimento de um jato regional de 45 assentos (posteriormente, a capacidade foi aumentada para 50 assentos) após sugestão feita pelo presidente da companhia aérea American Airlines, Sr. Robert Crandall, em A configuração embrionária do então EMB 145 era marcada por motores posicionados sobre as asas, aproveitando-se a asa e a fuselagem do turbo-hélice EMB 120 Brasilia. Contudo, a crise interna da EMBRAER e a do setor de aviação na primeira metade dos anos 1990, esta originada pela Guerra do Golfo, atrasaram substancialmente o desenvolvimento do EMB-145. Figura I.58 Na primeira configuração do EMB-145, os motores foram colocados sobre a asa e winglets faziam parte da configuração.

81 Para encurtar tempo e custo de desenvolvimento, a EMBRAER decidiu por aproveitar a configuração do EMB-120 Brasilia, um turbo-hélice de trinta assentos, para o jato que havia sido sugerido pelo presidente do Grupo American. Assim, o primeiro conceito do EMB-145 apresentava motores sobre as asas (Fig. I.58), chegando a ser denominado de Brasilia alongado turbofan. Na COMAIR, uma empresa de transporte aéreo regional dos Estados Unidos, dois grupos discordantes discutiam a viabilidade da utilização de um jato na faixa de 50 assentos. Com o anúncio da EMBRAER do novo jato, a COMAIR se decidiu pelo emprego do jato regional e iniciou entendimentos para a compra do aparelho, incluindo investimento no desenvolvimento do avião. Isto foi facilitado pelo fato da COMAIR contar em sua frota com o EMB-120. Fig. I.59 Após desitir da configuração com motores sobre as asas, a EMBRAER refez o projeto conceitual e adotou por um certo tempo uma configuração com motores sobs as asas para o EMB-145 (Imagem: EMBRAER). Inicialmente, o número de Mach máximo de cruzeiro do EMB-145 era 0,70. Após novos estudos, a EMBRAER decidiu por aumentá-lo para 0,78. Neste meio tempo, o ensaio no túnel transônico da Boeing em Seattle indicaram que o elevado arrasto por conta da colocação dos motores sobre a asa não permitiria atingir a velocidade de cruzeiro desejada, mesmo a anterior, menor. Assim, nasceu o conceito com motores colocados sob a asa (Fig. I.59), agora com maior enflechamento. Esta configuração foi eliminada por conta da impossibilidade de acomodação de escorregadeiras na fuselagem estreita, que fora derivada do EMB-120. Após os vários reprojetos, chegou-se à configuração atual, com motores localizados na parte traseira da fuselagem (Fig. I.60) e asas com enflechamento de 22,7 o à ¼ de corda. Por conta da demora do desenvolvimento do EMB-145, a COMAIR voltou-se para a Canadair e tornou-se um dos principais clientes do avião canadense. A seção transversal herdada do Brasilia (Fig. I.61) fez com que apenas três fileiras de assentos pudessem ser colocadas na configuração, ao contrário do concorrente CRJ-100/200 que dispõe de quatro fileiras de assentos.

82 Figura I.60 Alguns ERJ 145 no pátio da EMBRAER em São José dos Campos aguardando entrega para o cliente (Foto: Roberto Novaes Hering). Figura I.61 Seção transversal da fuselagem na região da cabina de passageiros do ERJ 145.

83 A crise vivida pela Empresa, no final dos anos 80 e início dos 90, fez com que o programa ERJ 145 fosse praticamente abandonado até Com o retorno de Ozires Silva à direção da EMBRAER, em julho de 1991, o programa foi reativado, sendo aprovada a configuração da aeronave com motores na parte traseira da fuselagem. Ainda assim, esta configuração sofreu algumas alterações e os motores foram reposicionados um pouco à frente por razões aerodinâmicas e estruturais. A partir daí, introduziu-se o conceito de parceria de risco. Potencias parceiras foram convencidos a dividirem o risco com uma empresa endividada e com futuro incerto. Tudo o que a EMBRAER tinha a oferecer naquele momento era sua capacidade tecnológica, a possibilidade de ser privatizada e um estudo de Mercado indicando um potencial de venda de 400 aeronaves em dez anos. No programa do ERJ 145, a EMBRAER utilizou tecnologias e conhencimento adquiridos nos desenvolvimentos do AMX e CBA-123. Os principais parceiros foram a Gamesa, Sonaca, Enaer, C&D, Liebherr, Hamilton Standard, Honeywell, B.F. Goodrich e Allison, esta última atualmente do Grupo Rolls Royce. O primeiro protótipo do EMB-145, posteriormente rebatizado de ERJ 145, voou prela primeira vez em agosto de O protótipo PT-ZJA era propulsionado por dois motores Allison AE3007A. Nos nove meses seguintes, três aeronaves pré-série juntaram-se ao PT-ZJA na campanha de ensaios em vôo. A primeira certificação do ERJ 145 foi obtida com o Centro Técnico Aeroespacial (CTA) em 29 de novembro de 1996, com a certificação pelo Federal Aviation Administration (FAA) e pela Joint Aviation Authorities (JAA) seguindo-se em dezembro de 1996 e maio de 1997, respectivamente. As entregas para a Continental Express atualmente ExpressJet começaram em 19 de dezembro de 1996, embora a operação regular não tenha acontecido antes de abril de Devido à inexistência de simuladores de voo do modelo, a Continental Express iniciou o treinamento dos pilotos no início de 1997 com as primeiras unidades que foram sendo entregues. O primeiro voo com receita foi então realizado em 6 de abril de As entregas para os primeiros operadores europeus, Régional Airlines e Portugália, começaram no mês seguinte. Inicialmente, a EMBRAER ofereceu duas versões do seu primeiro jato regional. Ambas eram movidas por dois motores AE3007A, fabricados pela Allison Engines, posteriormente adquirida pela Rolls-Royce ainda durante a fase de desenvolvimento da aeronave. O ERJ 145 em sua versão básica tinha o peso máximo de decolagem (MTOW) de kg, enquanto que a versão de alcance estendido (ER) dispunha de um MTOW maior ( kg). Contudo, a maioria dos clientes optou pela versão de maior alcance devido à habilidade de percorrer vários setores sem reabastecimento intermediário. Adicionalmente, os clientes europeus desejavam uma aeronave com menores pesos certificados para pagar taxas aeroportuárias menores. Assim, a EMBRAER teve que desenvolver vários outros modelos de seu ERJ 145. O modelo básico tornou-se o ERJ 145ER com um MTOW de kg. Os modelos para o mercado europeu são o ERJ 145EU e ERJ 145EP com MTOW de kg e kg, respectivamente, para se encaixar nos limites de 20 e 21 toneladas. A próxima versão certificada foi o ERJ 145LR e seu modelo europeu o ERJ 145LU. Eles são dimensionalmente idênticos às versões anteriores, mas dispõem de maior capacidade de combustível (de kg para kg) e peso máximo de decolagem de kg e kg, respectivamente, novamente devido ao aumento de taxas aeroportuárias para aeronaves com peso superior a 22 toneladas em alguns aeroportos europeus. Dois outros modelos europeus são o ERJ 145MP e o ERJ 145MK, os quais são baseados no ERJ 145LR, e certificados para peso máximo de decolagem de

84 kg e kg. Essas variantes são movidas pelos motores AE3007A1, AE3007A1/1 ou AE3007A1P. Embora o alcance com carga máxima de passageiros tenha sido aumentado de nm (2.370 km) para o ERJ 145ER e para nm (3.100 km), no caso do ERJ 145LR, o maior comprador, a Continental Express, desejava ainda maior alcance. Isto conduziu ao desenvolvimento do ERJ 145XR, do qual a Continental Express fez um pedido firme inicial de 75 aeronaves, e mais 100 opções de compra, em julho de Para possibilitar o alcance de milhas náuticas proposto para o ERJ 145XR, a EMBRAER não apenas aumentou a capacidade de combustível mais uma vez (para litros), mas adicionou winglets à configuração e aumentou a tração do motor na decolagem e subida. O MTOW subiu para kg e a tração é provida por dois AE3007A1E com 36,1 kn de empuxo (8.110 lb). Os pára-brisas foram reforçados por conta de maior dano por de impacto de pássaro, já que a velocidade máxima de operação foi aumentadapara 300 kts (555 km/h) abaixo de pés. A EMBRAER não desenvolveu desta vez nenhum modelo para o mercado europeu derivado do ERJ 145XR. A aeronave de pré-produção PT-ZJB foi equipada com winglets e teve a carenagem asa-fuselagem dianteira aumentada para comportar os tanques adicionais de combustível. Há também tanques de combustível na parte traseira da carenagem asafuselagem. O PT-ZJB modificado voou em 29 de junho de A primeira certificação foi obtida com o CTA/IFI (Instituto de Fomento Industrial do Centro Técnico Aeropesacial) em 3 de setembro de O ERJ 145XR permitiu que a Continental abrisse novas rotas, principalmente aquelas partindo de grandes aeroportos. Além disso, permitiu que as rotas já existentes fossem operadas sem restrição de carga paga, principalmente em dias quentes. Figura I.62 Modificações incorporadas à versão XR do ERJ 145.

85 O ERJ 145XR possui as seguintes modificações em relação às versões anteriores do ERJ 145: Asa reforçada com winglets; novo tanque central com capacidade de 800 kg de combustível; novo motor (R&R AE 3007 A1E); 7% maior tração sobre o AE 3007 A1/A1P (Decolagem e subida, apenas); rodas do trem de pouso novas e iguais entre o conjunto do anriz e principal; peso máximo de decolagem e zero combustível maiores; nova estrutura para o conjunto de empenagens; melhor isolamento acústico e reprojeto de portas para proporcionar menor ruído interno; velocidade máxima de extensão do flape 45 (45 o de deflexão) aumentada de 145 para 160 nós. A Figura I.62 ilustra a maior parte dessas modificações. A Fig. I.63 contém o diagrama carga paga vs. alcance de algumas versões do ERJ 145, incluindo a XR. Um ligeiro aumento do peso zero combustível pode ser notado para o ERJ145XR em relação às demais versões. Figura I.63 Diagrama carga paga vs. alcance de algumas versões do ERJ 145. A incorporação de winglets à asa do ERJ 145XR resultou no prolongamento das duas longarinas na região da ponta e, também, no reposicionamento das luzes de navegação e anti-colisão da ponta para o bordo de fuga da asa (Fig. I.64). Cada winglet pesa 12 kg. Winglets provocam aumento do momento fletor na raiz, o que exige reforços estruturais na asa. Outro efeito colateral da adição de winglets é o aumento da estabilidade lateral, o que, dependendo do caso, pode levar à degração do Dutch roll.

86 Figura I.64 Layout estrutural da ponta da asa do ERJ 145XR. O ERJ 145 dispõe de cinco telas de cristal líquido no painel frontal do posto de pilotagem (Fig. I.65). A tela central é denominada de EICAS (Engine Instrumentantion and Crew Alert System), abreviação significando sistema de indicação do motor e alerta da tripulação. Além do EICAS, existem dois pares de instrumentos: o PFD (Primary Function Display) e o MFD (Multi-function Display). PFD significa em português tela principal de funções; MFD sendo tela múltipla de funções. Os mostradores MFD são divididos em duas áreas (Fig. I.66): a área do mostrador mapa/plano de vôo (B) e a área do mostrador de sistema (C). Os mostradores MFD fornecem dois formatos de mostrador: o formato mapa (D) e o formato plano de vôo (E). O formato mapa é exibido automaticamente após a energização do MFD. Para atender ao mercado em ascensão, ávido por jatos regionais, a EMBRAER decidiu desenvolver versões encurtadas do ERJ 145. O lançamento do ERJ 135 foi anunciado em 16 de setembro de 1997, esta versão se diferenciando do ERJ 145 por ter a fuselagem encurtada em 3,53 m, possibilitando a acomodação de 37 passageiros com uma distância entre assentos de 79 cm. O protótipo PT-ZJA, modificado de sua configuração original de ERJ145, voou pela primeira vez em 4 de julho de A certificação do ERJ 135 com o CTA foi obtida em 14 de junho de 1999 e a do FAA seguiu-se em 6 de julho de 1999, permitindo que a Continental Express se tornasse a primeira companhia aérea a colocar o ERJ 135 em serviço.

87 Figura I.65 Visão geral do posto de pilotagem do ERJ 145. A American Eagle também colocou o ERJ 135 em operação em O menor dos jatos regionais da EMBRAER está sendo oferecido em duas configurações: o ERJ 135ER, movido por dois AE3007A3 com lb de empuxo cada e com um peso máximo de decolagem de kg, e o ERJ 135LR, propulsionado por dois AE3007A1/3 com lb de empuxo cada e uma capacidade de combustível aumentada de para litros e seu peso máximo de decolagem é de kg. Figura I.66 Telas múltiplas de funções no ERJ 145.

88 Como resposta às variadas necessidades de seus clientes norte-americanos, e em particular a American Eagle, impedida de operar mais que 67 aeronaves a jato, acima de 44 assentos, a EMBRAER anunciou o ERJ 140 em 30 de setembro de Concebida para acomodar 44 passageiros, esta versão intermediária tem a fuselagem 2,12 m maior do que a do ERJ 135 e 1,42 m mais curta do que a do ERJ 145. Movido por dois Allison AE3007A1/3 de lb de empuxo cada, o ERJ 140 tem um MTOW de kg. Novamente, o protótipo PT-ZJA foi modificado e voou pela primeira vez na configuração do ERJ 140 em 27 de junho de A certificação brasileira com o CTA foi obtida em 18 de junho de 2001 e as entregas para a American Eagle começaram quarto semanas mais tarde. No Brasil, os jatos da família ERJ 145 tiveram como principal operador a Rio Sul (Fig. I.67), empresa do Grupo Varig que iniciou operações no dia 30 de agosto de O primeiro vôo da empresa deu-se na rota Porto Alegre-Cruz Alta- Santo Ângelo com um EMB 110 Bandeirante. A Rio Sul foi também pioneira na utilização do EMB 120 Brasilia no Brasil. Em agosto de 1997, recebeu seu primeiro Embraer ERJ 145, tornando-se o primeiro cliente nacional para o primeiro jato de passageiros projetado e produzido no Brasil. O modelo estreou na rota Rio-Belo Horizonte, interligando os aeroportos centrais das duas cidades, e substituindo os Fokker 50 nesta e em várias outras rotas. Foi encomendado um total de 15 ERJ 145. Devido à crise do setor aéreo na virada do milênio, a Rio Sul anunciou em setembro de 2000 que não iria exercer a opção de compra dos ERJ 145, prevista no contrato de arrendamento feito com a Embraer. Depois de prolongadas negociações envolvendo o órgão financiador da operação de leasing à Rio Sul, o Banco Nacional de Desenvolvimento Econômico e Social (BNDES), as aeronaves ERJ 145, depois de prestar um grande serviço àquela companhia nacional, passaram por um processo de remodelação e entraram em serviço na Força Aérea Brasileira (FAB) alguns no Correio Aéreo Nacional a partir de outubro de Posteriormente, a FAB repassou alguns exemplares à Polícia Federal Brasileira. Figura I.67 - ERJ 145 da empresa Rio Sul em São José dos Campos (Foto: autor).

89 a.2 Sistemas do ERJ 145 a.2.1 Sistema de proteção contra gelo e chuva Antes de abordar o sistema de proteção contra gelo do ERJ 145, uma introdução teórica é apresentada para melhor compreensão desta parte de suma importância em engenharia aeronáutica e segurança da aviação. A formação de gelo em aeronaves deve-se à colisão de gotículas de vapor d água superresfriadas. Gotículas de água sub-resfriada podem existir em nuvens a temperaturas bem inferiores ao ponto de congelamento. Quando as gotículas são perturbadas pela passagem do avião e se estas se chocam com a superfície podem congelar e aderir à superfície externa: asas, tubos de Pitot, fuselagem, radomes, entrada do motor, párabrisa, que resulta em degradação de desempenho e das características de controlabilidade e estabilidade da aeronave. Portanto, algum meio deve ser fornecido para prevenir o acúmulo de gelo em áreas consideradas críticas. A velocidade relativa do avião, a forma e tamanho da superfície coletora e o tamanho das gotículas incidentes influenciam no processo de formação de gelo. Contudo com algumas hipóteses sobre os tamanhos das gotículas esperados nas nuvens e sobre os parâmetros do avião, pode-se estabelecer as condições aproximadas de temperatura e conteúdo de água no estado líquido que conduzem à formação dos vários tipos de gelo apresentados anteriormente [2]. O tamanho das gotículas varia de 5 a 50 μm. As gotículas menores, e mais leves, tendem a acompanhar a linha de corrente; as mais pesadas as forças de inércia predominam e a linha de suas trajetórias são consideravelmente diferentes das linhas de corrente. Para que ocorra formação de gelo aderente à superfície do avião, umidade estar presente no ar este deve ser resfriado até uma temperatura de 0 C (32 F) ou menos. O resfriamento aerodinâmico pode abaixar a temperatura de uma asa a 0 C, embora a temperatura ambiente esteja ligeiramente mais quente. Porém, quando a temperatura alcança -40 C (-40 F) ou menos, está geralmente muito baixa para que o gelo se forme aderindo à superfície do avião [2]. O gelo formado pode crescer através de um processo denominado de seco ou molhado. No processo seco, as gotas congelam imediatamente após o impacto. As gotas podem perder o calor latente de fusão rapidamente e então congelam no lugar de impacto, mantendo aproximadamente a sua forma. A formação de gelo desta forma mantém espaços de ar entre as gotas congeladas, resultando em uma camada quebradiça, branca, opaca e de baixa densidade (gelo tipo geada ou rime, em inglês). O gelo tipo geada tende a se formar em regiões próximas ao bordo de ataque. No processo de acúmulo de gelo denominado molhado, as gotas de água não liberam o calor latente de fusão rapidamente. As gotas, após o impacto, se deformam e fluem pela superfície do avião (no sentido do escoamento) e possivelmente entre as formas de gelo acumuladas anteriormente. Esta forma recebe a denominação de gelo claro (clear) e é mais densa do que o gelo tipo geada. Aparenta possuir mais brilho e é mais translúcido. O gelo claro é o mais perigoso, uma vez que é praticamente transparente e, portanto, mais difícil de ser reconhecido pela tripulação. Altera significativamente a forma do aerofólio da asa e, consequentemente, as características de voo. Outra formação de gelo que ocorre em voo é denominada de mista (mixed), que representa uma transição entre as formas geada e clara. Esta formação tem as características ruins dos tipos anteriores e pode se formar rapidamente. Partículas de gelo ficam embebidas no gelo claro, resultando em uma superfície muito rugosa.

90 Em geral as condições que favorecem a formação de gelo pelo processo seco são as que possibilitam a rápida liberação do calor latente das gotículas de água sub-resfriada: temperaturas mais baixas e baixo conteúdo de água no estado líquido. Por outro lado, alto conteúdo de água no estado líquido e temperatura mais elevada favorecem a formação de gelo pelo processo molhado. A Tabela Ik lista as faixas de temperatura em que ocorrem as formações de gelo nas formas citadas anteriormente e a Fig. I.68 ilustra a forma e características deles. Em relação aos efeitos no avião, as formações de gelo podem ser agrupadas em: gelo estrutural que se refere à acumulação de gelo na superfície externa e gelo de indução que afeta o sistema de potência. Uma formação significativa de gelo estrutural pode causar problemas de controle e desempenho no avião. A formação de gelo estrutural pode criar uma situação ruim em que o piloto pode ter dificuldade em recuperar o avião e em alguns casos, pode não ser capaz de sais desta situação. Temperatura do ar externo ( o C) Tipo de gelo 0 a -10 Claro (clear) -10 a -15 Misto (mixed) -15 a -40 Geada (rime) Tabela Ik Condições para formação dos diversos tipos de gelo [2]. Figura I.68 Vista lateral dos três tipos de gelo e suas características. A formação de gelo em aeronaves pode ocasionar acidentes ou incidentes aeronáuticos faatis. De acordo com um estudo estatístico realizado por Pettye Floyd (2004), a FGA provocou mais de 50 acidentes ou incidentes nos Estados Unidos, no período de 1982 a 2000, os quais resultaram na perda de mais de 800 vidas. Os autores identificaram que a aviação geral, que é composta por aeronaves de pequeno e médio porte, esteve envolvida em grande parte dos eventos. Os acidentes ou incidentes ocorreram ao longo de todo o ano, com pico máximo para o mês de janeiro (inverno no Hemisfério Norte); grande parte ocorreu em regiões montanhosas e próximas a grandes corpos d água, como, por exemplo, a região dos Grandes Lagos, nos Estados Unidos. A formação de gelo em superfícies externas da aeronave afeta seu desempenho e eficiência em muitas formas. Tipicamente, o acúmulo de gelo aumenta o arrasto e reduz a sustentação, causa vibrações destrutivas e deteriora as indicações dos instrumentos. As superfícies de controle ficam desbalanceadas e menos eficientes, as fendas fixas podem ficar entupidas e as fendas móveis podem ficar inoperantes. A recepção de rádio fica prejudicada e o desempenho do motor é degradado. Devido à degradação das superfícies aerodinâmicas, a velocidade de estol é aumentada. Para ilustrar o efeito do gelo nas características aerodinâmicas, o perfil NACA23012 foi ensaiado no Túnel de Vento subsônico do CTA, conhecido como TA-2 [3]. Dois tipos

91 Cl de gelo foram acrescentados ao bordo de ataque do perfil (Fig. I.69) e também submetidos à ensaios. Figura I.69 Duas formas de gelo ensaidas no túnel de vento TA-2, do DCTA em São José dos Campos. Além do ensaio, simulações numéricas com a utilização do aplicativo de dinâmica dos fluidos computacional Fluent [4] foram realizadas. A Fig. I.70 mostra que a simulação numérica com o Fluent do gelo ICE1 foi capaz de predizer praticamente o mesmo Cl max da configuração limpa, mas o ângulo de estol foi consideravelmente maior. Em relação ao perfil com gelo, o Fluent calculou um maior Cl max do que aquele obtido com o ensaio. Em todo o caso, a queda do coeficiente de sustentação máxima foi 0,71, um valor muito significativo, revelando que a adição do gelo degradou substancialmente as características aerodinâmicas do aerofólio. A degradação com o ICE2 foi menor (Fig. I.71), mas ainda significativa. Neste caso, o C Lα antes do pré-estol dos perfis contaminados não sofreu degradação em relação àquele do perfil limpo Ice 1 - Wind Tunnel Ice 1 - Fluent Clean - Wind Tunnel Clean - Fluent Angle of Attack Figura I.70 Curva Cl α do ensaio e simulação numérica do aerofólio NACA contaminado pelo gelo ICE1 [3, 4].

92 Cl Clean - Wind Tunnel Clean - Fluent Ice 2 - Wind Tunnel Ice 2 - Fluent Angle of Attack Figura I.71 - Curva Clα do ensaio e simulação numérica do aerofólio NACA contaminado pelo gelo ICE2 [3, 4]. Sistemas térmicos utilizados com a finalidade de impedir a formação de gelo ou para degelo do bordo de atque de superfícies sustentadoras normalmente utilizam ar canalizado aquecido distribuído ao longo envergadura. Estes sistemas antigelo termopneumático são usados em asas, slates, empenagens horizontais e estabilizadores verticais, entradas de ar do motor e outros. Existem várias fontes de ar aquecido. O compressor do motor é capaz de fornecer grande vazão de aqr quente, proporcionando uma fonte de calor satisfatória para o sistema antigelo. O ar quente é distribuído através de dutos, tubulações e válvulas para os componentes que precisam ser protegidos contra a formação de gelo. A Figura I.72 mostra o esquema de um sistema antigelo típico da asa de um jato executivo. O ar de sangria é encaminhado para o bordo de ataque das semiasas por ejetores nas semiasas internas. O ejetor descarrega o ar sangrado em tubos perfurados (Piccolo tubes) para distribuição ao longo do bordo de ataque. Quando o interruptor do sistema antigelo é ligado, o regulador de pressão é energizado e a válvula de bloqueio se abre. Quando o bordo de ataque da asa atinge de 140 F (60 o C), sensores de temperatura acendem a luz de operação acima do interruptor na cabina (Fig. I.72). Caso a temperatura no bordo de ataque da asa interna seja superior a 212 F (100 o C) ou da asa externa 350 F (167 o C), a luz de advertência WING OV (Superaquecimento da asa) no painel indicador acende. O ar ambiente é introduzido na ponta da asa por dois coletores, um na raiz da asa e o outro na região da ponta da asa. Os ejectores empurram o ar sangrado a se misturar com o ar externo coletado, assim, a temperatura do ar de sangria é reduzida. O bordo de ataque da asa está constituído por dois compartimentos separados por uma passagem estreita (Figura I.73). O ar dirigido soprado no bordo de ataque apenas pode escapar através da passagem, depois do qual levado ao meio externo através de uma abertura na parte inferior da asa (Fig. I.73).

93 Figura I.72 Sistema de antigelo típico da asa de um jato executivo [9]. Figura I.73 Circulação do ar de sangria na região do bordo de ataque [9].

94 Análises de impacto (impingement) são uma das primeiras análises que se realiza para determinar a capacidade de acúmulo de gelo nas superfícies externas da aeronave. A partir de uma distribuição do tamanho de partículas, altitude, conteúdo de água líquida no meio e tempertatura, mede-se a eficiência de coleta nas várias partes da aeronave (Fig. I.74). Através de análise mais complexa, obtém-se a forma do gelo nas superfícies da aeronave (Fig. I.75), incluindo efeitos de sublimação e da liquefação do gelo (produzindo o gelo tipo run back ou escorrido). Figura I.74 - Eficiências de coleta em função da inclusão do efeito da hélice (Fonte:newmerical Technologies Int., DROP3D). Figura I.75 Acreação de gelo considerando o efeito da hélice (Fonte:newmerical Technologies Int., ICE3D).

95 Partes não protegidas e suscetíveis à acreação de gelo devem demonstrar para as autoridades homologadoras que permitem voo seguro caso o gelo se forme nelas. Em alguns casos, a forma do gelo é calculada e determinada a partir de ensaios e simulada através de espumas coladas à superfície, como mostrado na Fig. I.76. O efeito desse gelo é avaliado através de uma campanha de ensaio em voo dedicada. Para homologar um avião com superfícies não protegidas, deve-se avaliar, como mencionado, a tolerância à acumulação contínua de gelo. Ensaios em voo devem explorar nuvens estratiformes com condições formadoras de gelo por um período representativo do perfil de missão. Recomenda-se que os ensaios incluam uma exposiçaõ contínua de pelo menos 45 minutos [2]. As condições a serem ensaiadas devem englobar a deflexão de dispositivos hipersustentadores e variação da velocidade. Caso a deterioração das características de estabilidade e controle esteja abaixo de certos limites, aslimitações devem ser registrados estabelecendo-se o tempo máximo de exposição ao gelo [2]. Nota de precaução deve ser inserida no manual de voo (Airplane Flight Manual) para alertar o piloto da possibilidade que, durante prolongada exposição e condições formadoras de gelo, gelo pode acumular em superfícies não protegidas e não visíveis ao piloto. Figura I.76 Material rugoso é colado à superfícies não protegidas para simulação de formação de gelo e avaliação do seu impacto nas características da aeronave durante a campanha de ensaio em voo (Imagem: EMBRAER). A Fig. I.77 mostra os componentes e partes protegidas contra a formação de gelo no ERJ 145. O sistema antigelo térmico consiste no fornecimento a diversas partes do avião de ar de sangria dos motores.

96 Figura I.77 Componentes e partes protegidas contra a formação de gelo no ERJ-145 [5]. A Fig. I.78 mostra a localização de quatro instrumentos de sondagem no ERJ 145: o detector de gelo, a sonda de pressão total, as tomadas estáticas e os tubos de Pitot. Os detectores de gelo são posicionados de forma que as gotículas de vapor d água superresfriadas, de vários diâmetros, sejam capazes de atingí-los. Ao colidir com a haste cilíndrica do dtector, as gotículas transformam-se em gelo, alterando a frequência de vibração do sistema. Assim, a presença de gelo é indicada. Figura I.78 Localização de sondas no nariz do ERJ 145. O sistema de proteção contra gelo no ERJ 145 quando estiver no modo automático é ativado por acúmulo de gelo em qualquer detetor de gelo. Manualmente, pode-se ligar o sistema através do botão para a posição ALL no painel superior (overhead) na área reservada ao sistema de proteção contra gelo (Fig. I.79 e I.80).

97 Figura I.79 - Subpainel do sistema de proteção contra gelo (dentro do retângulo amarelo) no painel superior do ERJ 145. Proteção contra gelo adequada para os bordos de ataque da asa e do estabilizador horizontal (EH) e os lábios da entrada de ar é realizada através de sopramento de ar quente nestas superfícies (Fig. I.79). O ar quente suprido pelo sistema pneumático passa através de um tubo perfurado, conhecido como Piccolo tube, e é então direcionado para as superfícies a serem protegidas. Após circular no bordo de ataque da asa e da EH, o ar deixa a aeronave através de orifícios dedicados. Durante voos noturnos, luzes de inspeção, instaladas na junção da carenagem asafuselagem, para iluminar os bordos de ataque, permitem que a tripulação verifique se há gelo acumulado neles. Cada subsistema consiste da vávula de antigelo (reguladora de pressão/corte). Um restritor limita a vazão de fluxo de ar suprida pelo sistema pneumático. Ele é monitorado por sensores de pressão, que indicam sistuações anormais de queda e elevação de pressão. Os sensores de pressão protegem o subsistema respectivo contra qualquer vazão insuficiente ou excessiva. O modo de proteção contra baixa pressão da asa e do estabilizador têm redundância de detecção através de um segundo sensor de pressão no sistema do estabilizador e um comutador de pressão diferencial (±2 psi) que compara a pressão na raiz das semiasas dentro dos tubos Piccolo. Vazamento de ar é detectado através de termostatos instados perto de conexão dos dutos. Comutadores de baixa pressão permitem proteção adicional contra níveis de vazamento elevados. Proteção contra gelo adequada para os bordos de ataque da asa e do estabilizador horizontal e os lábios da entrada de ar é realizada através de sopramento de ar quente nestas superfícies. O ar quente suprido pelo sistema pneumático passa através de um tubo perfurado, conhecido como Piccolo tube, é então direcionado para as superfícies a serem protegidas. Após circular no bordo de ataque, o ar deixa a aeronave através de orifícios dedicados.

98 Figura I.80 Funcionalidades dos painéis de controle do sistema antigelo, de arcondicionado e pressurização e do limpador do pára-brisa. Durante voos noturnos, luzes de inspeção, instaladas na junção da carenagem asafuselagem, iluminam os bordos de ataque, permitindo que a tripulação verifique se há gelo acumulado neles. Cada subsistema consiste da vávula de antigelo (reguladora de pressão/corte). Um restritor limita a vazão de fluxo de ar suprida pelo sistema pneumático. Ele é monitorado por sensores de perssão, que indicam sistuações anormais de queda e elevação de pressão. Os sensores de pressão protegem o subsistema respectivo contra qualquer vazão insuficiente ou excessiva.

99 O modo de proteção contra baixa pressão da asa e do estabilizador tem redundância de detecção. Isto se dá com a atuação de um segundo sensor de pressão no sistema do estabilizador e, também, de um comutador de pressão diferencial (±2 psi), que compara a pressão na raiz das semiasas dentro dos tubos Piccolo. Vazamento de ar é detectado através de termostatos instados perto de conexão dos dutos. Comutadores de baixa pressão permitem proteção adicional contra níveis de vazamento elevados. Figura I.81 Arquitetura do sistema antigelo da asa do ERJ 145 [5]. a.2.2 Sistema elétrico Projeto de aeronave requer uma série de compromissos entre as soluções ótimas, nas quais os objetivos entram em conflitos uns com os outros. O sistema elétrico em um avião é um bom exemplo disso. A vantagem de utilizar um sistema elétrico em 400 Hz, em vez de 60 Hz é que as fontes de alimentação são menores e mais leves. Esse benefício é importante a bordo da aeronave desde que o espaço é sempre limitado, e é imperativo reduzir peso, a fim de maximizar o desempenho. Esta redução de peso tem um preço, no entanto, uma vez que os sistemas elétricos de alta freqüência são menos eficientes. Ao longo do tempo, aviões foram se tornando cada vez mais complexos e passaram a operar uma vasta gama de dispositivos elétricos. Aviões militares modernos estão equipados com radares poderosos, sensores, sistemas de armas, e sistemas aviônicos que requerem grandes quantidades de eletricidade para funcionar. Aviões comerciais também devem fornecer energia para os sistemas ambientais, equipamentos de cozinha, telas no posto de pilotagem, equipamento de comunicação, radares meteorológicos e sistemas de entretenimento a bordo. Fontes de alimentação de corrente contínua (CC) são insuficientes para atender a demanda de eletricidade para operar instrumentos de vôo, atuadores, equipamentos de aquecimento, aviônicos, e iluminação interna/externa na maioria das aeronaves de médio e grande porte. Esses aviões, também utilizam sistemas de corrente alternada (CA), que geralmente fornecem 115 volts em 400 hertz. Os aviões atuais são equipados com uma série de sistemas de geração de energia, incluindo os sistemas de reserva primário e redundantes para continuar fornecendo energia a equipamentos vitais em caso de emergência. Energia primária é normalmente

100 fornecida por geradores de corrente alternada diretamente conectados aos motores turbofan. Aeronaves comerciais e muitos aviões militares também são equipados com uma unidade auxiliar de potência (APU), que é essencialmente um motor a jato em miniatura que fornece uma fonte de energia adicional, tanto elétrica quanto pneumática. A APU estará sempre em operação para complementar o fornecimento de energia primária ou substituí-lo em caso de falha do motor. Se a APU também falhar, muitas aeronaves acomodam uma turbina de ar de impacto (Ram Air Turbine, RAT), que pode ser acionada quando for necessário para fornecer energia de emergência. O propósito de uma RAT é manter sistemas críticos de operação o suficiente para pousar com segurança. Resumimdo: aviões utilizam sistemas elétricos que contêm tanto partes de corrente contínua (CC) e também alternada (CA), esta última então de 400 Hz de frequência. O sistema de energia elétrica do ERJ 145 fornece tensão CC e CA para a aeronave durante a operação normal ou de emergência, como requerido. Dois tipos diferentes, corrente contínua e alternada fornecem energia elétrica. O sistema de energia CC tem tensão nominal de 28 V fornece para todas as cargas elétricas das aeronaves e recarrega as baterias. É a fonte de energia elétrica principal. O sistema de energia de corrente contínua é constituído por: - Quatro geradores independentes (28 V CC / 400 A / movido pelos motores). - Uma APU arranque-gerador (28 V CC/400 A). - Duas baterias de níquel-cádmio (24 V CC/44 Ah). - Uma bateria reserva de chumbo-ácido (24 V CC/5 taxa hora Ah). - Fonte de alimentação externa. Alimentação de corrente alternada é fornecida por um inversor monofásico estático de 250 VA/400 Hz convertendo a tensão para 115 V. A Fig. I.82 fornece uma ilustração esquemática do sistema elétrico do ERJ 145. Uma página dedicada na tela multifuncional do painel frontal da cabine de pilotagem (Multi-function Display, MFD) fornece, a pedido, a informação sobre a configuração do sistema, a carga a o nível de voltagem, bem como as temperaturas de bateria. Além disso, os alertas e mensagens de precaução são apresentados no EICAS para indicar falha elétrica do sistema. As baterias geralmente alimentam as cargas no solo para energização dos sistemas do avião e para partida da APU, mas podem também alimentarcargas em vôo em condição de emergência. O sistema de distribuição elétrica inclui muitos dos barramentos do avião (Fig. I.83). O sistema é controlado pela lógica de distribuição elétrica. A lógica conecta as cargas ou as fontes de energia ao sistema elétrico, e também isola barramentos em caso de falha. Uma unidade de energia no solo (Ground Power Unit, GPU) pode ser conectada no lado esquerdo da seção do nariz e é usada geralmente durante a manutenção do avião ou para partida da APU.

101 Figura I.82 Esquema do sistema elétrico do ERJ 145 [6]. Figura I.83 Unidade de geração de energia elétrica do ERJ 145 [6]. Os geradores principais (Fig. I.83), instalados na caixa de acessórios de cada motor, são unidades sem escovas. São equipamentos de CA que têm uma ponte retificadora para fornecer energia CC como saída [6]. A unidade pode fornecer 30 V CC/400 A continuamente, sendo que a tensão de saída é mantida em 28,5 V CC pela sua unidade de controle (Generator Control Unit, GCU). As quatro GCUs estão localizadas no console do posto de pilotagem. O gerador é refrigerado a ar pelo seu ventilador para operação no solo. Uma entrada de ar tipo NACA fornece fluxo de ar para refrigeração do gerador em vôo. Cada gerador tem um par de rolamentos auxiliares com sensores.

102 a.2.3 Radar metereológico O radar meteorológico no Embraer ERJ 145 é um radar digital leve de banda X projetado para detecção de condições meteorológicas e mapeamento do terreno. O sistema é usado para detectar tempestades ao longo da trajetória de voo. O sistema de radar meteorológico está ilustrado na Fig. I.84 [7]. Este sistema consiste na unidade integrada transmissor-receptor-antena, conhecida como RTA (A), localizada sob o radome e nos dois painéis controladores do radar meteorológico (B) situados no painel pala na cabine de comando. A informação do radar meteorológico pode ser exibida nos mostradores PFD (C) e MFD (D). Os diferentes níveis de intensidade da tempestade são indicados por uma gradação de cor. A unidade RTA é chamada um sistema integrado, pois incorpora o transmissor, o receptor e a antena em uma única unidade. Figura I.84 Sistema do radar metereológico do ERJ 145 [7]. O radar meteorológico utiliza quatro cores para indicar diferentes níveis de intensidade de tempestade (Fig. I.85). Áreas de chuva muito intensa são indicadas em magenta (F). Chuva intensa é indicada em vermelho (G), chuva menos intensa é indicada em amarelo (H), chuva moderada é indicada em verde (I). Chuva fraca ou ausência de chuva é indicado em preto. Áreas com turbulência são indicadas em branco suave (J). As informações de modo de operação (K) e alcance do radar (L) são exibidas nos mostradores MFD e PFD.

103 Figura I.85 Indicações do radar metereológico no painel de instrumentos. a.2.4 Sistema hidráulico Sistemas hidráulicos fornecem um meio para o funcionamento de vários componentes de aeronaves. Na operação de pouso, flapes, superfícies de controle de voo e freios são em grande parte acionados por sistemas de potência hidráulica. A complexidade do sistema hidráulico varia grandemente de acordo com o porte da aeronave. Nas de pequeno porte, normalmente a hidráulica é requerida apenas para a operação manual dos freios das rodas; nas aeronaves de transporte de grande porte, os sistemas são grandes e complexos. Para alcançar a redundância e a confiabilidade necessárias, o sistema pode ser constituído por vários subsistemas. Cada subsistema tem um dispositivo de geração de potência (bomba hidráulica), reservatório, acumulador, trocador de calor e sistema de filtragem. A pressão de operação do sistema pode variar de algumas centenas de libras por polegada quadrada (psi) em pequenas aeronaves e aeronaves de asas rotativas a psi em grandes transportes. Os sistemas hidráulicos apresentam muitas vantagens como fonte de potência para acionamento de várias unidades da aeronave. Os sistemas hidráulicos combinam as vantagens de pouco peso, facilidade de instalação, simplicidade de inspeção, e requisitos mínimos de manutenção. As operações hidráulicas são também quase que 100% eficientes, com somente uma perda desprezível devido ao atrito do fluido. O ERJ 145 está equipado com dois sistemas hidráulicos independentes (Fig. I.86), cada um deles sendo alimentado por uma bomba ligada a um determinado motor. Ambos os sistemas hidráulicos são idênticos, exceto para os serviços que cada sistema proporciona e uma válvula de prioridade instalada no sistema hidráulico no. 1. Existem conexões no solo para fins de testes e de recarga. Indicações de parâmetros do sistema hidráulico são fornecidas nas telas MFD e EICAS. Os serviços prestados por cada sistema hidráulico são apresentados na Tabela Il. Cada sistema hidráulico é composto por um reservatório de fluido hidráulico, tubulação, uma bomba hidráulica movida pelo motor, uma bomba acionada eletricamente, uma válvula de corte, um acumulador e uma válvula de prioridade instalada no sistema hidráulico no. 1. O fluido hidráulico armazenado no reservatório é pressurizado, a fim de evitar cavitação da bomba. Esta função é realizada por pressurização do fluido drenado a partir da linha

104 de pressão. O reservatório está equipado com um indicador de quantidade que transmite informações para os MFD e EICAS exibe para fins de indicação e de advertência. Um interruptor térmico é responsável para a mensagem de alta temperatura, se a temperatura do fluido aumenta acima de 90 C. A válvula de fechamento é instalada entre o reservatório e a bomba hidráulica loalizada no motor. Ela corta o fornecimento de fluido hidráulico pela bomba acionada pelo motor, se há um incêndio no motor relacionado ou em caso do fluido hidráulico superaquecer. Esta válvula pode ser fechada através do acionamento do extintor de incêndio do motor ou através de um botão dedicado no painel superior do posto de pilotagem. Componente Sistema Hidráulico Ailerons 1 e 2 Leme de direção 1 e 2 Trem de pouso 1 Porto principal 1 Sistema de direção do trem do nariz 1 Freio das rodas externas 1 Freio das rodas internas 2 Freio de emergência/freio de estacionamento Sistema reversor 1 1 Sistema reversor 2 2 Spoilers externos 2 Spoilers internos 1 Tabela Il Equipamentos e subsistemas alimentados pelos dois sistemas hidráulicos do ERJ 145 [8]. A bomba acionada pelo motor proporciona um fluxo de fluido contínuo a 3000 psi para funcionamento dos vários sistemas do avião. A bomba é conectada à caixa de engrenagens de acessários e, enquanto o motor estiver funcionando, gera pressão hidráulica. Durante a partida do motor, o fluido que permanece na linha de sucção é suficiente para evitar a cavitação da bomba e pressurizar o reservatório. A bomba acionada eletricamente tem as mesmas conexões daquela acionada pelo motor do avião, mas tem uma capacidade menor de fluxo. A bomba normalmente opera no modo automático, ligando quando a pressão hidráulica associada cai abaixo de psi ou a rotação N2 do motor cai abaixo de 56,4%. Se a bomba começa a funcionar no modo automático, ela será desligada após a pressão ou N2 serem restabelecidos aos valores normais. A bomba elétrica pode ser ligada ao comando do piloto, através do botão seletor no painel superior, fornecendo o fluxo de fluido contínuo em psi. 2

105 Figura I.86 Esquema do sistema hidráulico do ERJ 145 [8].

106 a.2.5 Sistema de alerta de tráfego e prevenção de colisão O TCAS (do inglês, Traffic Collision Avoidance System) é um sistema anticolisão e de alerta de tráfego (Fig. I.87). Ele é um sistema concebido para reduzir a incidência de colisões em pleno ar entre aviões. Ele monitora o espaço aéreo recebendo os sinais de transponder de outras aeronaves, independente de controle de tráfego aéreo, e avisa os pilotos sobre a presença de outras aeronaves nas proximidades, as quais podem representar uma ameaça de colisão no ar. É um tipo de sistema mandatório pela Organização da Aviação Civil Internacional, devendo ser instalados em todas as aeronaves com massa máxima de decolagem acima de kg ou capacidade de transportar mais de 19 passageiros. O TCAS I ou tipo I apenas alerta o piloto sobre o tráfego aéreo nas proximidades com probabilidade de colisão; o TCAS II emite um alerta de decisão para que o piloto tome alguma ação evasiva para evitar o acidente. Figura I.87 Alerta de tráfego e sistema anticolisão (TCAS) usa o transponder de uma aeronave para interrogar e receber respostas de outras aeronaves nas proximidades. O computador TCAS alerta o piloto da presença de um intruso e exibe a informação graficamente em telas no cockpit. Além disso, em aeronaves equipadas com o TCAS II, o computador do sistema calcula as trajetórias das aeronaves envolvidase emitem comandos para evitar colisões em potencial ou quase acidentes antes que se tornem inevitáveis [9].

107 O sistema TCAS faz uso de um dispositivo denominado de transponder. O transponder (abreviação de Transmitter-responder) é um transmissor de rádio que se comunica com o controle de tráfego aéreo. Após o recebimento de um sinal de radar interrogador, ele envia dado, que contêm, entre outras coisas, a identificação da aeronave, a sua velocidade, a altitude e posição para a estação no solo. Caso o transponder esteja desligado, a aeronave irá desaparecer do radar secundário, permanecendo visível no radar primário. Os transponders são essenciais para o controle efetivo do tráfego aéreo, além de possibilitar a distinção de uma aeronave inimiga de uma aliada em seu emprego militar. A utilização deste tipo de dispositivo contorna algumas limitações de radares convencionais como baixa refletividade e falta de posicionamento vertical. Nos anos 1990, surgiram transponders capazes de codificar informações de forma digital (Mode S), possibilitando assim a troca de informações de posição e movimento diretamente entre aeronaves. O Embraer ERJ 145 é equipado normalmente com dois sistemas de transponder Mode S de controle de tráfego aéreo (Fig. I.88). Os módulos de transponder ATC (Air Traffic Controller) estão localizados nas unidades integradas de comunicação (A), instaladas no compartimento eletrônico dianteiro (B). Cada sistema de transponder Mode S é equipado com as duas antenas (C). Uma antena está localizada na parte superior da fuselagem (D) e outra na parte inferior da fuselagem (E). Devido a este arranjo o transponder é sempre capaz de receber e transmitir através de pelo menos uma antena, caso a outra esteja encoberta pela estrutura do avião. A comunicação com outro avião em altitude superior é feita normalmente através da antena superior, enquanto que a comunicação com outro avião em altitude inferior ou com as estações de solo é feita normalmente através da antena inferior. Figura I.88 As unidades que compõem o transponder do ERJ 145.

108 O ERJ 145 é equipado com um sistema TCAS II, que antecipa uma potencial colisão em vôo muito antes que haja possibilidade dela ocorrer (Fig. I.89). Usualmente, os sistemas dos aviões envolvidos no incidente trocam informações e uma das aeronaves é orientada a subir e a outra a descer (A). O sistema TCAS II compreende o uso de transponder (B) e um computador TCAS II (C). O computador TCAS II, alimentado pelo barramento de 115 V CA, dispõe de um ventilador (D) montado em uma bandeja. Além das duas antenas (E) de cada transponder, o TCAS II tem também uma antena directional (F) e outra ominidirecional (G) para detecção do intruso. A antena direcional é montada na parte superior da fuselagem; a antena omnidirecional é montada na parte inferior. Figura I.89 Sistema TCAS II do ERJ 145. O sistema TCAS fornece normalmente dois níveis de avisos, os avisos de tráfego e os avisos de resolução (Fig. I.90). Para visualizar as informações do TCAS primeiramente é necessário selecionar o TCAS no menu principal do mostrador MFD (A). O MFD então mostra avisos de tráfego (B), avisos de resolução (C), modos de operação do sistema (D), informações de posição dos intrusos (E) e indicações de falha (F). O mostrador PFD (G) mostra avisos de resolução (H) e mensagens de estado do TCAS (I). Figura I.90 Informações do TCAS nos mostradores MFD e PFD do ERJ 145.

109 Referências ERJ 145 [1]- Statistical review of aviation airframe icing accidents in the US. Petty, K. R. and Floyd, C. D. J. A., Washington, D.C: National Transportation Safety Board, [2]- Sistemas Ambientais Aeronáuticos. Andrade, C. R. e Zaparoli, E. L., Apostilha da disciplina de pós-graduação ME-705, Instituto Tecnológico de Aeronáutica, São José dos Campos, [3]- Análise do perfil NACA contaminado por formação de gelo. Mattos, B. S. e Komatsu, P. J., Relatório Técnico Embraer, [4]- Fluent 6.3 User s Guide. Fluent Inc. (2006), Lebanon, NH. [5]- EMB-145 Airplane Operation Manuals Ice and Rain Protection, Section 2-15, EMBRAER. [6]- EMB-145 Manual de Treinamento Sistema Elétrico, Fevereiro de 2004, EMBRAER. [7]- EMB-145 Manual de Treinamento Radar Metereológico, Fevereiro de 2004, EMBRAER. [8]- EMB-145 Airplane Operation Manuals Hydraulic System, Section 2-11, EMBRAER. [9]- Aviation Maintenance Technician Handbook Airframe, US Department of Transportation, Federal Aviation Administration, Vol 2, FAA-H , 2012.

110 b. Canadair CRJ-100/200 Em 1976, a Canadair hoje pertencente ao Grupo Bombardier adquiriu a produção exclusiva, comercialização e desenvolvimento do jato executivo Learstar 600 da empresa Learjet, que não dispunha de recursos suficientes para continuar a desenvolvêlo. Graças ao emprego de perfis supercríticos adequados ao regime de alta velocidade, permitindo asas mais espessas e mais leves o Learstar 600 estava à frente das aeronaves executivas existentes no mercado. Originalmente um trireator, a Canadair modificou a configuração e a dotou de dois motores turbofans. Assim, nasceu o Canadair Challenger CL-600, um sucesso comercial. Em 1981, a Bombardier estudou um derivativo regional de 24 assentos do CL-600. Em 1987, novos estudos foram iniciados de um derivativo da versão Challenger CL-601, capaz de transportar 48 passageiros. Em março de 1989, finalmente, a Canadair lançou o programa do CRJ-100, um jato regional de 50 assentos. O primeiro vôo do CRJ-100 deu-se em maio de A Lufthansa City Line foi o primeiro operador, recebendo o primeiro exemplar em outubro de O Bombardier CRJ 200 (Fig. I.91) é uma versão melhorada do Canadair CRJ 100. Existem duas versões do CRJ200: o CRJ200 ER e o CRJ200 LR. A versão Extendend Range (ER) tem um peso máximo de decolagem de kg e um alcance de km. O modelo Long Range (LR) tem um peso máximo de decolagem de kg e um alcance de km. A Tabela Im fornece informações sobre o CRJ 200. O modelo tem desempenho que lhe permite velocidades de cruzeiro máximas de 860 km/h e teto de serviço de m. Tem um comprimento de 26,77 m, uma envergadura de 21,21 m e ainda uma área de asa de 48,35 m², ligeiramente menor do que o ERJ 145, cuja área da asa de referência é 51,18 m 2. O seu raio de giro no solo de 22,86 metros confere-lhe uma vantagem, principalmente em aeroportos congestionados ou com pátio de manobras apertados. Figura I.91 -Bombardier CRJ 200.

111 Tabela Im Dimensões, massas e desempenho do CRJ-200.

112 c. EMBRAER E-170 e E-190 A EMBRAER anunciou o desenvolvimento de duas famílias de birreatores no final da década de Cada família seria composta de dois modelos de aviões, os quatros modelos então sendo designados de E-Jets (Abreviação de EMBRAER Jets). As aeronaves das duas famílias teriam postos de pilotagem muito similares para propiciar redução de custos de treinamento de pilotos para as companhias aéreas, além de reduzir os custos de manutenção. A primeira família teria como versão básica o EMBRAER E170 e a segunda o EMBRAER E190. O EMBRAER 170 foi concebido para transportar entre 70 e 80 passageiros. Ele inicialmente recebeu a designação de EMB- 170, depois de ERJ 170 e, finalmente, de E170. O protótipo do EMBRAER 170 foi apresentado ao público em outubro de 2001 (Figs. I.92 e I.93), mas o apenas realizou o sue primeiro voo em 19 de fevereiro de A versão alongada do E170 foi designada de E175 e entrou em serviço em 2005 com a Air Canada. Os modelos E190/195 são de maior capacidade do que os E170 e E175. Eles dispõem de asa maior, maior estabilizador horizontal e um novo motor, o GE CF34-10E, com lb (82,30 kn) de tração máxima de decolagem. Estas aeronaves maiores competem diretamente com o Bombardier CRJ-1000 e CS100, o Boeing e e o Airbus A318. O primeiro vôo do E-190 (Fig. I.93) e do E195 foi em 12 de março e 7 de dezembro de 2004, respectivamente. O cliente lançador do E190 foi a cia. aérea JetBlue com 100 pedidos firmes e 100 opções. A Companhia aérea Flybe lançou o E-195, com 14 pedidos e 12 opções. Em 31 de dezembro de 2013, havia, de acordo com a EMBRAER, 279 pedidos firmes para os E-Jets, 689 opções de compra e 998 unidades já haviam sido entregues. Figura I.92 Apresentação oficial do protótipo do EMBRAER 170 em 29 de outubro de 2001 (Foto: autor).

113 Figura I.93 EMBRAER E170 (acima) e E190. c.1 Revivendo o passado Como em muitos casos, a configuração dos E-Jets foi evoluindo ao longo do tempo, e teve como ponto de partida o ERJ 145. Era o antigo conceito des usar partes de avião existente para um novo produto. Esta filosofia caiu em desuso como veremos a seguir. Durante os estudos conceituais de projeto de aeronave, a competitividade age como catalisador do grau de inovação que será incorporado ao produto. Aviões militares normalmente possuem elevado grau de inovação, considerando que o seu desenvolvimento é custeado por órgãos governamentais. Por isso, as aeronaves civis incorporam as inovações das militares e, em muitos casos, tornamse derivativas delas. Indo mais além, o aproveitamento de partes das aeronaves existentes, principalmente dos congêneres militares, em novos projetos de aviões comerciais, foi um lugar comum na indústria aeronáutica durante longo tempo. Na década de 30, a empresa Boeing Co. construiu aviões metálicos inovadores, militares e civis: o bombardeiro B-9, o enorme B-15 e o bem-armado e robusto quadrimotor B-17 (Fig. I.94), de largo emprego na Segunda Guerra Mundial, no teatro de guerra europeu. A tecnologia e partes desses aviões militares foi transferida para a área civil, resultando como descendentes o Boeing 247, o hidroavião Boeing 314 Clipper e o Boeing 307 Stratoliner (Fig. I.94), primeira aeronave de passageiros pressurizada da história. O B-247 aproveitou a asa do B-9; o Clipper, asas, naceles dos motores e cauda do B-15; e, finalmente, o Stratoliner, asas,

114 trem de pouso, motores e cauda do B-17C. No pós-guerra, o Boeing Stratofreighter herdou partes do bombardeiro estratégico B-29. Na configuração do Stratofreighter, e em sua versão de passageiros, o Stratocruiser, a Boeing utilizou asas, motores e duas fuselagens do B-29 justapostas, de forma que a seção transversal adquiriu a forma de dupla bolha. Dentro da ótica de redução de custos de fabricação e desenvolvimento, os modelos Boeing 727 e 737 herdaram a fuselagem do Boeing 707. A Airbus também empregou a fuselagem do A-300 em aeronaves subseqüentes e estudou um avião de alta capacidade com duas seções de fuselagens do A-300, conforme relatou em uma entrevista Jean-Jacques Mirat, engenheiro-chefe para novas idéias daquela empresa. Figura I.94 Boeing B-17 (esquerda) e 309 Stratoliner. Talvez, o maior exemplo de comunalidade de aeronaves não pertencentes a uma mesma família tenha se dado com o jato regional Fairchild-Dornier 328Jet, que aproveitou quase integralmente a célula do turboélice Do-328 (Fig. I.95). Outro exemplo digno de nota é o Boeing 747, originalmente concebido como avião militar de transporte de grande capacidade. O seu desenvolvimento foi custeado pelo governo norte-americano, que acabou selecionando o Lockheed C-5 Galaxy. Ainda assim, a Boeing Co. decidiu transformá-lo em um avião comercial de passageiros, tornando-se um grande sucesso de vendas. A EMBRAER não ficou de fora do uso de partes de aviões antigos para fazer aviões novos: o ERJ 145 comunga o mesmo diâmetro de seção transversal com o EMB 120 e, inicialmente, tentou-se aproveitar a mesma asa do modelo turbo-hélice. Pode-se também citar o EMB 121 Xingu, que utilizou as asas e o trem de pouso do Bandeirante. Figura I.95 O Dornier 328 turbo-hélice (à esquerda) serviu de plataforma para o 328Jet. Atualmente, o aproveitamento de partes de aeronaves existentes em novos projetos tem diminuído em importância. A necessidade de desempenho otimizado em um ambiente extremamente competitivo requer o desenvolvimento de aeronaves inteiramente novas, sem carregar vícios de projetos anteriores. Além disso, as ferramentas de CAD (Computer Aided Design - Projeto Assistido por Computador) e CAM (Computer Aided Manufacturing - Manufatura Assistida por Computador) facilitaram sobremaneira a integração de sistemas na configuração, o projeto e a fabricação do ferramental e de partes de aeronave (Fig. I.96).

115 Figura I.96 Ferramentas computacionais de modelamento geométrico deram uma nova dimensão ao projeto de aeronave. Depois da queda da União Soviética, os programas militares foram reduzidos em número e o que se observa nos tempos atuais são muitos derivativos militares de aviões civis, como o Programa SIVAM (Sistema de Vigilância da Amazônia) e o ASTOR (Airborne Stand-off Radar), este derivado do jato executivo Global Express. Um exemplo antigo é o avião de patrulha marítima P-3 Orion, derivado do quadrimotor turboélice Electra. c.2 Criando o futuro A utilização do maior número possível de partes do ERJ 145 para reduzir custos e prazos de desenvolvimento foi a tônica da primeira configuração do jato de 70 assentos contemplada pela Embraer, ainda em nível de estudos preliminares em 1995, denominada de. A fuselagem da seria então composta de duas partes do ERJ 145 de duas fileiras de assentos. As partes seriam unidas para proporcionar uma cabina de passageiros com quatro fileiras de assentos, forcendo uma seção transversal oval (Fig. I.97). A fuselagem dianteira e o cone de cauda seriam aproveitados integralmente do avião de 50 assentos. A asa do ERJ 145 receberia duas adições de segmentos, um na ponta e outo na raiz, para resultar em uma áerea de asa com aproximadamente 70 m 2 (Fig. I.98). O conjunto de empenagens também seriam as mesmas do avião de 50 assentos e os motores inicialmente escolhidos para a configuração eram também Allison, da série AE3000, não existentes na época.

116 Figura I.97 Seção transversal e layout da cabina de passageiros da proposta para o EMBRAER 170. Figura I.98 Três vistas da proposta. Em função das suas limitações de desempenho e conforto, a não teve continuidade, evoluindo então para a (Fig. I.99), com uma asa nova e fuselagem circular com quatro fileiras de assentos. Diferentes motores foram considerados, incluindo um com naceles curtas, como as do CRJ-700, mas todos posicionados na fuselagem traseira. Embora ainda lembrasse em muito a proposta anterior, a era, na prática, outro avião, não mais usando a maioria das partes do ERJ 145. A asa fora dotada de slats, dispositivos hipersustentadores de bordo de ataque. Mesmo considerando as vantagens de custo das e, suas limitações de desempenho e de desenvolvimento futuro não as tornaram uma proposta suficientemente atraente. Assim, em agosto de 1996, surgiram os primeiros desenhos do

117 novo conceito de jato de 70 assentos, que estavam sendo avaliados. O conceito que divergia radicalmente da imagem Embraer quando comparada à sua linha de jatos regionais tratava de jato com motores sob a asa e fuselagem com dupla bolha, que permitia aperfeiçoar a cabine de passageiros acima do piso e o compartimento de bagagem abaixo dele (Fig. I.100). Outra grande vantagem era a diminuição do tempo de preparo no trânsito entre um vôo e outro e a possibilidade de se criar uma família de aeronaves com capacidade de até 110 assentos. Esta configuração em muito lembrava o EMBRAER 170 na configuração atual. Desejava-se, também, oferecer um produto que pudesse competir com o Bombardier CRJ-700 em termos de Custo Direto Operacional (ou Direct Operation Cost - DOC). Por isso, o volume da cabina foi dimensionado de acordo com este requisito, mas, ao mesmo tempo, proporcionando o maior conforto possível aos passageiros maior volume de cabina significa maior arrasto aerodinâmico e peso estrutural e, por conseguinte, maior consumo de combustível, aumentando o DOC. Figura I.99 Detalhes da configuração Alternativa B. A configuração com motores sob as asas não foi prontamente escolhida pela Embraer. Diversas outras configurações do futuro EMB-170 foram submetidas a análises técnicas e ao escrutínio do mercado. No ano de 1997, foram solicitados novos estudos de uma configuração com motores traseiros que preservasse a imagem dos ERJs. Surgiu, então, uma configuração parecida com a do Bombardier CRJ-700, mas com o nariz semelhante ao do ERJ 145 e com naceles dos motores longas. Essa configuração foi submetida a uma pesquisa de opinião com os clientes potenciais, juntamente com a proposta do ERJ 135. A intenção era apresentar uma família de jatos regionais de 35 a 70 assentos, com o mínimo de diferença das características de pilotagem, permitindo o intercâmbio da tripulação de um modelo para outro, mesmo que a aeronave de 70 assentos fosse uma plataforma totalmente nova. Dessa pesquisa, realizada no segundo trimestre de 1997, envolvendo 15 empresas aéreas européias e alguns potenciais clientes norteamericanos, ficou validada a proposta do ERJ 135, graças ao interesse da Continental Express, seu cliente lançador. No entanto, novas pesquisas do jato de 70 assentos foram realizadas em meados de 1998 para se confirmar qual seria a configuração mais adequada para o produto, ocasião em que foi testada a reação do mercado para o conceito com fileiras de quatro assentos e motores sob as asas, ou de uma possível configuração de fileira de cinco assentos. Entre as 14 empresas norte-americanas, houve unanimidade em favor da configuração de quatro fileiras de assentos. O principal executivo da Mesa Air Group, por exemplo, explicou que um passageiro, ao tomar conhecimento de que vai se sentar entre dois outros passageiros, fica incomodado o bastante para procurar o balcão de vendas de passagens e solicitar a remarcação do seu assento. Em adição às pesquisas de opinião com clientes potenciais, estudos internos mostraram que configurações com

118 fileiras de quatro assentos são vantajosas para aeronaves na faixa de assentos. Além disso, nessa época, a empresa alemã Fairchild-Dornier havia lançado o projeto do 728Jet com cabina configurada para fileiras de cinco assentos, e já se encontrava em negociações com as principais companhias européias, a Lufthansa e a Crossair, visando uma importante venda de lançamento para o seu produto. Quando a Embraer mostrou a proposta do jato com motores sob a asa e cabina de fileiras de quatro assentos, o entusiasmo foi imediato na Crossair. Em menos de um ano, diversos contatos técnicos e comerciais foram desenvolvidos e esta empresa tornou-se o cliente lançador do produto. Contudo, a Crossair colocou várias condições e requisitos adicionais, dentre eles que o novo jato deveria ser capaz de operar de/para o aeroporto London City e que sua entrada em serviço deveria ocorrer próxima à do 728Jet na Lufthansa, sua concorrente. Figura I.100 Estudo de uma configuração com de quatro fileiras de assentos e motores sob a asa para o EMBRAER 170. Em 11 de fevereiro de 1999, foi anunciado pela Embraer o pré-lançamento de um programa de aeronaves na faixa de assentos, porém sujeito à confirmação de um cliente lançador do novo produto. Em junho do mesmo ano, no Salão Aeroespacial de Le Bouget, foi anunciado um contrato inicial de venda para uma das principais operadoras regionais da Europa na época, a Crossair, no valor de US$ 4,5 bilhões. O contrato contemplava 50 encomendas firmes e mais 30 opções de um jato para 70 passageiros, denominado ERJ 170, 50 encomendas firmes e mais 30 opções de um jato para 108 passageiros, denominado ERJ , além de 25 encomendas firmes e mais 15 opções do jato ERJ 145. O Programa passou a ser denominado ERJ 170/ 190, prevendo uma nova forma de gestão, o emprego de novas e avançadas ferramentas de engenharia e novos processos de manufatura. Desde o início, definiu-se que comandos e controle de vôo fly-by-wire; as dimensões do produto; a simultaneidade de desenvolvimento dos vários modelos; a estrutura de parceria; os agressivos requisitos de desempenho e os prazos estabelecidos. Para fazer frente aos desafios, foi formada uma

119 equipe multidisciplinar com gestores das diversas áreas da Empresa que constituíram o time núcleo (Core Team) para a gestão do Programa. O estabelecimento de tempo de desenvolvimento de quarto anos, as restrições de recursos a serem investidos e a necessidade competitiva de emprego de tecnologias de ponta, ainda não totalmente dominadas pela Embraer, levaram à escolha de um modelo de parceria de risco inovador e abrangente. Os fornecedores/parceiros de risco foram criteriosamente selecionados, permitindo à Embraer atingir os objetivos de investimentos, custos, requisitos e prazos de seleção esperados. Foi necessária uma nova capacitação de gestão técnica e comercial Ao longo de todo o Programa do Embraer 170, surgiram oportunidades de interação com os clientes potenciais, sejam de empresas regionais ou majors, para a correta identificação dos requisitos de projeto. Neste contexto, foram implementadas reuniões de aconselhamento (Airline Advisory Board Meetings) e de direcionamento (Steering Group Meetings), e reuniões voltadas para a interação de pilotos e mecânicos com o avião (Man Machine Interface Meetings). Novas estruturas matriciais, presentes na área de engenharia desde 1995, foram levadas a outras partes da Empresa. Empregados foram co-localizados trabalhando exclusivamente para esse programa e a arquitetura industrial à base de parcerias de risco, inaugurada com o Programa ERJ 145, foi expandida e aprofundada. Para organizar a elaboração de especificações, desenhos e gestão da informação, os participantes da Joint Definition Phase (JDP, Fase de Definição Conjunta) foram divididos em dois grupos de projeto: Integrated Product Teams (IPT) e Design Build Teams (DBT). Durante a Fase de Definição Conjunta, os fornecedores se estabeleceram nas instalações da Empresa, em São José dos Campos. A equipe contou com 600 pessoas, entre empregados da Embraer e fornecedores, e suas atividades tiveram início em meados de julho de A JDP é a etapa do projeto durante a qual são detalhadas as exigências de desempenho de cada um dos sistemas do avião, assim como requisitos e especificações de integração funcional e física da aeronave. Além da engenharia, tomaram parte do processo equipes de manufatura, suprimentos, suporte ao cliente, operações de vôo, entre outras. Completadas essas revisões, as especificações foram congeladas, cada fornecedor voltou para sua empresa e iniciou o detalhamento do projeto, interagindo à distância com a equipe do Programa, através de uma inovadora rede dedicada chamada WEB 170, com grande capacidade para transmissão de dados com a segurança requerida.

120 d. Boeing 787

121 I.3 Mercado de aviação

122 II II.1 Projeto de aeronave de transporte Fases do Projeto Fase Atividades Objetivos Estudo de viabilidade Estudos de conceito ou projeto conceitual Projeto preliminar Projeto detalhado Produção Operação/ descomissionamento Análise de mercado; elaboração do plano de negócio; avaliação tecnológica Estimativa de custos de operação e fabricação; desempenho; primeiros ensaios em túnel de vento; CFD; MDO; arquitetura dos sistemas; seleção de parceiros e fornecedores Integração de sistemas; solução de problemas críticos de engenharia Construção de protótipos; desenhos de partes e componentes ; mock ups; bancadas de sistema; pássaro de ferro; ensaios em vôo Produção; preparação para entrada em serviço; plano de produção; campanhas de redução de peso e arrasto Certificação de oficinas de manutenção; boletins de serviço; acompanhamento da vida em fadiga Determinação da fatia de mercado; análise financeira Escolha da configuração, dimensionamento; seleção do motor; escolha de parceiros Definição completa da aeronave Certificação Manufatura, cadência de produção Suporte ao cliente/reciclagem do produto e seus componentes

123 Figura II.1 Vários tipos de aviões de linha.

124 II.2 Estudos de mercado Duas análises de mercado são apresentadas nesta seção relativas a um programa de uma jato regional (JR) de 50 assentos. São duas equipes de alunos de graduação em engenharia aeronáutica que fizeram as análises em Os textos das análises foram reescritos pelo autor do presente trabalho para melhor clareza e precisão de linguagem. Os seguintes requisitos de alto nível foram passados às duas equipes de projeto: Parâmetro Número de Mach máximo operacional (MMO) Capacidade máxima de passageiros Valor A ser definido pela equipe de projeto 50 Teto de serviço Distância de decolagem (MTOW, ISA, nível do mar) Máximo alcance com carga paga máxima Custo direto operacional (DOC) Para uma etapa de 900 milhas náuticas, decolagem ao nível do mar com MTOW e cruzando no teto de serviço Conforto na cabine de passageiros Janelas PAX Largura do corredor Nível de ruído interno na egião da asa Emissões LTO NO X Assinatura de ruído nos três pontos da ICAO A ser definido pela equipe de projeto 1700 m 1600 milhas náuticas 20% menor do que o do ERJ 145XR nas mesmas condições Com sistema de controle de intensidade de luz similar ao do Boeing 787 0,50 m -15 db em relação ao ERJ 145LR 30% menor que àquelas do ERJ 145XR -15 db abaixo do Estágio 4 Tabela IIb Especificações para o desenvolvimento de um avião de linha de 50 assentos. a. Equipe No. 1 O avião a jato de 50 assentos bem sucedido surgiu no início dos anos 1990, complementando o mercado dos turbo-hélices e, também, substituindo-os em várias rotas. A necessidade de voos menos custosos em rotas regionais foi uma oportunidade para empresas como EMBRAER e Canadair (posteriormente, adquirida pela Bombardier) dividirem o mercado de jatos de pequeno porte com seus jatos da família do ERJ 145 e CRJ-100/200, respectivamente. Esses pequenos aviões impulsionaram o mercado de aviação criando riqueza em cidades de médio porte por conta do turismo e aumento dos negócios. As empresas que os operavam eram intrinsicamente empresas de

125 baixo custo, que obtinham lucros maiores devido ao baixo custo de operação desses aviões, menores salários para os pilotos e altas taxas médias de ocupação. Contudo, a utilização desses aviões diminui substancialmente após a crise de 2008, causada por políticas neoliberais e elevação do preço do petróleo. A Tabela IIc mostra os principais tipos de aeronaves retirados de operação e estacionados em lugares com pouca humidade para ajudar na sua conservação; a Tabela IId mostra os aviões regionais de algumas companhias aéreas norte-americanas que estão em operação e que também foram retirados de serviço esperando dias melhores. Aircraft Type MD Boeing 737 (CFMI) Boeing 737 (JT8D) Boeing DC Tupolev Tu Boeing Bombardier CRJ Antonov An Yakolev Yak Airbus A Airbus A Boeing Antonov An Tabela IIc Tipos mais comuns de aviões retirados de operação (Fonte: AviationWeek, Companhia aérea Modelo Em operação Fora de operação American Eagle ERJ American Eagle ATR American Eagle ATR American Eagle SAAB Comair CRJ Comair EMB-120 Brasilia 0 7 ExpressJet CRJ ExpressJet ERJ ExpressJet ERJ Republic Airways Dash Republic Airways EMBRAER Tabela IId - Dados de frota de algumas companhias regionais norteamericanas em julho de 2014 (Fonte: airfleet.net).

126 Figura II.2 Jatos regionais estacionados no deserto. À esq.: CRJ-200; À direita: ERJ 135. A Fig. II.2 mostra alguns modelos de jatos regionais armazenados no deserto em face de sua operação ser deficitária. Os jatos de 50 assentos ou menos sofreram enormemente com a subida vertiginosa do preço do barril de petróleo nos anos 2000 (Figura II.3). Nos patamares atuais do preço do petróleo, aviões de menor capacidade se tornaram inviáveis de operar como atesta a Tabela IId. Outra razão que desfavoreceu os aviões de 50 assentos e menores foi o relaxamento de várias scope clauses por parte de várias companhias aéreas dos Estados Unidos. Scope clauses são cláusulas de acordo contratuais entre companhias áreas e associações de pilotos que impõem restrições sobre quantos e qual o tamanho da aeronave que uma companhia aérea regional pode operar. Devido a um grande número de companhias aéreas terem pedido concordata, eles conseguiram o relaxamento das scope clauses, permitindo que aeronaves de 70 assentos ou mais pudessem ser adquiridas. Figura II.3 Evolução do preço do barril do óleo cru. A Figura II.4 traça a eficiência energética, ou seja, a massa de combustível necessária para mover um passageiro uma milha, para vários jatos de transporte. Do gráfico, notase que a eficiência energética máxima se dá com aeronaves que apresentam cerca de 3000 milhas náuticas de alcance com carga típica de passageiros, como é o caso do Boeing A partir daí, a eficiência volta a cair com o aumento de alcance até cerca de 5200 milhas náuticas. Novamente, vê-se uma melhora da eficiência até chegarmos ao Boeing LR. Os jatos regionais normalmente têm alcance com

127 carga típica de passageiros menor do que 2000 milhas náuticas. Do gráfico, vê-se então queeles apresentam baixa eficiência energética quando comparados com os aviões de maior capacidade. O Fokker 70 tem a mesma asa do Fokker 100. Assim, ele está superdimensionado para transportar 79 passageiros em classe única e, por esta razão, revela um índice de eficiência energética relativamente ruim em relação aos aviões listados no gráfico da Fig. II.4. Figura II.4 Eficiência energética para vários jatos de transporte. As perspectivas para o mercado de aeronaves de até 50 assentos a princípio não são promissoras [1]. A análise desse tipo de mercado requer atenção ao mercado norteamericano, visto que ele possui uma grande frota regional, compreendendo 80% da mundial. Desse mercado regional, 42,6% são compostos por jatos de 50 assentos. Mas não se pode deixar de analisar o mercado de potências emergentes, que é onde realmente se podem encontrar boas oportunidades de negócio. Devido ao enorme aumento do preço do combustível, os custos de operação dos jatos de 50 assentos aumentaram consideravelmente. Dado esse panorama, a Bombardier fechou a linha do CRJ-200 e a EMBRAER, mesmo não tendo recebido mais pedidos para as aeronaves da família do ERJ 145, ela ainda mantinha os modelos em seu portfólio de produtos comercializáveis em Para se amortizar o aumento do custo direto operacional, CDO, as companhias aéreas têm operados e feito pedidos para jatos na faixa de assentos, principalmente que há rotas onde há demanda suficiente para manter uma alta taxa de ocupação. Apesar de as aeronaves maiores apresentarem um maior DOC absoluto, esse custo se dilui mais entre os passageiros para elas. Por exemplo, o DOC por assento seria de 23,2 dólares para o ERJ 145, enquanto que o do E170 seria de 22,86 dólares [2]. Além disso, a

128 receita do EMBRAER 170 seria maior para uma mesma taxa de ocupação média. Para manter isso, o objetivo das empresas é justamente manter essa alta taxa de ocupação para as aeronaves de maior capacidade de passageiros. Apesar do quadro atual pessimista, previsões da JADC (Japan Aircraft Development Corporation) apontavam em 2008 que até 2028 haveria uma demanda de 1108 aviões na faixa de assentos [3], conforme mostra a Figura II.5. Com base neste documento, a Equipe No. 1 de estudos de mercado avaliou, considerando a proporção do mercado norte-americano em 2013, que 1000 desses aviões seriam jatos de 50 assentos. Portanto, de acordo com esta equipe, caso uma empresa consiga garantir uma boa fatia nesse mercado, uma grande oportunidade de lucratividade, com um mercado estimado em 25,5 bilhões de dólares, iria surgir. Outra coisa importante a se considerar é a obsolescência das aeronaves de 50 assentos a jato, que foram projetadas no início dos anos 1990 e não receberam atualizações tecnológicas ao longo de todo esse tempo. Assim, os modelos atuais estarão ainda mais ultrapassados no futuro, para essa demanda prevista pela JADC em Nenhum fabricante aeronáutico ainda demonstrou interesse em investir em novos conceitos para aviões de 50 assentos. Portanto, haveria uma grande oportunidade no mercado para a empresa que for capaz de desenvolver um jato de 50 assentos com CDO menor. Ela terá grande chance de ser hegemônica nesse setor. Equipe 1. Figura II.5 Previsões de mercado de jatos comerciais de transporte de acordo com um estudo da Japan Aircraft Development Corporation [3] realizado em 2008.

129 Figura II.6 Previsões de mercado de jatos comerciais de transporte de acordo com um estudo da Japan Aircraft Development Corporation [4] realizado em Contudo, a própria JADC publicou um relatório em 2013, no qual a demanda futuro de jatos na faixa de assentos foi totalmente revista: dos 1108 aviões novos previstos no relatório de 2008, agora são apenas 146 (Fig. II.6). De acordo com os números do novo relatório, o desenvolvimento de um programa de jatos de 50 assentos é inviável. A Equipe 1 baseou-se no relatório de 2008 e, assim, prossegue com sua análise: da mesma forma que a demanda por aviões de 50 assentos foi grande quando o mercado regional emergia nos Estados Unidos, essa demanda tem grande potencial nos mercados emergentes como África, América Latina e Leste Europeu com o fortalecimento de seus respectivos mercados regionais nos próximos anos. Dados mostram que as perspectivas gerais para o mercado de aviação são boas dado que a expectativa de crescimento econômico mundial também é boa até Com a economia e mercado aquecidos, tende-se a criar mais empresas aéreas dispostas a lucrar; com mais concorrência, as empresas tenderão a investir em rotas alternativas para ganhar clientes, e se ter aviões de 50 assentos pode garantir-lhes uma alta taxa média de ocupação, para caso de rotas muito específicas. Dados esses argumentos, nota-se que a estimativa de 1108 aeronaves é totalmente viável para a análise de investimento, podendo ser considerada até uma estimativa pessimista. Assim, com esse número tem-se um bom indicativo de que o negócio possa ser promissor, por isso, é recomendável o programa de desenvolvimento de um jato de 50 assentos. O Governo Federal Brasileiro anunciou um pacote de investimentos de mais de R$ 7,3 bilhões de reais na expansão da aviação regional, com ampliação da malha de aeroportos regionais em todas as regiões do país. O projeto ainda inclui reformas e expansão da infraestrutura aeroportuária no Brasil [5]. Da mesma forma, dados mostram que expansões aeroportuárias na China e na Índia [6] também estão ocorrendo fortemente, conforme mostra a Figura II.7 e Figura II.8. Isso vai ao encontro da

130 expectativa de crescimento do mercado de aeroportos regionais em mercados emergentes. Com relação ao interesse de fabricantes aeronáuticos no mercado de 50 assentos, e com base em análises de relatórios da Boeing e da Airbus, constata-se que essas empresas não têm interesse em aeronaves menores do que 100 assentos. A canadense Bombardier acredita que o tamanho do mercado de 50 assentos é pequeno nos próximos anos, mas avalia que possa haver potencial para o crescimento na demanda devido aos mercados emergentes, no entanto, aparentemente não há movimentação para o desenvolvimento de um novo avião de 50 assentos, principalmente devidos a estouros de orçamento do programa do CSeries [7]. Por causa do menor porte da AVIC (Aviation Industry Corporation of China), acredita-se que é pequena a chance de ela querer concorrer na fabricação de jatos, uma vez que a Bombardier e a EMBRAER já se estabeleceram firmemente neste segmento de mercado; mas caso ela queira arriscar uma investida, provavelmente não ameaçará o a fatia de mercado das demais, conquistando apenas uma pequena parte do mercado. Figura II.7 - Congestão em aeroportos e planos de expansão na China (Fonte: Bombardier, [6]).

131 Figura II.8 Congestão em aeroportos e planos de expansão na Índia (Fonte: Bombardier, [6]). b. Equipe No. 2 Os jatos de 50 assentos explodiram no final dos anos 1990, quando foram encomendadas em grandes quantidades por companhias aéreas de todo o mundo. Tinham a preferência dos passageiros, possuíam bom alcance e custos operacionais razoáveis, estes jatos eram uma boa alternativa para suprir a crescente demanda por transporte aéreo regional. A explosão nas vendas, no entanto, foi passageira, com quedas vertiginosas nas vendas a partir do final dos anos 2000 (Figura II.9). As causas disso foram, sobretudo, as mudanças na situação econômica, com a alta no preço dos combustíveis tornando pouco rentável a utilização de um jato em rotas de baixa demanda e baixa distância. Assim, a partir da primeira década do século XXI, verificouse um ressurgimento da demanda por turbo-hélices, conceitos dos anos 80, como o ATR-42 e o Bombardier Q-400 voltando a registrar melhor índice de vendas. Além disso, o crescimento do segmento regional levou a uma procura por aviões de maior capacidade. Espera-se que nas próximas décadas as vendas de aviões de 60 a 100 lugares seja muito maior que aquelas de aviões de 50 assentos. Atualmente, este segmento do mercado vive uma situação ambígua. Com o envelhecimento da frota de jatos regionais, as companhias começam a procurar um substituto, mas não há alternativa completamente adequada no mercado. Embora os turbo-hélices possam ser utilizados em muitas das rotas antes servidas por jatos, existem algumas, notadamente as de longo alcance, em que somente jatos regionais são adequados. O crescimento do número de passageiros tende a gerar demanda por jatos maiores, mas em alguns mercados chave, como nos Estados Unidos, tais aviões são barrados por scope clauses (Fig.II.10) impostas por associações de pilotos.

132 Figura II.9 Entregas de jatos da Bombardier e EMBRAER [1]. Finalmente, espera-se um crescimento da demanda por aviões regionais em países em desenvolvimento, uma vez que o transporte regional é ainda incipiente nestas regiões. Espera-se, no entanto, que boa parte desta demanda seja atendida por turbo-hélices, bem como por jatos regionais usados. Figura II.10 Levantamento de scope clauses (cláusulas de comprometimento) de aquisição de aviões regionais por empresas aéreas norte-americanas [1].

133 Assim, a colocação no mercado de um novo jato de 50 lugares não oferecem boas oportunidades de negócios, dependem principalmente da situação econômico-financeira dos Estados Unidos, pois este é o principal mercado em potencial. Caso seja desenvolvido um jato capaz de competir em termos de CDO com os turbo-hélices, este provavelmente teria grandes chances no mercado regional. No resto do mundo, a demanda por essa classe de jato será muito baixa, devido à necessidade de aviões de maior capacidade e/ou menor custo por assento. Relatórios das principais fabricantes estimam a demanda por aviões de até 50 lugares em 300 a 400 unidades [8], sendo que aproximadamente 50% destes devem ser turbohélices. Assim, restam apenas de 150 a 200 unidades para o jatos. Então, a Equipe No. 2 concluiu pela inviabilidade de desenvolvimento de um jato de 50 assentos para suceder o ERJ 145 e o CRJ-200. Segmento em capacidade de assentos Frota em 2010 Entregas Descomissionamentos Frota em Total Tabela IIe - Previsão de mercado da Bombardier para o período [8].

134 Referências das análises de mercado [1] - Kownatzki, M., Hoyland, T., and Watterson, A., The 50-Seat Jet: A Plane with No Future. Think again!, Oliver Wyman Aviation, Aerospace&Defense, [2] - The FAA Commercial Aviation Forecast Conference; Washington, D.C. Convention Center, March 17, [3] - Japan Aircraft Development Corporation, Worldwide Market Forecast for Commercial Air Transport , June [4] - Japan Aircraft Development Corporation, Worldwide Market Forecast for Commercial Air Transport , June [5] - Secretaria da Aviação Civil Presidência da República, Governo Anuncia Programa de Investimentos em Aeroportos, publicado em 20/Dezembro/2012, disponível em [6] - Bombardier Aerospace, Commercial Market Forecast , Canadá, [7] - The Globe and Mail, CSeries Numbers Still don t Add Up, Setembro de 2013, disponível em: [8] - Bombardier Aerospace, Commercial Market Forecast , Canadá, 2011.

135 II.3 Análise financeira A análise da viabilidade econômico-financeira de um programa de desenvolvimento de produto envolve o cálculo de parâmetros financeiros do investimento para concluir se ele é viável ou não. Essa análise é usualmente iniciada após estudos de mercado. A estimativa de custos para o programa serve para estabelecer um preço final do produto, que o tornaria o programa viável e cobriria os custos envolvidos, de desenvolvimento e fabricação. II.3.1 Definições Na presente atividade são definidos os principais indicadores financeiros do programa relacionados com o produto final, tais como o custo-alvo do produto, as previsões de retorno do investimento e a análise de suas características, o Valor Presente Líquido VPL, a Taxa Interna de Retorno TIR, Método do payback (amortização) e o fluxo de caixa esperado com o novo produto. Essa análise da viabilidade econômico-financeira realizada durante o planejamento do programa é a referência inicial para as fases seguintes, no desenvolvimento do produto propriamente dito, torna-se um dos critérios mais importantes para de manter ou não a execução do programa. Existe a necessidade de uma revisão periódica dessa análise ao longo do programa, pois na atividade de planejamento, estão disponíveis apenas informações preliminares, e, portanto, passíveis de mudanças, sobre o ambiente em que o produto irá ser inserido. À medida que as fases do desenvolvimento vão ocorrendo, aproximam-se as condições reais do momento de lançamento do produto. A esta altura, aumentam-se, portanto, as certezas quanto às características que o produto deve adotar, sua atividade e receptividade no mercado, as condições desse mercado (concorrência efetiva, surgimento de novas tendências, mudanças econômicas etc) e sua relação quanto a preço/volume. Sendo assim, a análise de viabilidade econômico-financeira pode ser refinada e confrontada com a inicialmente planejada, para efeitos de aprendizado quanto à capacidade de previsão no início de um programa de desenvolvimento de produto. Essa revisão da viabilidade econômico-financeira ocorre ao final de cada uma das fases do desenvolvimento do produto, juntamente ou não Revisão Crítica do Produto (Critical Design Review). Pode também ocorrer a qualquer momento, quando grandes modificações do produto ou da administração do programa assim demandarem, para se verificar se o produto continuará financeiramente viável ou não. II.3.2 Mecanismos O principal elemento que justifica a existência de uma empresa é a geração de lucro. Para os investidores, porém, não basta que o projeto tenha um resultado positivo. Para um projeto de desenvolvimento ser atrativo, é preciso que a quantidade de lucro gerado, o retorno do projeto, seja melhor do que aquele que a empresa poderia obter com outros investimentos, por exemplo, aplicando no mercado financeiro. Portanto, a essência da avaliação econômico-financeira é medir o retorno do projeto de maneira comparável com outros investimentos. O primeiro passo que deve ser dado para a realização da análise econômica é a elaboração do fluxo de caixa, isto é, a definição do fluxo de entradas e saídas de dinheiro durante o ciclo de vida planejado para o produto.

136 II.3.3 Fluxo de Caixa O fluxo de caixa é um instrumento gerencial fundamental na tomada de decisões empresariais. Seus objetivos são a coleta e a organização dos dados e a geração de subsídios, para a análise de desempenho financeiro e para a realização de previsões orçamentárias. Os três componentes principais de um fluxo de caixa são: a. Investimento no novo produto: Corresponde aos gastos necessários para a geração de benefícios a longo prazo. É a quantidade de dinheiro gasta para o desenvolvimento das especificações e preparação para a produção do produto. Para determinar os gastos com o investimento devem-se levar em consideração alguns fatores: Tipo de programa de desenvolvimento de produto: dependendo do tipo de projeto o investimento pode ser maior ou menor. Por exemplo, no caso de um produto que deva der apenas ganhos incrementais em relação aos existentes, o investimento necessário deve ser menor do aquele de conceitos radicais. Isto se deve ao fato os produtos e processos serem derivados, híbridos ou com pequenas modificações em relação ao que já existe. Já os projetos radicais ou completamente inovadores envolvem a criação de um produto novo ou significativas modificações no produto ou processo já existente, requisitando novas tecnologias e materiais. Disponibilidade de recursos: referem-se aos gastos para adquirir recursos, como: pessoas, maquinário, equipamentos, veículos, utensílios, edificações e outros itens dessa natureza; necessidades de pagamento: de royalties, pelo uso de patentes, laboratórios e licenças; gastos com estudos, pesquisas de mercado, projetos e capacitação de profissionais; necessidade de possuir um capital de giro, inclusive para eventuais imprevistos. Uma forma de calcular o investimento necessário envolve a criação de contas específicas para cada programa, da qual sairiam todos os pagamentos e gastos efetuados. O maior desafio é computar o custo de pessoal, principalmente para os membros do time que dividem seu tempo entre vários programas. É preciso também definir claramente o momento em que os custos e receitas serão calculados. Geralmente, esse momento é o final da aprovação do lote piloto, pois, a partir desse momento, os produtos produzidos pela linha poderão ser comercializados dando início aos dois outros componentes do fluxo de caixa, as receitas e os custos e despesas de produção. b. Receitas: Corresponde a estimativa de venda de produtos e subprodutos que serão produzidos. Para o cálculo dessa estimativa, devem-se levar em consideração fatores tais como preço final e demanda dos produtos. Preço final do produto: este valor vai depender do mercado, no qual se deseja vender o produto, do produto produzido, e do lucro esperado pelo fabricante. Quanto maior o preço, menor a fatia de mercado. Pode-se estudar a variação desses dois fatores para se achar um bom compromisso entre lucratividade e fatia de mercado.

137 Demanda dos produtos: este valor vai depender do produto (produtos com alto valor agregado geralmente possuem um volume de venda menor), do mercado e da fatia de mercado que esse produto almeja atingir, do preço de venda, da analise locacional e de mercado. Para estimar a receita, é preciso estimar o valor da demanda dos produtos, em seguida, multiplicá-lo pelo preço final estimado. Além da receita gerada com as vendas, outros fatores devem ser levados em consideração, tais como subsídios governamentais, financiamentos e valor residual do investimento. c. Custos e despesas de produção: São os valores gastos diretamente e indiretamente para a produção e comercialização do produto. Os custos são os gastos com um bem ou serviços utilizados para a produção de outros bens. Cada empreendimento, pessoal ou empresarial, envolve dois tipos de custos: os recorrentes e os não recorrentes. Os custos isolados, muitas vezes chamados de custos de inicialização, são os não recorrentes. Os custos que ocorrem em uma programação regular são listados em um orçamento como custos recorrentes e devem ser considerados na fabricação dos aviões de série. Os principais custos são os seguintes: Matérias primas, embalagens, materiais auxiliares; mão-de-obra direta; consumo de energia elétrica, de água e de combustível; manutenção, seguros, aluguéis, diversos. As despesas são os gastos como um bem ou serviços utilizados para obtenção de receita. As principais despesas são: Despesas com vendas, financeiras e administrativas; Salários do pessoal administrativo; Impostos e taxas municipais. Convém diferenciar bem custos e despesas de produção dos investimentos, o que muitas vezes pode ser difícil. Por exemplo, os gastos de uma operação na produção que visa produzir uma peça do protótipo é investimento. O gasto da mesma operação em uma peça idêntica, após a liberação do lote piloto, que será comercializada deve ser já apropriada como custo direto, a ser contabilizado naquele produto específico. Após o início da produção seriada, quando alguns protótipos já não serão mais utilizados, algumas empresas os vendem com desconto para clientes. Isto deve ser levado em conta na elaboração da planilha de custos. O intervalo para o cálculo do fluxo de caixa depende da duração do ciclo de vida do produto. Um avião de linha, em geral, é concebido para ficar de 15 a 20 anos em operação e, por isso, o período utilizado é normalmente anual. Calculados esses valores, eles serão somados, obtendo-se um valor final do fluxo de capital, conforme apresentado na Figura II.11.

138 Figura II.11 Exemplo de dispêndio anual no desenvolvimento e produção seriada de um avião de linha. II.3.4 Indicadores Financeiros A Fig. II.1 representa uma previsão do montante de dinheiro que entrará ou sairá da empresa em cada um dos períodos (no caso anos) do ciclo de vida do produto. Para cocncluir se determinado projeto é economicamente viável, precisa-se avaliar e comparar esse fluxo com outros investimentos à disposição do dono da empresa. Nesse cálculo, deve-se levar em consideração que o dinheiro possui um valor dependente do tempo, isto é, receber R$ 500,00 hoje é diferente do que receber esse mesmo valor no próximo ano. Portanto, utilizam-se índices financeiros e parâmetros calculados com os dados do fluxo de caixa que permitem comparações e análises do desempenho financeiro do projeto. A seguir são apresentados três dos indicadores financeiros mais utilizados em projetos de desenvolvimento de produtos. a. Valor Presente Líquido - VPL Este método para análise de investimentos determina o valor presente de pagamentos futuros. Este método consiste em uma fórmula matemático-financeira simples em que o valor dos investimentos e do fluxo de caixa atual e futuro são convertidos para um valor equivalente na data atual por meio de uma taxa de conversão. Esta conversão é devido ao fato do valor aquisitivo do dinheiro sofrer alterações com o passar do tempo. A taxa de conversão utilizada neste método é a Taxa Mínima de Atratividade (TMA). A Equação II.1 apresenta a fórmula para o cálculo do VPL. t = período (anos ou meses) n FC n = tempo total do projeto t VPL t t0 (1 i) i = taxa mínima de atratividade (TMA) (II.1) FC = Fluxo de caixa por período

139 O Valor Presente Líquido de um projeto de investimento possui as seguintes possibilidades de resultado: Maior do que zero: significa que o investimento é economicamente atrativo, pois o valor presente das entradas de caixa é maior do que o valor presente das saídas de caixa. Igual a zero: o investimento é indiferente, pois o valor presente das entradas de caixa é igual ao valor presente das saídas de caixa. Menor do que zero: indica que o investimento não é economicamente atrativo porque o valor presente das entradas de caixa é menor do que o valor presente das saídas de caixa. Entre vários projetos, o mais atrativo é aquele que tem maior Valor Presente Líquido. Exemplo: A gerência de uma fábrica está considerando a possibilidade de instalar uma novnovo equipamento. A proposta de investimento envolve um gasto inicial de US$ 10000,00 objetivando uma redução de custo da ordem de US$ 1000,00 por ano, durante os próximos 10 anos. Sendo a taxa mínima de atratividade para a empresa de 10 % ao ano, deseja-se saber se o investimento é atrativo. Solução: Aplicando a Eq. II.1 temos: FC ,00; FC(1 10) 1000,00; e i 10 /100. Isto resulta um valor presente líquido, VLP, de US$ -3855,43, indicando que o investimento não é viável. Pode-se fazer o problema inverso, achando-se o mínimo valor da redução de custo que torna o investimento indiferente. Para isso usa-se o código MATLAB a seguir: function vpl() clc clear all n=11; i=10/100; FCi=-10000; FCstart=2000; [solucao, valor]=fsolve(@resvpl,fcstart,[],fci,n,i); fprintf('\n Valor da reducao de custo para empate do investimento = $ %7.2f \n',solucao) fprintf('\n Valor Present Liquido (VLP) = $ %7.2f \n',valor) function vplval=resvpl(x,fci,n,i) FC(1)=FCi; FC(2:n)=x; for j=1:n t(j)=j-1; end for j=1:n vp(j)=fc(j)/((1+i)^t(j)); end vplval=sum(vp); O valor para este problema para empate do investimento é uma redução anual de custo de US$ 1627,45 ao longo de dez anos.

140 b. Taxa Interna de Retorno - TIR Estabelece a taxa econômica necessária para igualar o valor de um investimento com seus retornos futuros. Significa a taxa de remuneração que deve ser fornecido pelo projeto de modo que este iguale o seu investimento, após um período. A TIR é calculada utilizando-se a mesma fórmula descrita anteriormente, porém igualando-se o VPL a zero e utilizando a TIR como incógnita de taxa de conversão. Posteriormente a TIR é comparado com a TMA da empresa para verificar o desempenho do projeto, podendo ser: Maior do que a TMA: significa que o investimento é economicamente atrativo. Igual à TMA: o investimento está economicamente numa situação de indiferença. Menor do que a TMA: o investimento não é economicamente atrativo, pois seu retorno é superado pelo retorno de um investimento sem risco. Entre vários investimentos, o melhor será aquele que tiver a maior TIR. c. Método de amortização (Payback) O payback é um dos métodos mais simples e, talvez por isso, de utilização muito difundida. Consiste, essencialmente, em determinar o número de períodos necessários para recuperar o capital investido. Tendo essa avaliação, a administração da empresa, com base em seus padrões de tempo para recuperação do investimento, no tempo de vida esperado do ativo, nos riscos associados e em sua posição financeira, decide pela aceitação ou rejeição do projeto. A forma mais fácil de calculá-lo é simplesmente acumulando as entradas e saídas e determinando o período em que houve a transição de um valor positivo para negativo. II.3.5 Recomendações para análise de viabilidade econômica Cada um dos indicadores financeiros resulta em informações diferentes, que podem ser utilizadas de maneira complementar. O VPL é um método que fornece uma boa noção do montante que será obtido com o programa, isto é, o valor que será captado, porém, ele não permite uma comparação fácil com outros investimentos. Esse aspecto é grande vantagem da informação obtida na TIR, que fornece um valor facilmente comparável. É importante destacar que os métodos anteriormente citados dependem de estimativas, tais como as da: demanda do produto pelo mercado; expectativa de crescimento; do preço de venda do produto aceito pelo consumidor final; dos custos envolvidos na produção do produto, sendo essencial a participação e o comprometimento de diferentes partes da organização, principalmente do marketing, engenharias e vendas. Existem programas que retornam um bom montante (VPL altamente positivo) e rentáveis (TIR acima da taxa de atratividade), mas cujo período de retorno de investimento é longo, significando que a empresa terá de amargar um bom período de

141 dispêndio financeiro até a obtenção de lucro. Portanto, o cálculo desses três indicadores é recomendável: a. Premissas para o cálculo da viabilidade A definição das premissas é o ponto mais estratégico para se realizar a análise de viabilidade. As premissas englobam as previsões da demanda futura; o preço de se conseguirá praticar; o custo resultante da operação e basicamente as taxas que servirão de referência no futuro. Não é fácil prever todas essas informações e por isso são consideradas premissas para a análise. b. Monitoramento da viabilidade durante o desenvolvimento do produto A análise da viabilidade econômica normalmente é realizada no início do desenvolvimento de produto e raramente é revisada. Não há sentido em recalcular o investimento, pois o dinheiro gasto não é reavido. Porém, uma simulação de toda a análise, ajustando as premissas e verificando de novo os indicadores pode fornecer uma visão de quanto a empresa acerta nas suas previsões. Monitorar a análise de viabilidade é importante para se tomar decisões (por exemplo, nos Gates) durante o desenvolvimento para saber se aquele produto / serviço ainda é viável ou não diante de possíveis mudanças das premissas (concorrente lançou algo similar primeiro e os volumes de venda não serão os mesmos; crises financeiras; mudanças nas taxas de referência; etc). c. Ponderar a análise com possíveis riscos Quando uma análise de viabilidade é feita, parte-se do pressuposto que todas as premissas adotadas estão corretas. Porém, existem riscos que vão além dessas premissas. Basicamente, classificam-se riscos em duas categorias: riscos tecnológicos e riscos mercadológicos. Os riscos da primeira categoria tratam de questões associadas à probabilidade de sucesso (ou fracasso) da tecnologia e soluções adotadas. Isso é mais importante de ser analisado no caso de inovação em tecnologia. Os riscos mercadológicos consideram o sucesso (ou fracasso) que um produto / serviço pode ter no mercado. Deve-se, portanto, ponderar esses riscos, assim como as premissas quando se realiza a análise de viabilidade dos projetos de desenvolvimento. Ou seja, aquele VPL calculado (por exemplo) só daria certo se existir riscos baixos. Imagine a comparação de dois projetos de desenvolvimento. O primeiro com um VPL alto e o outro com VPL baixo. Qual deve ser priorizado? Depende do risco também. Se a probabilidade de sucesso do segundo for muito maior do que o primeiro, em uma análise de balanceamento do portfólio de projetos de desenvolvimento, pode ser que a segunda opção seja priorizada. II.3.6 Exemplo de análise financeira Cada empreendimento, pessoal ou empresarial, envolve dois tipos de custos: os recorrentes e os não recorrentes. Os custos isolados, muitas vezes chamados de custos de inicialização, são os não recorrentes. Os custos que ocorrem em uma programação regular são listados em um orçamento como custos recorrentes e devem ser considerados na fabricação dos aviões de série. Nessa seção, a metodologia típica de estimação do custo de um programa de avião de transporte e sua viabilidade é apresentada. Aqui, o mesmo avião especificado no capítulo anterior (análise de mercado) é utilizado, ou seja, um jato regional de 50 assentos. Será considerada a análise levada a cabo pela Equipe No. 1, que conclui que há um mercado a ser explorado com boas oportunidades de negócio.

142 Primeiramente, custos recorrentes e não recorrentes são calculados e analisados. Em seguida, é feita uma estimativa do fluxo de caixa e do valor presente líquido do programa. Finalmente, a viabilidade do programa é analisada. A duração de quatro anos foi considerada para a fase de desenvolvimento da aeronave. a. Custos não recorrentes O custo da mão-de-obra foi estimado utilizando-se uma média ponderada do custo de hora típica de trabalho de um fabricante aeronáutico e em seus parceiros, considerando uma participação de 30% dos parceiros no custo não recorrente das aeronaves (Tabela II.f). Os custos da Tabela IIf são relativos a maio de 2015, com o cálculo da inflação estimado em Participação Custo homem/hora (US$) Fabricante aeronáutico 70% 41,72 Parceiros 30% 83,44 Média 54,24 Tabela IIf Custo da hora trabalhada. O custo total do trabalho foi obtido pela soma dos custos de cada área do desenvolvimento da aeronave. Para essa estimativa, consideraram-se também as horas de trabalho necessárias para o desenvolvimento e aprendizado de novas tecnologias como a utilização de estruturas em compósito desenvolvidas pelos parceiros e a utilização de solda por fricção (Friction Stir Welding ou FSW). Os resultados obtidos podem ser observados na Tabela IIg, bem como o custo associado.

143 Disciplina /Atividade Horas Total de administração e gerenciamento do programa Projeto Preliminar Interior Estrutura Elétrico/Eletrônico Mecânico Hidráulico Propulsão Total de engenharia Aerodinâmico Aeroelasticidade Desempenho Estrutura Interior Elétrico/Eletrônico Mecânico Hidráulico Propulsão Certificação Controle de configuração Documentação técnica Total de teste e validação Teste no Solo Teste de Sistemas Ensaio em vôo Instrumentação Pilotos Protótipos RIGS Protótipos/Corpo de prova Manutenção dos protótipos Ferramental Processos e métodos Controle de Qualidade Total Suporte ao produto Boletim de Serviço Partes sobressalentes Manuais de Operação Serviço ao consumidor Documentação Suporte técnico Plano de manutenção Total de horas de trabalho Tarifa média 54,23 TOTAL (US$) ,87 Tabela IIg Distribuição de carga de horas para várias atividades do desenvolvimento.

144 A divisão do trabalho considerada ao longo do tempo é mostrada na Tabela IIh: Ano Distribuição US$/Ano % , % , % , % ,89 Tabela IIh Desembolso do custo de mão de obra ao longo do tempo de desenvolvimento do produto. A Tabela IIi ilustra a estimativa feita para o custo de infraestrutura. Foi considerado que a empresa já comercializou aviões na faixa de 50 assentos e a linha de produção será readequada para a fabricação do avião a ser desenvolvido. Também, foi levada em conta a fabricação de novos ferramentais, adequação de estágios de produção e adaptação dos hangares, bem como o custo de investimento da nova tecnologia de soldagem a fricção (Friction Stir Welding ou FSW). O cronograma para as alterações na linha de produção enfoca o primeiro ano do desenvolvimento, como pode ser observado na Tabela IIj, que apresenta a distribuição da atualização da linha de produção durante o período de desenvolvimento do produto. A composição dos custos gerais e o cronograma de desembolso ao longo do período de desenvolvimento da aeronave são dadas pelas Tabelas IIk e IIl, respectivamente. Infraestrutura US$ Máquinas e equipamentos FSW - máquinas/ferramental/construções Protótipos Readequação da linha de produção existente Investimento em informática Instrumentos de controle/medida Material de escritório Aplicativos de informática e códigos computacionais (Software) Outros investimentos Custo total de infraestrutura e materiais Tabela IIi Componentes do custo de infraestrutura. Ano Ponderação US$/Ano % % % % Tabela IIj Cronograma de desembolso financeiro para infraestrutura.

145 Custos gerais US$ Comunicação ,00 Instrumentação de ensaios em vôo ,00 Ferramental ,00 Viagens ,00 Mão de obra terceirizada (Parceiros) ,00 Mão de obra terceirizada ,00 Combustível ,00 Total do custo geral ,00 Tabela IIk Composição dos custos gerais. Ano Distribuição US$/Ano % , % , % , % ,00 Tabela IIl Desembolso dos custos gerais ao longo do período de desenvolvimento. O custo não recorrente estimado pode ser observado na Tabela IIm Também, o porcentual referente a parte do fabricante de aviões é indicado. Na Fig. II.13, pode ser observada a distribuição ao longo dos quatro anos do investimento inicial, além da contribuição de casa um dos principais contribuintes para o custo não recorrente. Ano Trabalho Infraestrutura e Material Gastos Gerais Fabricante de aviões (70%) Fabricante+ parceiros TOTAL Tabela IIm Cronograma de dispêndio dos gastos não recorrentes (US$). Figura II.13 Visão geral do custo não recorrrente.

146 b. Custo recorrente O custo recorrente é dependente do ciclo de vida da aeronave, e é calculado para cada aeronave. O custo recorrente pode ser dividido em: materiais, trabalho, vendas, gerenciamento de processos e outros custos diversos. Nota-se que além do trabalho, os outros custos são fixos no tempo, já o trabalho apresenta uma curva de aprendizado, tendo um custo que diminui com o tempo, devido à aceleração do processo de fabricação. Os custos relativos aos materiais podem ser divididos em alguns poucos componentes. Utilizando-se de um método simplificado, é possível determinar os componentes partir de parâmetros adimensionais utilizados pelos fabricantes aeronáuticos, corrigidos pela inflação. O resultado pode ser observado na Tabela IIn. Componente s Trem de Pouso Comandos e controles de voo US$/ Parâmetro Parâmetro kg de peso máximo de decolagem pé² de área de asa Valor do parâmetro Fator de Complexidade Custo (em 1000 US$) kg 1, pé² 1,4 654 Motores unidade 2 unidades 1, Naceles Diâmetro em polegadas 63 in Interiores passageiro 50 pax Sistema Elétrico Eletrônicos Estruturas 143 Sistema de Combustível 8940 kva 75 kva 1, Custo por uma unidade altamente integrada kg de peso máximo de decolagem pé² de area de asa 1 unidade 0, kg 1, pé² 1 64 Tabela IIn Custo recorrente Material. TOTAL Nota se na Tabela IIn a coluna fator de complexidade. Tal fator deve ser levado em consideração para ajuste fino dos parâmetros adimensionais. O trem de pouso possui um fator de complexidade 1,2 por se encontrar próximo a região da asa, o que requer grande esforço de projeto e integração com a estrutura da asa e fuselagem. Já os comandos e controles de voo apresentam um fator de complexidade de 1,4, pois neste caso foi escolhido um sistema completamente fly-by-wire. Além disso, os sistemas elétricos apresentam 1,3 pelo viés de substituições de sistemas convencionais por elétricos (dentro da filosofia More Electral Aircraft ou MEA). Os motores apresentam um fator

147 de complexidade 1,1 devido ao uso de geared turbofan (redução no eixo) para maior eficiência de consumo. Este tipo de motor mais pesado do que o turbofan convencional, dificultando a sua integração na aeronave. Finalmente, as estruturas apresentam uma complexidade 1,5 devido a utilização de materiais compostos, que costumam ter um processo de fabricação mais complexo do que estruturas metálicas. O cálculo da parcela do custo recorrente devido à mão-de-obra é feito diretamente pela carga horária necessária para a produção da aeronave. Para a estimativa da carga horaria por aeronave adotou-se uma curva de aprendizado de 12% para a primeira aeronave e 2% no fator de aprendizado. O custo médio da mão de obra é de 25 dólares por hora. Utilizando uma previsão de 60% de fatia de mercado (market share), obtém-se os custos apresentados na Tabela IIo. Ano Entregas (considerando 60% de fatia de mercado) Horas de trabalho por unidade Custo do trabalho por unidade (1000 US$) Custo de trabalho (1000 US$) Tabela IIo Parcela da mão-de-obra no custo recorrente. Além dos custos antes abordados, deve-se destacar o custo de vendas, de processamento e outros custos diversos. Esses custos serão determinados por meio de uma porcentagem de outros custos recorrentes. Uma boa estimativa para o custo de venda é tomá-lo como sendo 17% do custo de materiais e trabalho. Já o custo de processamento, que inclui suporte ao processo, controle de qualidade gerenciamento de despesas, pode ser estimado com 8% dos custos de materiais e trabalho. Finalmente, os custos diversos, como publicações técnicas e treinamento da equipe de suporte ao cliente, pode ser estimado como 5% do custo de materiais. A Tabela IIp reúne todos os custos recorrentes e fornece o cronograma de dispêndio financeiro para cobri-los. A Fig. II.14 ilustra o percentual dos componentes no custo recorrente.

148 Ano Entregas Custo de Materiais Custo de Trabalho Custo de Vendas * Custos Diversos ** Custo de Processamento *** Total Anual Total * 17% do Custo de trabalho e materiais ** 5% do Custo de materiais *** 8% do Custo de trabalho e materiais Tabela IIp Dispêndio financeiro para cobrir os custos recorrentes. Figura II.14 Percentual dos componentes do custo recorrente. Com base no estudo do mercado, a fatia de mercado de 60% foi definida pela equipe do programa. De posse deste valor, é possível então determinar um valor de venda da aeronave com base nos seguintes pontos: Custo. Competitividade do Preço. Equalização do investimento (Break even). Taxa Interna de Retorno. Dessa forma, com um preço definido, podem-se calcular os fluxos de caixa (Fig. II.15), e a viabilidade do programa. O preço de venda que melhor se adequa aos pontos citados é de 23 milhões de dólares. Esse valor apresenta-se competitivo no mercado, sendo meio milhão de dólares menor que o competidor com menor preço na categoria. De acordo com a Fig. II.15, a recuperação do investimento, break even, acontece no quinto

149 ano de produção da aeronave com a marca de 217 produzidas, com uma boa margem em relação ao total previsto de 656 aeronaves a serem comercializadas. A taxa de retorno é 19,9% do valor total investido ao longo de todo o ciclo de vida do programa, incluindo-se o custo recorrente de cada aeronave. Tal margem possui o valor de 2,5 bilhões de dólares em Figura II.15 Fluxo de caixa do programa do avião de 50 assentos. Utilizando-se o conceito de Valor Presente Líquido, utilizando-se uma taxa máxima de atratividade de 10%, para 2015, tem-se que a taxa de retorno de 13,2% e um lucro absoluto de 746 milhões de dólares em valor presente líquido de Dessa forma, nota-se que o programa é bem rentável e apresenta um ponto de break even relativamente rápido. Analisando-se o pior caso, uma fatia de mercado de apenas 30%, tem-se uma quantidade de 328 aeronaves, o que é suficiente para garantir ainda um ponto de retorno do investimento.

150 II.4 Projeto conceitual O projeto conceitual ou, para muitos, estudos de conceito, se dá após a fase inicial na qual a viabilidade de um programa de aeronave é analisada conclusivamente. Na fase conceitual, define-se a configuração da aeronave que melhor atenda aos requisitos de mercado, certificação, fabricação e outros que venham a ser definidos. Durante esta fase, as necessidades do mercado-alvo são identificadas, conceitos de produtos alternativos são gerados e avaliados, e um deles é então selecionado para desenvolvimento posterior. Além dessas atividades, o projeto conceitual de aeronave aborda alguns aspectos iniciais de projeto de subsistemas, tais como escolha do grupo motopropuslor, dimensionamento inicial do trem de pouso, arquitetura sistemas ambientais e outros. É importante ressaltar que o projeto conceitual moderno faz uso de plataformas computacionais de cálculo e otimização multidisciplinar, onde as várias disciplinas envolvidas são tratadas concomitantemente. A Tabela IIq contém o escopo desta fase de desenvolvimento de aeronave.a Fig. II.16 indica vários tópicos im portantes que devem ser abordados de forma muito cuidadosa no projeto conceitual; a Fig. II.17 mostra o ciclo de tarefas para o projeto da aeronave em questão. O estabelecimento de requisitos inicia-se com pesquisas de mercado, identificada com opiniões de clientes, empresas de manutenção, pilotos ou quaisquer outros agentes considerados relevantes. Deve-se olhar também a necessidades de reposição de frotas, produtos competidores existentes ou em desnevolvimento. Os requisitos devem cobrir diferentes aspectos tais com nível de conforto, adoção de novas tecnologias, desempenho, custos operacionais, data de entrada em serviço, impacto ambiental, vida útil e outros. Requisitos inadequados conduzem a aeronaves inadequadas que serão rejeitadas pelo mercado. Exemplos disso são o CBA-123 e o SAAB 2000 (Fig. II.18), os quais levaram as respectivas empresas a quase fecharem as portas.

151 Item Revisão de requisitos Orçamento detalhado Estudo de várias configurações Dimensionamento Layout estrutural Desenhos técnicos Seleção do motor Ensaios Arrazoado/Observações Requisitos podem sofrer alteração, principalmente os advindos de mercado O orçamento advindo da fase anterior é retrabalhado, adquirindo maior nível de detalhes e precisão Várias configurações são propostas e é selecionada aquela que melhor atenda aos requisitos, que são compostos de objetivos, parâmetros e restrições Fuselagem, asa e outros componentes são dimensionados e integrados A estrutura usualmente não é dimensionada, mas o arranjo de partes tais como nervuras, longarinas, cavernas, painéis de acesso é estabelecido TD (Technical description): sistemas da aeronave EBD (Engineering Basic Data): desempenho e layout estrutural O motor e, portanto, o seu fornecedor é escolhido de acordo com requisitos tais como capacidade de sangria de ar, tração, consumo, dimensões, etc... Nesta fase, usualmente realizase algumas campanhas de ensaio em túnel de vento. Tabela IIq Escopo da fase de projeto conceitual.

152 Figura II.16 Tópicos importantes que devem ser abordados no projeto conceitual. Fig. II.17 Atividades típicas do projeto conceitual.

153 II.4.1 Estabelecimento de requisitos de projeto Conceitualmente, a análise de requisitos inclui três tipos de atividades: Elicitação dos requisitos: é a tarefa de comunicar-se com os usuários e clientes para a elaboração dos requsitos. Análise de requisitos: determina se o estado dos requisitos é obscuro, incompleto, ambíguo, ou contraditório e atua-se de modo a resolver os problemas. Registros dos requisitos: os requisitos podem ser documentados de várias formas, tais como documentos de linguagem natural, casos de uso, ou processo de especificação. Análise de requisitos pode ser um processo longo e árduo. Novos sistemas ou produtos mudam o ambiente e a relação entre as pessoas. Então, é muito importante identificar todos os envolvidos, levando em conta todas as suas necessidades e assegurando que eles compreenderam as implicações dos novos sistemas. Os analistas podem empregar várias técnicas para elicitar os requisitos dos clientes. Historicamente, isto envolve coisas tais como organizar entrevistas ou grupos focais (workshops) e a criação de lista de requisitos. Técnicas mais modernas incluem prototipação, modelos em escala ou fabricação de mock-ups, e casos de uso, onde o analista irá aplicar uma combinação de métodos para estabelecer os requisitos exatos das partes interessadas, tal que um sistema que atenda as necessidades do negócio seja produzido. Alguns dos problemas que podem inibir a obtenção dos requisitos: Usuários não sabem o que eles querem. Usuários que não querem concluir a escrita do conjunto de requisitos. Comunicação com o usuário é lenta Os usuários frequentemente não participam nas revisões ou são incapazes de fazer isto. Os usuários são tecnicamente poucos sofisticados. Os usuários não entendem o processo de desenvolvimento. Isto deve levar a situações onde os requisitos do usuário continuam mudando mesmo quando o desenvolvimento do sistema ou produto já se iniciou. II Estudo de caso: CBA-123 e SAAB 2000 Na segunda metade da década de 1980, a EMBRAER estava buscando um sucessor do bem sucedido Bandeirante, o qual atingiu a marca de 500 unidades fabricadas. Pesquisas de mercado com possíveis operadores indicaram que a nova geração de aviões regionais deveria proporcionar maior conforto e ser mais veloz. Assim, a EMBRAER iniciou os estudos de conceito e uma configuração pressurizada com motores turbo-hélices posicionados na cauda surgiu, um arranjo de motores não convencional. O modelo foi designado pela EMBRAER de EMB-123. A razão do posicionamento dos motores na cauda é simples: por conta do requisito de maior velocidade, os motores necessitavam ser mais potentes (O EMB-123 seria equipado com motores de shp). Deste modo, se fossem colocados na asa, o ruído gerado na cabine de passageiros causaria muito desconforto, comprometendo o requisito de maior conforto apontado pelos operadores. Adicionalmente, em caso de falha de motor, o momento causado pela tração do motor em funcionamento iria requerer um

154 estabilizador horizontal de grandes dimensões. Posteriormente, o Presidente brasileiro à época José Sarney assinou com o Presidente argentino Raúl Alfonsin um acordo de cooperação Brasil-Argentina. A partir daí, a Fábrica Militar de Aviones de Córdoba (FAMA) juntou-se à EMBRAER no desenvolvimento e o avião passou a ser designado CBA-123 (advindo de Cooperação Brasil-Argentina). O CBA-123 (Fig. II.18 e Tabela IIr) também incorporou sistemas avançados como freio de carbono e a fuselagem traseira foi reprojetada assumindo um formato de garrafa de coca-cola para melhorar a eficiência propulsiva das hélices. O CBA-123 teria um preço de lista de US$ 5,5 milhões, o que na época afastou compradores. O programa do CBA-123 foi encerrado em 1992, após a construção de três protótipos. Um deles foi restaurado e encontra-se em exibição ao ar livre dentro da área ocupada pelo Memorial Aerospacial Brasileiro (MAB), em São José dos Campos, São Paulo, Brasil (Fig. II.8). Figura II.18 CBA-123 (à esquerda) e SAAB Da mesma forma como ocorreu com a EMBRAER, a empresa sueca SAAB realizou estudos de mercado e, novamente, os operadores indicaram que desejavam aviões com maior velocidade e conforto para os passageiros. Em 1988, a SAAB iniciou o desenvolvimento do SAAB 2000 (Fig. II.8), um bi-turbo-hélice pressurizado capaz de transportar 50 passageiros. O SAAB 2000 voou pela primeira vez em 1992 e entrou em operação em O modelo era capaz de cruzar a 665 km/h (370 nós). Para atender ao requisito de nível de ruído na cabine de passageiros (conforto), a SAAB incorporou um sistema ativo de mitigação do ruído de fundo, o qual usava microfones e alto-falantes distribuídos na cabine. O volume de vendas do Saab 2000 foi pequeno. O maior comprador do modelo foi a Crossair, uma empresa aérea regional, na qual a Swissair tinha participação de 56%. A Crossair adquiriu 34 aeronaves e ainda estava operando-as em Devido à demanda limitada, a SAAB cessou a produção do SAAB 2000 em No ano 2000, cinquenta e quarto unidades do SAAB 2000 ainda estavam em serviço. Quais foram as razões para o insucesso comercial do CBA-123 e do SAAB 2000? Para ajudar a responder esta questão, algumas observações são feitas com bases em informações constantes em reportagens que saíram em várias revistas especializadas em aeronáutica e aviação. a. CBA-123 À EMBRAER foi prometido que algumas encomendas governamentais por parte da Argentina e Brasil iriam ocorrer. No entanto, elas não aconteceram e a EMBRAER se viu obrigada a recorrer aos bancos privados para continuar com o desenvolvimento do CBA-123. Isto, aliado ao custo de desenvolvimento do jato EMB-145 (Fig. II.19) levaram a empresa a um estado falimentar, tendo que contar com ajuda governamental para continuar existindo e resultando na privatização no final de No final dos anos 1980, o Brasil passava por uma grave crise financeira e esta foi a razão da EMBRAER carecer de apoio governamental para o desenvolvimento do CBA-123.

155 Parameter CBA-123 Jetstream 31 Velocidade máxima de cruzeiro: 612 km/h 488 km/h Alcance com carga paga máxima: 925 km 1260 km Teto de serviço: m ( pés) m ( pés) Área alar: 27,2 m 2 25,2 m 2 Diâmetro da fuselagem central: 2,28 m 1,83 m Peso máximo de decolagem: kg kg Distância de decolagem (peso máximo de decolagem, nível do mar, ISA): m m Tabela IIr Dados comparativos entre o CBA-123 e o Jetstream 31. Figura II.19 Anúncio da EMBRAER no ano de 1990 promovendo os seus principais produtos para a aviação regional: o EMB-145 ao alto; o EMB-120 Brasilia à esquerda ; e o CBA-123 para 19 assentos à direita.

156 Comumente, os anos 80 são chamados de década perdida no que se refere ao desenvolvimento econômico. Vivido pelo Brasil e por outros países da América Latina, esse período de estagnação formou-se com uma retração agressiva da produção industrial e do PIB mundial. Na maioria destas nações, os anos 1980 são o mesmo que crise na economia, inflação, crescimento baixo do Produto Interno Bruto (PIB), volatilidade de mercados e aumento da desigualdade social. No que se refere à economia brasileira, durante os anos 80, foram verificadas reduções no PIB, sendo que o crescimento médio que era de 7% (anos 1970) caiu para 2% na década de Fora isso, as taxas internacionais de juros, que aumentaram por conta da inflação norteamericana, causaram um crescimento da dívida do Brasil com os EUA, além do aumento do déficit público. A dívida interna seguia o mesmo caminho, aumentando cada vez mais por causa da política fiscal expansionista do Governo brasileiro. Costuma-se dizer que os anos 1980 foram o enterro da expansão vivida nos anos 1970, que ficou conhecida como milagre econômico. Assim, o cenário econômico-financeiro daquela época teve um grave impacto no desenvolvimento do CBA-123, que foi considerado muito sofisticado e caro demais para o mercado a que se destinava. A EMBRAER chegou a cogitar a reprojetar o CBA- 123 para torná-lo menos sofisticado e de menor preço de aquisição, mas a falta de capital e as necessidades de investimento no programa do EMB-145 fizeram com o que o programa do CBA-123 fosse abandonado. O CBA-123 tinha o diferencial de maior espaço na cabine de passageiros em relação aos aviões existentes, pressurizados e não pressurizados, além de melhor desempenho. Contudo, o mercado não estava mesmo disposto a pagar a mais por esses atrativos. O beijo da morte do programa do CBA-123 veio com a Guerra do Golfo no início dos anos 1990, o que ocasionou uma retração enorme do mercado de aviação. O programa, que havia sido iniciado em 1986, foi cancelado em Figura II.20 Beechcraft 1900D, aeronave pressurizada para 19 passageiros. O certificado de que o mercado do CBA-123 era significativo veio com o montante de vendas do Beechcraft 1900 (Fig. II.20), o qual, de acordo com a Wikipedia ( 695 unidades foram fabricadas. O Beechcraft 1900 originou-se do turbo-hélice Beechcraft Super Kingair, com capacidade para 13 passageiros. O 1900 realizou o seu primeiro voo em 1992 e entrou em serviço em Os competidores pressurizados que já estavam em operação por ocasião do início do desenvolvimento do 1900 são o Jetstream 31 e o Fairchild Swearingen Metroliner,o primeiro com 386 e o último com 600 unidades vendidas (Informações da Wikipedia). b. SAAB 2000

157 De modo análogo ao ocorrido com a EMBRAER no caso do CBA-123, a empresa SAAB fez a mesma leitura dos desejos e necessidades do mercado, porém incompleta. A EMBRAER não se pautou pelo preço que o mercado estaria disposto a pagar por um avião de 19 assentos; e a SAAB pela motorização que o mercado ansiava à época para um avião regional de 50 assentos: eles queriam jato. Alguns acidentes fatais com aviões turbo-hélice nos Estados Unidos no início dos anos 1990 causaram grande temor por este tipo de aviões entre os passageiros. Aliado a isto, surgiram alguns motores a jato na faixa de tração para uma aeronave de 50 passageiros no mercado, o Allison AE 3007 e o General Electric CF-34, notadamente. Esses motores econômicos permitiram o desenvolvimento de uma nova geração de aviões a jato, ocupando o a fatia do mercado antes dominada pelos turbo-hélices. A pioneira na consideração da introdução do jato de 50 assentos na década de 1990 foi a empresa norte-americana COMAIR. A COMAIR operava o turbo-hélice EMB-120 Brasilia e por conta disso iniciou entendimentos com a EMBRAER para a aquisição de um jato de 45 assentos, no que viria a se tornar o EMB-145 (rebatizado pela EMBRAER posteriormente de ERJ 145, com a capacidade aumentada para 50 assentos). Contudo, por causa da crise financeira que a EMBRAER atravessava e, também, por causa de decisões erradas no tocante a configuração do EMB-145, que inicialmente dispunha de motores sobre a asa (Fig. II.19), a COMAIR acabou se voltando para a Canadair (atualmente, Bombardier). Ela e a Lufthansa foram as pioneiras na introdução bemsucedida do jato regional de 50 assentos, no caso o CRJ-100 (Fig. II.21) que entrou em operação em A EMBRAER continuou com o desenvolvimento do EMB-145, que entrou em operação no início de 1997 com a Continental Express (Atualmente, Express Jet). Também o CRJ-100/200 e os aviões da família do ERJ 145 registraram a marca expressiva de mais de mil unidades comercializadas. Figura II.21 Canadair CRJ-100. O SAAB 2000 custava quase o mesmo de um jato regional, que embora apresentasse maior consumo de combustível permitia maior utilização diária graças à sua maior velocidade. Este avião causou a saída da empresa SAAB do mercado de aviação civil. Isto ilustra bem a necessidade de se entender corretamente os requisitos do mercado.

158 c. VFW 614 O impressionante sucesso do CRJ-100/200 e da família do ERJ 145 pode ser entendido com a segunda era do jato. A primeira era deu-se no final dos anos 1950 através do surgimento no mercado de jatos de grande capacidade, notadamente o Boeing 707 e o Douglas DC-8. Contudo, o CRJ e o ERJ não são os pioneiros dos jatos regionais. A esta altura, é importante mencionar o caso do jato regional VFW 614 (Fig. II.22), cujo desenvolvimento iniciou-se em 1961 culminando com a entrada em operação em Nota-se que é um tempo de desenvolvimento muito longo, principalmente em um período no qual a aviação mudou consideravelmente. É um caso que se pode afirmar que os requisitos iniciais deixaram de ser válidos. Vale lembrar que o mundo viveu o choque da elevação abrupta do preço do petróleo em 1973, o que tornou a operação econômica do VFW 614 definitivamente inviável. O VFW 614 foi originalmente proposto em 1961 pelo grupo Entwicklungsring Nord (ERNO), compreendendo a Focke-Wulf Hamburger Flugzeugbau (HFB) e a Weser. Desigando de E.614, era uma aeronave de transporte na faixa de assentos, alimentado por dois Lycoming PLF1B-2 turbofans de baixa razão de passagem (pioneiro à época). A indústria da Alemanha Ocidental foi posteriormente reorganizada e a Vereinigte Flugtechnische Werke (VFW) foi criada em Bremen. O desenvolvimento do que era agora o VFW 614 continuou. Fig. II.22 VFW 614 um jato de 40 assentos cujo desenvolvimento iniciou-se em Embora a Lycoming abandonasse o desenvolvimento do PLF1, o trabalho com o VFW 614 continou com a disponibilidade do Rolls-Royce/SNECMA M45H turbofan, que foi desenvolvido especialmente para o VFW 614. Em 1968, foi dado o sinal verde ao programa, com 80% de participação financeira do Governo da Alemanha Ocidental. Produção em escala completa foi aprovada em 1970, época em que VFW tinha se fundido com a Fokker (um arranjo um pouco infeliz, que durou apenas dez anos). Também, acordos de parceria de risco haviam sido celebrados com SIAT na Alemanha,

159 Fairey e SABCA na Bélgica e Shorts no Reino Unido. A montagem final da aeronave seria realizada em Bremen. O primeiro dos três protótipos voou em 14 de julho de O avião tinha uma configuração não convencional, com os motores M45H montados em pilones acima das asas. Este arranjo foi utilizado para evitar a penalidade de maior peso estrutural caso os motores fossem posicionados na fuselagem tarseira e, também, problemas de ingestão de detritos se os motores fossem acomodados sob as asas. Isto permitiu um trem de pouso curto e robusto, especialmente adequado para operações em pistas mal preparadas. O desenvolvimento do avião foi lento e demorado e os pedidos também custaram a se materializar, apesar de uma forte campanha publicitária. Esta penosa situação foi piorada pela falência da Rolls-Royce em 1971, o que ameaçou o fornecimento de motores. Além disso, o primeiro protótipo foi perdido em 1 o fevereiro de 1972, devido ao surgimento de flutter no profundor, prejudicando ainda mais a carteira de pedidos. Por volta de fevereiro 1975, apenas dez aeronaves havim sido vendidas. O primeiro exemplar de produção do VFW 614 voou em abril de 1975 e foi entregue a dinamarquesa Cimber Air quatro meses depois. Apenas três companhias aéreas e a Luftwaffe operaram os 614s. O modelo era propenso a problemas de motor, e era muito caro de operar. O programa foi oficialmente cancelado em 1977, e a última aeronave disponível para venda voou em julho de A maioria das aeronaves estava inoperante por volta de 1981, com o fabricante comprando de volta os exemplares que haviam sido comercializados. d. ERJ 140 O ERJ 140 (Fig. II.23) também oferece um caso interessante de análise de requisitos. A American Eagle operava o jato de 50 assentos ERJ 145 da EMBRAER. Os pilotos de jatos de menor capacidade tinham salários consideravelmente menores do que aqueles que operavam jatos de média e grande capacidade. Em função disso, as associações de pilotos, que tinham muito poder de barganha à época, impunham às companhias aéreas que operavam os jatos regionais uma limitação do número de aeronaves que podiam ser adquiridas, o que ficou conhecido como scope clauses (cláusula compromissória). Assim, a American Airlines (proprietária da American Eagle), que já havia atingido o limite de operação com aviões com 50 assentos ou mais, solicitou à EMBRAER o desenvolvimento de uma versão encurtada do ERJ 145, capaz de transportar 44 passageiros. Então, o requisito era o de encurtar o ERJ 145 para acomodar 44 passageiros ao invés dos 50 em uma configuração típica. Naturalmente, isto também era o desejo de algumas outras companhias aéreas norte-americanas que também estavam sujeitas à scope clauses com os seus respectivos pilotos. Antes do ERJ 140, a EMBRAER desenvolveu o ERJ 135 para 37 passageiros. Assim, um dos protótipos do ERJ 145 (PT-ZJA) foi encurtado em 3,54 m para a campanha de certificação do novo modelo. O ERJ 135 foi certificado pelo FAA em Neste mesmo ano, a EMBRAER anunciou o desenvolvimento do ERJ 140 para atender à solicitação de algumas empresas aéreas como mencionado anteriormente. Novamente, o PZ-ZJA foi modificado, agora sendo estendido em 2,12 m, ficando com um comprimento total de 28,45 m. O protótipo do ERJ 150 voou pela primeira vez em 27 de junho de O ERJ 140 entrou em operação em 2001 com a American Eagle. O posto de pilotagem, e, portanto, o painel frontal do ERJ 140, (Fig. II.24) é o mesmo do seu irmão maior, o ERJ 145.

160 Figura II.23 O ERJ 140 foi uma versão encurtada do ERJ 145 solicitada pela American Airlines (Imagem: Microsoft Flight Simulator X). Fig. II.24 Parte do painel frontal do ERJ 140 (Imagem: Microsoft Flight Simulator X).

161 III III.1 Método simplificado para estimação de peso Definições de peso

162 III.2 Conceitos de aerodinâmica Aerodinâmica é uma parte da fluidodinâmica que trata do estudo do movimento de um corpo relativo ao ar. A aerodinâmica, para caracterizar escoamentos, lida com grandezas adimensionais, algumas poucas delas descritas na Tabela IIIa. Os primeiros estudos da aerodinâmica iniciaram-se com Leonardo da Vinci (Fig. III.1), segundo vários historiadores. Contudo, foi apenas no final do século XVIII que a aerodinâmica começou a ganhar contornos de ciência. Ele é considerado o pai da aerodinâmica. O inglês George Cayley (Fig. III.1) construiu um modelo de helicóptero em Em 1799, Cayley identificou as quatro forças aerodinâmicas de voo: peso, sustentação, arrasto e força propulsora, estabelecendo as relações entre elas. Cayley também é creditado como a primeira pessoa a desenvolver o moderno conceito de aeronave de asa fixa. Corretamente, ele relatou que o perfil arqueado era mais adequado para produzir sustentação do que o simétrico. A Fig. III.2 mostra a comparação de duas curvas C Lα de dois aerofólios da série NACA. As curvas foram obtidas com o código de painéis XFOIL (Isto será abordado na Seção de Dinâmica dos Fluidos Computacional). Ambos os aerofólis têm 8% de espessura relativa máxima e um deles é simétrico (NACA0008). Da Fig.III.2, nota-se que o aerofólio com arqueamento (NACA2408) possui coeficiente de sustentação, C l, consideravelmente maior do que o seu parente sem arqueamento em um dado ângulo de ataque. O coeficiente de sustentação máxima e o ângulo onde ela ocorre também são maiores para o aerofólio arqueado. Cayley estava, portanto, mesmo correto em prescrever a utilização de aerofólios arqueados em asas de futuros aviões. Figura III.1 Galeria de notáveis que contribuíram para o estabelecimento da fluidodinâmica.

163 Figura III.2 Comparação das curvas C Lα de dois perfis da série NACA de 8% de espessura relativa máxima. Obtido com o código de painéis XFOIL. Graças aos trabalhos de Newton e Leibniz (Fig. III.1) com o cálculo diferencial e integral, surgiram as equações de Euler no final do século XVIII e, no início do século XIX, foram obtidas as equações de Navier-Stokes, ambas em fluidodinâmica. As equações de Euler descrevem o movimento de um fluido compressível não viscoso. As equações de Navier-Stokes são o sistema de equações diferenciais parciais mais complexo que se dispõe, capaz de descrever o escoamento de fluidos rotulados de netwonianos (como o ar). Elas foram deduzidas de forma indenpendente por Claude Navier e George Stokes (Fig. III.1). As equações de Navier-Stokes descrevem a física de um grande número de fenômenos de interesse econômico e acadêmico, com aplicações em diversos ramos da engenharia. São usadas para modelar o clima, correntes oceânicas, ventilação em espaços confinados, reentrada de veículos espaciais, modelamento de estrelas, escoamento externo ao redor de aeronaves e automóveis, propagação de fumaça em incêndios e em chaminés industriais (dispersão). Também, as soluções das equações de Navier-Stokes são usadas diretamente nos projetos de aeronaves, embarcações e veículos terrestres, nos estudos do fluxo sangüíneo (hemodinâmica), no projeto de usinas hidrelétricas, nos projetos de hidráulica marítima, na análise dos efeitos da poluição hídrica em rios, mares, lagos, oceanos e da dispersão da poluição atmosférica, e outras inúmeras aplicações. As equações de Navier-Stokes, por serem muito complexas, só puderam ser efetivamente aplicadas com o advento do

164 computador digital, através de soluções numéricas de acordo com a ciência da dinâmica dos fluidos computacional. Daniel Bernoulli (Fig. III.1) foi um matemático e físico suíço da família acadêmica Bernoulli. Ele trabalhou com Leonhard Euler nas equações que levam seus nomes. O Princípio de Bernoulli é de grande importância na aerodinâmica. O Princípio de Bernoulli descreve o comportamento de um fluido movendo-se ao longo de uma linha de corrente e traduz para os fluidos o princípio da conservação da energia. Ele foi exposto por Daniel Bernoulli em sua obra Hidrodinâmica (1738) e expressa que num fluido ideal (sem viscosidade nem atrito) em regime de circulação por um conduto fechado, a energia que possui o fluido permanece constante ao longo de seu percurso. A energia de um fluido em qualquer momento consta de três componentes: cinética; potencial garvitacional; e de pressão. A seguinte equação conhecida como Equação de Bernoulli (Trinômio de Bernoulli) consta destes mesmos termos. onde: V p gh cte (III.1) V = velocidade do fluido na seção considerada. g = aceleração gravitacional. h = altura na direção da gravidade desde uma cota de referência. p = pressão estática ao longo da linha de corrente. ρ = densidade do fluido. O número de Reynolds é uma grandeza adimensional importante em fluidodinâmica (Tab. IIIa). O conceito foi introduzido por George Gabriel Stokes (Fig. III.1) em 1851, mas tem o seu nome oriundo de Osborne Reynolds (Fig. III.1), um físico e engenheiro hidráulico irlandês ( ), quem primeiro popularizou seu uso em O número de Reynolds é definido como a proporção de forças de inércia para as forças viscosas e, consequentemente, quantifica a importância relativa destes dois tipos de forças para dadas condições do escoamento. O número de Reynolds também é importante quando se realiza ensaios com modelos em escala reduzida. Ele é uma medidad para relacionar os dados dos ensaios com o escoamento em escala natural (similaridade aerodinâmica). Assim, determina a semelhança dinâmica entre dois processos diferentes de escoamento de fluido. Eles são também utilizados para caracterizar diferentes regimes de escoamento, tais como laminar ou turbulento. Escoamento laminar ocorre em baixos números de Reynolds, em que forças viscosas são dominantes, e é caracterizado pelo movimento suave e constante do fluido; escoamento turbulento ocorre em números de Reynolds elevados e é dominada por forças de inércia, que tendem a produzir várias escalas de vórticidade e outras instabilidades de escoamento. Até o final do século XIX, com o estabelecimento do dirigibilismo e voos com planadores, conceitos para criação de superfícies de elevada eficiência aerodinâmica (razão sustentação-arrasto) e noções importantes de estabilidade e controle apareceram. Para o voo do mais pesado-que-o-ar, era necessário também dispor de motorização adequada para a decolagem. Para aeronaves que voam próximas ao nível do mar, os motores são dimensionados basicamente para a fase de decolagem. Durante este tempo, o terreno foi fixado para a moderna dinâmica de fluidos dia e aerodinâmica, com outros

165 entusiastas menos cientificamente inclinados testando várias máquinas voadoras com pouco sucesso. Em 1889, Charles Renard, um engenheiro francês, tornou-se a primeira pessoa a prever razoavelmente a energia necessária para o vôo sustentado. Renard e o físico alemão Hermann von Helmholtz exploraram a carga alar (razão entre o peso e a área alar) de aves, acabou concluindo que os humanos não podem voar com sua própria energia, colocando asas em seus braços. Otto Lilienthal, na sequência dos trabalhos de Sir George Cayley, foi a primeira pessoa a tornar-se um grande sucesso com os voos de planador. Lilienthal acreditava que aerofólios finos e curvos eram capazes de proporcionar uma boa relação sustentaçãoarrasto. Os irmãos Lilenthal foram os primeiros a usarem a curva denominada de polar de arrasto, na verdade uma relação entre sustentação e arrasto. Eles publicaram vários artigos que serviram de inspiração para vários pioneiros do voo que lhes seguiram, como os irmãos Wright e Santos-Dumont O livro de Octave Chanute, Progresso em Máquinas Voadoras, delineou toda a pesquisa conduzida conhecido ao redor do mundo até aquele ponto. O livro de Chanute um ótimo serviço para aqueles interessados em aerodinâmica e máquinas voadoras. Com as informações contidas no livro de Chanute, a assistência pessoal do próprio Chanute, e pesquisas realizadas em seu próprio túnel de vento, os irmãos Wright ganhou bastante conhecimento de aerodinâmica para fazer o primeiro avião movido em 17 de dezembro de 1903 voo dos irmãos Wright confirmada ou refutada uma série de teorias de aerodinâmica. Teoria força de arrasto de Newton foi finalmente provou incorreto. Este primeiro voo amplamente divulgado levou a um esforço mais organizado entre aviadores e cientistas, liderando o caminho para a aerodinâmica moderna. Durante a época dos primeiros vôos, Frederick W. Lanchester, Martin Wilhelm Kutta e Nikolai Zhukovsky criado independentemente teorias que ligavam a circulação de um fluxo de fluido para levantar. Kutta e Zhukovsky passou a desenvolver uma teoria de asa bidimensional. Expandindo o trabalho de Lanchester, Ludwig Prandtl é creditado com o desenvolvimento da matemática por trás aerofólio fino e teorias da linha de levantamento, bem como trabalhar com camadas limite. Prandtl, professor na Universidade de Göttingen, instruiu muitos estudantes que desempenham papéis importantes no desenvolvimento da aerodinâmica, como Theodore von Karman e Max Munk.

166 Grandeza Formulação Características p p Cp Ajuda a entendar as variações de Coeficiente de pressão 1 2 pressões no escoamento em V 2 relação àquela de referência Número de Mach (M) Número de Reynolds (Re) Coeficiente de sustentação (C L ) e coeficiente de arrasto (C D ) C C L D V M a Re Vl L, 1 2 V Sref 2 D 1 2 V Sref 2 Indicador de efeitos compressíveis Estabelece a relação entre forças de inércia e as forças viscosas Coeficientes que compõem a eficiência aerodinâmica de um corpo com sustentação. Importantes também em análise de desempenho M CM Importante para análise de Coeficiente de momento 1 2 estabilidade e controle de V Sref lref 2 aeronaves Número de Stokes Número de Weber Número de Prandtl U Stk d c We Pr 0 2 Vl Cp k Avalia o comportamento de uma partícula suspensa em um escoamento. É a razão entre o tempo característico da partícula e ao tempo característico do escoamento ou de um obstáculo O número de Weber é um número adimensional da mecânica dos fluidos, utilizado ems escoamentos com superfície comum entre dois fluidos diferentes, especialmente para escoamentos multifásicos com superfícies de grande curvatura. Pode ser interpretado como uma medida da inercia do fluido comparada com sua tensão superficial O núemro de Prandtl expressa a relação entre a difusão de quantidade de movimento e a difusão de quantidade de calor dentro do próprio fluido, sendo uma medida da eficiência destas transferências nas camadas limites hidrodinâmica e térmica Tabela IIIa Grandezas adimensionais em dinâmica dos fluidos.

167 Aerodinâmica incompressível No escoamento incompressível, a densidade no campo do escoamento é constante no tempo e no espaço. Apesar de que todos os fluidos reais são compressíveis, um problema de escoamento é muitas vezes considerado incompressível se o efeito da variação na densidade é pequeno. Isto é mais provável de ser verdade quando as velocidades são significativamente mais baixas do que a velocidade do som. Efeitos de compressão são mais significativas às velocidades próximas ou acima da velocidade do som. O número de Mach é utilizado para avaliar se a incompressibilidade pode ser assumida ou se o escoamento deve ser resolvido como compressível. Escomento subsônico Movimento fluido subsónico (ou baixa velocidade) em estudos de aerodinâmica fluxos que são muito mais baixos do que a velocidade do som em todo o fluxo. Existem vários ramos do fluxo subsônico, mas um caso especial surge quando o fluxo é viscoso, incompressível e irrotacional. Este caso é chamado de fluxo potencial e permite que as equações diferenciais costumavam ser uma versão simplificada das equações que regem da dinâmica dos fluidos, tornando disponível para a aerodinâmica de uma gama de soluções rápidas e fáceis. Ao resolver um problema subsônico, uma decisão a ser tomada pela aerodinâmica é se a incorporar os efeitos da compressibilidade. Compressibilidade é uma descrição da quantidade de mudança de densidade no problema. Quando os efeitos de compressibilidade na solução são pequenos, a aerodinâmica pode escolher a assumir que a densidade for constante. O problema é então um problema de baixa velocidade aerodinâmica incompressível. Quando a densidade é permitido variar, o problema é chamado um problema compressível. No ar, os efeitos de compressibilidade são geralmente ignorados quando o número de Mach em fluxo não exceda 0,3 (cerca de 335 pés (102m) por segundo ou 228 milhas (366 km) por hora a 60 F). Acima de 0,3, o problema deve ser resolvido usando a aerodinâmica compressíveis. Aerodinâmica compressível De acordo com a teoria da aerodinâmica, um fluxo é considerado para ser compressível se a alteração na densidade em relação à pressão é diferente de zero ao longo de uma linha de corrente. Isto significa que - ao contrário do fluxo incompressível - alterações na densidade deve ser considerado. Em geral, este é o caso em que o número de Mach em parte ou a totalidade do fluxo excede 0,3. O valor de 0,3 Mach é arbitrário, mas que é utilizado porque os fluxos de gás, com um número de Mach inferior a esse valor demonstram alterações na densidade em relação à alteração na pressão de menos do que 5%. Além disso, que 5% da densidade máxima alteração ocorre no ponto de estagnação de um objecto imerso no as mudanças de densidade em todo o resto do objecto do fluxo de gás e irão ser significativamente mais baixo. Transonic, supersónico, e os fluxos hipersônicos são todos compressível. Escoamento transônico O termo refere-se a um Transonic gama de velocidades apenas abaixo e acima da velocidade local do som (normalmente feita como Mach 0,8-1,2). É definida como a gama de velocidades entre o número de Mach crítico, quando algumas partes do fluxo de ar sobre uma aeronave tornar supersónico, e uma velocidade mais elevada, tipicamente próximo de 1,2 Mach, em que todo o fluxo de ar é supersónico. Entre estas velocidades, parte do fluxo de ar é supersônico, e alguns não é.

168 Escoamento supersônico Problemas aerodinâmicos supersónicos são aqueles que envolvem o fluxo de velocidades maior do que a velocidade do som. Cálculo do elevador no Concorde durante o cruzeiro pode ser um exemplo de um problema de aerodinâmica supersônica. Fluxo supersônico se comporta de maneira muito diferente do fluxo subsônico. Fluidos reagir a diferenças de pressão; mudanças de pressão são como um fluido é "dito" para responder ao seu ambiente. Portanto, uma vez que o som é, de facto, uma diferença de pressão infinitesimal de propagação através de um fluido, a velocidade do som no fluido que pode ser considerada a velocidade mais rápida que a "informação" pode viajar no fluxo. Esta diferença mais evidente se manifesta no caso de um fluido atingir um objeto. Em frente a esse objeto, o líquido se acumula uma pressão de estagnação como o impacto com o objeto traz o fluido movendo-se para descansar. Em viagem fluido em velocidade subsônica, esta perturbação da pressão pode se propagar a montante, alterando o padrão de fluxo à frente do objeto e dando a impressão de que o fluido "sabe" o objeto está lá e está evitando. No entanto, num fluxo supersónico, o distúrbio da pressão não pode propagar a montante. Assim, quando o fluido finalmente faz atingir o objecto, que é forçado a alterar as suas propriedades - temperatura, densidade, pressão, e o número de Mach-de uma forma extremamente violenta e irreversível chamado uma onda de choque. A presença de ondas de choque, juntamente com os efeitos de compressibilidade de alta velocidade (veja o número de Reynolds) fluidos, é a diferença central entre os problemas de aerodinâmica supersônicos e subsônicos. Camada limite Quando um corpo está em movimento relativo a um fluido, o escoamento em suas proximidades é acelerado e desacelerado ao passar por ele. Na Fig. III.1 observa-se que o escoamento não-perturbado com número de Mach de 0,73 torna-se supersônico ao passar pelo extradorso do aerofólio RAE2822 em ângulo de ataque de 3,19 o.

169 Figura III.1 Ilustração da variação da velocidade do escoamento ao redor de um aerofólio. Perto do corpo, uma significativa variação de velocidade nas direções normais ao corpo. No parede, a velocidade do escoamento é nula, e à medida que se percorre uma pequena distância na direção normal percebe-se o estabelecimento de um perfil de velocidades (Fig. III.1). A camada limite deve-se aos efeitos difusivos do fluido e nela há dissipação da energia mecânica. O conceito foi introduzido no início do século XX pelo pesquisador alemão Ludwig Prandtl, com o intuito de descrever a região de contacto entre um fluido incompressível em movimento relativamente a um sólido. A velocidade do fluido em contato com a superfície sólida é zero, embora o fluido esteja em movimento relativo a ele. Decorrente deste fato, gradientes de velocidade surgem e, consequentemente, tensões tangenciais estão presentes no escoamento. A espessura da camada limite e a estrutura do escoamento nela contido podem ser classificadas em duas categorias: laminar e turbulento. Figura III.1 Ilustração do desenvolvimento da camada limite em um caso com separação do escoamento. A espessura da camada limite de velocidade é normalmente definida como a distância entre o corpo sólido no qual a velocidade é de 99% da velocidade do escoamento livre (a velocidade de superfície de um escoamento não-viscoso). Numa definição alternativa, a espessura de deslocamento, reconhece que a camada limite representa um déficit de fluxo de massa em relação ao fluxo não-viscoso com deslizamento na parede. É a distância pela qual a parede teria de ser deslocada no caso não-viscoso para dar o fluxo de massa total, o mesmo caso, viscoso. A condição anti-deslizamento requer que a velocidade de fluxo na superfície de um objeto sólido seja zero e a temperatura do fluido seja igual à temperatura da superfície. A velocidade de escoamento, então, aumenta rapidamente no interior da camada limite, regida pelas equações de camada limite, abaixo.

170 A espessura da camada limite térmica é semelhante a distância a partir do corpo à qual a temperatura é de 99% da temperatura encontrada a partir de uma solução não-viscosa. A proporção entre as duas espessuras é regida pelo número de Prandtl. Se o número de Prandtl é 1, as duas camadas de fronteira estão a mesma espessura. Se o número de Prandtl é maior que 1, a camada de fronteira térmica é mais fina do que a camada de limite de velocidade. Se o número de Prandtl é inferior a 1, o que é o caso para o ar nas condições normais, a camada de fronteira térmica é mais espessa do que a camada de limite de velocidade. Quando um objecto move-se através de um fluido, ou um fluido move-se em redor de um objecto, o movimento das moléculas do líquido perto do objecto é perturbado, e estas moléculas movem-se em redor do objecto, gerando forças aerodinâmicas. A magnitude dessas forças depende da forma e velocidade do objecto, assim como da massa, viscosidade e compressibilidade do fluido. Para modelizar correctamente os efeitos, recorre-se a parâmetros adimensionais que relacionam as diferentes componentes envolvidas, como o coeficiente de Reynolds. Figura III.1 Aerofólio NACA com região separada na parte posterior. Nota-se o fluxo reverso em alguns perfis de velocidade da camada limite.

171 Figura III.1 Ilustração da transição do escoamento de laminar para turbulento.

172 III.2.1 Arrasto aerodinâmico A força de arrasto atua na direção do vento relativo. Ela tem basicamente dois componentes: forças tangenciais e normais. Contudo devido à interação desses dois componentes, a classificação dos subtipos de arrasto nem sempre é fácil e há discordância entre vários especialistas do assunto. A distribuição de pressão sobre a superfície do corpo exerce forças normais que, somados e projetados na direção do escoamento não-perturbado (freestream), representam a força de arrasto devido à pressão. A natureza destas forças normais combina efeitos de compressibilidade (ondas de choque), efeitos vorticidade e de esteira viscosa. Quando o efeito da viscosidade sobre a distribuição da pressão é considerado separadamente, a força de arrasto remanescente é chamada de arrasto de forma ou de pressão. Na ausência de viscosidade, as forças de pressão sobre o veículo cancelam-se mutuamente e, por conseguinte, o arrasto resultante é zero. Arrasto de pressão é o componente dominante, no caso de veículos com regiões onde há sepração, em que a recuperação da pressão é bastante ineficaz. A força de arrasto de atrito, que é uma força tangencial sobre a superfície da aeronave, depende substancialmente da configuração da camada limite e viscosidade. O arrasto de atrito calculado utiliza a projeção x do tensor das tensões viscosas avaliadas em cada superfície do corpo discretizado. A soma de arrasto de atrito e pressão (forma) é chamada de arrasto viscoso. Este componente de arrastar tem em conta a influência da viscosidade. Em uma perspectiva termodinâmica, os efeitos viscosos representam fenômenos irreversíveis e, por conseguinte, eles auemntam a entropia. O cálculo do viscoso calculado deve considerar variações de entropia para que se obter obter a força de arrasto com exatidão. Quando o avião produz elevação, um outro componente de arrasto entra. Arrasto induzido, simbolizado D_i, surge devido a uma alteração na distribuição, devido à pressão do sistema de vórtices no fim que acompanha a produção de elevador. Arrasto induzido tende a ser o componente mais importante para aviões durante a decolagem ou pouso de vôo. Outro componente do arrasto, ou seja, da resistência da onda, D_W, decorre de ondas de choque em velocidades de voo transônico e supersônicas. As ondas de choque induzir alterações na camada limite e a distribuição de pressão sobre a superfície do corpo. É interessante notar que não só os efeitos viscosos, mas também as ondas de choque induzir fenômenos irreversíveis e, como conseqüência, eles podem ser medidos por meio de mudanças de entropia ao longo do domínio também. A figura abaixo é um resumo dos vários aspectos discutidos anteriormente.

173 Referências Aerodinâmica STOKES (1851). "On the Effect of the Internal Friction of Fluids on the Motion of Pendulums". Transactions of the Cambridge Philosophical Society 9: Falkovich, G. (2011). Fluid Mechanics. Cambridge University Press.

174 III.3 Estimação preliminar de massa e arrasto A Fig. I.4 ilustra um perfil típico de missão de uma aeronave de transporte comercial. Figura III.4 Perfil típico de missão de aeronaves comerciais de transporte Os aviões podem realizar a etapa de cruzeiro em várias velocidades, limitado pelo Mach máximo de operação (aeronaves movidas a jato) ou Never Exceed Speed ou VNE (aeronaves à hélice). Há perfis de cruzeiro onde a aeronave muda de altitude para maximizar o alcance à medida que vai se tornando mais leve devido ao consumo de combustível. O piloto deve pedir permissão ao controle de tráfego aéreo para mudar de altitude. Por isso, este tipo de cruzeiro é denominado de cruzeiro em degrau (step cruise). As reservas de combustível são usadas quando o plano original de voo é mudado, incluindo um requisito para ida a um aeroporto alternativo quando o destino inicial encontra-se indisponível. O FAA exige uma quantidade mínima de combustível reserva como descrito abaixo, mas algumas companhias aéreas em face de requisitos operacionais podem aumentar a quantidade estipulada pelo FAA. Voos domésticos: Subida para altitude de cruzeiro a partir do nível do mar. Ida a aeroporto alternativo à altitude e velocidades ótimas (Tipicamente 200 milhas náuticas). Descida até o nível do mar. Cruzeiro de longo alcance de 45 minutos. Voos internacionais: Combustível correspondente a 10% do tempo de bloco voando no perfil de cruzeiro de longo alcance. Subida do nível do mar à altitude inicial de cruzeiro. Cruzeiro para destino alternativo. Descida para 1500 pés e espera de 30 minutos. Descida ao nível do mar.

175 O Peso máximo de decolagem, W 2, é então dado pelos seguintes componentes: (III.1) Dividindo ambos os lados da Eq. (II.1) por W2 e rearranjando os termos obtemos: W 2 Wcrew W W W E 1 W W payload fuel 2 2 (III.2) Figura III.5 - Diagrama carga paga x alcance típico de um avião de linha Antes que se possa abordar a resolução da Eq. III.2, é necessário discorrer sobre diagramas carga paga x alcance de aviões de transporte. O diagrama de carga paga versus alcance é quase o DNA de um avião de transporte (Fig. III.5). A reta superior representa o limite imposto pelo peso máximo zero combustível, ou seja, as limitações estruturais do avião sem combustível. Entre os pontos B e D do diagrama a limitação é data pelo peso máximo de decolagem. Neste segmento, à medida que se aumenta o alcance, troca-se carga paga por combustível até se chegar à capacidade máxima do combustível utilizável. Na Fig. III.6 está mostrado o gráfico do diagrama carga paga x alcance das três versões do jato EMBRAER 170, a Standard, LR (Long Range) e AR (Advanced Range). De acordo com a Tabela IIIa, todas as três versões têm a mesma capacidade máxima de combustível, diferindo no peso máximo de decolagem e no peso máximo zero combustível (AR em relação às outras duas). Neste caso, o ligeiro aumento do peso máximo de combustível permite-se, entre outros benefícios de desempenho, que se acomode mais combustível para uma dada carga paga, atingindo-se com isso destinos

176 mais distantes; também, para determinada quantidade de combustível, permite-se transportar mais passageiros. Dependendo da rota e da demanda de passageiros, isto trás mais receita para a companhia aérea. Peso máximo de decolagem (kg) Peso máximo zero combustível (kg) Peso máximo de pouso (kg) Combustível utilizável máximo (kg) Standard LR AR Tabela IIIa Massas das três versões do EMBRAER 170 (Fonte: EMBRAER). Figura II.6 Diagrama carga paga x alcance para s três versões do EMBRAER 170 (Fonte: EMBRAER). Nesta altura, pode-se voltar à Eq. III.2, a qual pode ser resolvida iterativamente a partir de um valor inicial estimado para W 2. Para isso, necessita-se conhecer o alcance da aeronave em uma dada carga paga, decolando-se com o peso máximo de decolagem, ou seja, tipicamente considerando-se uma condição (B, C ou D) do diagrama carga paga x alcance (Fig. III.5). III.4 Estimativa do peso vazio Dando prosseguimento ao cálculo do MTOW (W 2 ), precisamos estimar o peso vazio, W E, que pode ser fornecido em função do próprio MTOW (método classe I de peso) ou ser calculado pela soma dos pesos estruturais individuais e dos sistemas do avião (método classe II). Dentro da metodologia Classe I, Raymer [Raymer, 1989] sugere a seguinte relação entre o MTOW e o W E :

177 W E 2 C / / C1 C2 3 C 4 C5 2 w TO 2 2 w vs a bw AR T W W S MMO K W (III.3) A Eq. III.3 foi elaborada para as unidades do sistema inglês. Os valores dos parâmetros da Eq. III.3 estão fornecidos na Tabela IIIb para algumas categorias de aviões. a b C1 C2 C3 C4 C5 Jato de treinamento 0,00 4,28-0,10 0,10 0,20-0,24 0,11 Caça a jato -0,02 2,16-0,10 0,20 0,04-0,10 0,08 Cargueiro militar/bombardeiro 0,07 1,71-0,10 0,10 0,06-0,10 0,05 Jato de transporte 0,32 0,66-0,13 0,30 0,06-0,05 0,05 Kvs =1,00 para asas com enflechamento fixo =1,04 para asas com enflechamento variável Tabela IIIb Valores das constantes da relação proposta por Raymer entre o peso vazio e o peso máximo de decolagem A Tabela IIIc fornece valores da razão peso básico/operacional (denominadas por muitos autores de eficiência estrutural) para vários aviões de linha e jatos executivos. Pode-se notar que o Boeing LR se destaca em termos de eficiência estrutural de maneira notável. Mais adiante neste documento, são fornecidas fórmulas empíricas para estimação de peso de componentes estruturais e de sistemas do avião, para que se possa empregar a metodologia classe II, teoricamente mais precisa.

178 Aviões de linha/transportes MTOW (t) MLW (t) Peso Básico Operacional (t) BOW/MTOW Airbus A Airbus A ERJ-145LR EMBRAER 170ER EMBRAER 190LR Boeing ER Boeing ER Boeing (HGW, GE Engines) Boeing LR Boeing ER Boeing ADV Boeing Boeing Boeing Jatos executivos MTOW (t) MLW (t) Peso Básico Operacional (t) BOW/MTOW Cessna Citation X Dassault Falcon 50 EX EMBRAER Legacy Cessna Encore Gulfstream G Tabela IIIc dados de massa para vários aviões de linha e jatos executivos III.5 Frações de massa Ainda dentro do cálculo do W 2 pela Eq. III.2, os pesos da carga paga, W payload, e da tripulação, W crew, são naturalmente conhecidos de antemão. O peso de combustível é a grande incógnita. A técnica para avaliar o gasto de combustível está baseada na estimação da fração de massa em cada fase do perfil da missão mostrada na Fig. III.1, pois o termo de combustível na Eq. I.2 pode ser desdobrado da seguinte maneira: W W W W W fuel 0 11 (III.4) 2 2 Pode-se facilmente relacionar W 0 a W 2. Tipicamente, de acordo com Roskam (Roskam, 1997). Então, para um jato de transporte (Tabela IIc): W 1 =0,990W 0 (III.5) e W 2 =0,990W 1 (III.6) Assim, temos que W 0 =1,0203W 2 (III.7) Considerando

179 Wfuel W0 W11 W11 W11 W10 W9 W4 W3 1, , (III.8) W W W W W W W W Valores típicos das frações de massa em vários segmentos são sugeridos por Roskam [Roskam, 1997] e estão mostrados na Tabela IIId. Jatos executivos Jatos de transporte Patrulha militar, Bombardeiro, cargueiro militar Turbo-hélice regional Partida e aquecimento dos motores Taxi Decolagem Subida Descida Pouso, Taxi, corte dos motores 0,990 0,995 0,995 0,980 0,990 0,992 0,990 0,990 0,995 0,980 0,990 0,992 0,990 0,990 0,995 0,980 0,990 0,992 0,990 0,995 0,995 0,985 0,985 0,995 Tabela IIId Frações de massa em algumas fases do vôo sugeridas por Roskam [Roskam, 1997]. III.6 Cálculo do alcance Para obtermos a fração de massa na fase de cruzeiro, precisamos ter a informação do alcance. O alcance total máximo é a distância percorrida desde a decolagem até o pouso. O alcance em cruzeiro é obtido do alcance total subtraindo o seu valor da distância horizontal percorrida na fase de subida. Para derivar uma expressão para o alcance, podemos escrever que a taxa de consumo de combustível, m, pode ser escrita como: m dw dt F F (III.9) F onde W F é a carga de combustível. Desde que variação do peso com a distância: dw dr F dw F dt dr dt m V F (III.10) V V dr dwf dw m m (III.11) F F dwf dw, obtém-se para a taxa de W4 f V W4i V R dw dw m m (III.12) W4i W4 f F F O termo V / m F é denominado de alcance específico.

180 Para continuarmos a desenvolver a Eq. III.12 para o cruzeiro, precisamos de mais algumas considerações. Em cruzeiro, o avião está equilibrado e, assim, a tração é igual ao arrasto e o peso iguala-se à força de sustentação: L CL V Sref W T D CD V Sref (III.13) (III.14) Além disso, assumimos que o consumo de combustível é diretamente proporcional à tração, i.e. m F c T (III.15) onde c T é o consumo específico por unidade de tração; T é a tração. Usando a Eq. III.15, obtemos então: V V W4 i W4 i W4 i L R dw dw dw W4 f m W4 f W4 f F ctt ct CDW T VC (III.16) Assumindo que a aeronave atenha-se a um perfil de cruzeiro onde a velocidade versus a CL razão C se mantenha constante, ficaremos com a seguinte integral: D W VC VC 1 VC VC W c C W c C W c C c C W W L L L L 4i ln 4 ln 4f ln (III.17) T D T D T D T D 4 f 4i 4i R dw dw W W i W 4 f W4 f ou, de forma genérica am C L W ini R ln (III.18) ct C D W final onde a é a velocidade do som e M é o número de Mach de cruzeiro. A Eq. III.18 é conhecida como Equação de Breguet do alcance. A Equação de Breguet da autonomia, que pode ser deduzida de forma semelhante, é dada a seguir 1 L W ini 1 C L W ini E ln ln (III.19) c T D W final c T C D W final Para determinação da fração de massa de cruzeiro e da espera pode-se usar a equação de Breguet para alcance e autonomia, respectivamente. Ainda, pode-se desenvolver um pouco mais a Eq. III.19. Como o avião deve estar necessariamente em equilíbrio estático durante a fase de cruzeiro, a força de sustentação, L, é igual ao peso, como já mencionado: O que nos permite escrever L=W 4 (III.20) 1 2 V CLSref W4 (III.21) 2

181 Reescrevendo a Eq. III.21, obtemos a velocidade como V 2W c S 4 (III.22) L ref Introduzindo a Eq. III.22 na III.17, obtemos R 1 2W C L W ini ln c S c C W L ref T D final (III.23) A Eq. III.23 mostra que se quisermos maximizar o alcance, temos as seguintes opções: C Maximizar o termo 1/2 L C ; minimizar a densidade do ar; aumentar a carga alar (razão peso/área); D diminuir a densidade do ar (voar em altitudes mais elevadas). Para o cálculo da fração de massa de cruzeiro, polar de arrasto (curva C D vs. C L ). W ini W final, precisa- de um modelo de Outro modo de resolver a Equação III.16 é substituir a velocidade por uma expressão advinda da igualdade do peso com a sustentação (Eq. III.24). É preciso ressaltar, que ao lançar mão deste procedimento, o avião está em equilíbrio estático (é o que acontece em um cruzeiro a altitude constante). Com Eq. III.24 aplicada à III.16, obtém-se 1 V W / CL Sref (III.24) 2 1/2 W4 i VC W4 i 2 W4 i L WCL 2 1 CL dw R dw dw W4 f c C W W 4 f W C S c C W 4 f S c C W T D L ref T D ref T D Assumindo, então, que o C L, C D, c T e sejam constantes, tem-se que W 2 1 C dw 2 1 C S c C W S c C 1/2 1/2 4i L L R= = 2 W4i W4f (III.26) W4 f ref T D ref T D (III.25) Para um avião à hélice, adotando-se o modelo propulsivo em que o consumo de combustível é diretamente proporcional à potência, ou seja, mf cpp (III.27), e que a potência seja dada por DV P (III.28) Onde η é a eficiência propulsiva da hélice, obtêm-se facilmente as equações de alcance e autonomia de maneira semelhante ao que foi feito para o avião a jato.

182 III.7 Polar de arrasto simplificada Para maximização do alcance dado pela Eq. III.26, precisa-se achar o máximo da razão 1/2 CL. Assim, nota-se que aqui se necessita de um modelo de arrasto. A formulação C D mais simples de uma polar transônica que se pode adotar é dada pela Eq. III.29. C C C C 2 L D D0 Dw ARw e (III.29) A Eq. III.29 indica que o coeficiente de arrasto é composto por três partes: uma delas assumida ser constante por simplicidade, o C D0 ; uma outra dependendo de forma quadrática do coeficiente de sustentação; e uma outra variando basicamente com o número de Mach e coeficiente de sustentação, o termo C Dw. O termo constante é denominado de arrasto parasita; o ligado ao quadrado do C L de arrasto induzido; e o último é o coeficiente de arrasto de onda, associado com a produção de ondas de choque no avião. O arrasto parasita depende na verdade do número de Mach e do número de Reynolds, além, naturalmente, da geometria do avião. Neste capítulo, assumiremos que ele é constante ao longo de todo envelope de operação do avião e que pode ser dado da seguinte maneira [Roskam, 1997]: C D0 Força ArrastoParasita (III.30) qs ref Na Eq. III.30, q é a pressão dinâmica. A razão entre a força de arrasto e a pressão dinâmica tem unidade de área. Ela é denominada de área equivalente parasita, f. Assim, temos: C D0 f (III.31) S ref É possível relacionar empiricamente o arrasto parasita à área molhada. Inicialmente, procura-se a relação entre a área parasita equivalente e a área molhada. O gráfico da Fig. III.7 ilustra esta relação para aviões a jato. Matematicamente, podemos fazer uso da seguinte formulação para estabelecer a relação em questão: log10 f a b log10 Swet (III.32) Os coeficientes de correlação a e b são eles mesmos diretamente relacionados ao coeficiente de fricção equivalente c fe, este último dependente do acabamento superficial e curvatura das superfícies que compõem o avião. Assim, de acordo com algumas propriedades dos logaritmos, temos: b log f log 10 log S (III.33) a 10 log10 f log10 10 a S b wet Resultando em wet (III.34) f (III.35) 10 a S b wet

183 Ajustando a regressão da Fig. III.6 de modo que b = 1, achamos para jatos de transporte a 2,5229. Deste modo, f S S S c S (III.36) a b 2, wet 10 wet 0,003 wet fe wet Finalmente, para jatos de transporte: Swet CD0 0, 003 (III.37) S ref Vale destacar que a Eq. III.37 aplica-se a aviões de transporte a jato. Para outras classes de aviões, o valor do c fe é facilmente obtível do gráfico da Fig. III.6. Roskam classifica a metodologia que foi descrita para o cálculo do C D0 de método classe I de arrasto [Roskam, 1997]. Ele também relacionou a estimação da área molhada ao peso máximo de decolagem, W TO. Para aviões de transporte a jato, a Eq. III.38 encorpa esta relação: (III.38) Na Eq. (III.38), o peso máximo de decolagem deve ser fornecido em libras. A área molhada é calculada em pé 2 (ft 2 ). Para o Fokker 100, são conhecidos: W S TO ref kg 93,5 m 2 E obtemos, então: S c wet D ft (usando a Eq. III.36) 0, 0175 (usando a Eq. III.37)

184 Fig. III.7 Área parasita equivalente vs. Área molhada para várias classes de aviões [Roskam, 1997] O arrasto induzido está diretamente ligado à produção de sustentação no avião (se a força de sustentação é zero, ele é nulo). Por sua vez, a produção de sustentação está associada à produção de vorticidade (Fig. III.8). Asas emitem vórtices em toda a extensão do bordo de fuga e na pontas formando o início da esteira de vórtices. A uma certa distância do bordo de fuga, os vórtices mais fortes originados nas extermidades das asa retangulares atraem os vórtices de menor intensidade produzidos ao longo do restante da envergadura, originando um par de vórtices contra-rotativos (Fig. III.9). A produção da esteira exige uma grande quantidade de energia. Os vórtices contrarotativos podem atingir velocidades elevadas (Fig. III.9) e são uma ameaça, dependendo de sua intensidade, a outras aeronaves. Os parâmetros no denominador da Eq. III.39 são o alongamento da asa, AR w, e o conhecido fator de Oswald. O fator de Oswald é ditado pela distribuição do carregamento (o produto da sustentação local pela corda na mesma estação) ao longo da envergadura das superfícies sustentadoras (asas, EH). Quando maior o fator de Oswald, menor é o arrasto induzido. Para aviões convencionais com flapes recolhidos o fator de

185 Oswald situa-se entre 0,65 e 0,90. Em velocidades supersônicas, o fator de Oswald decresce substancialmente. Fig. III.8 O surgimento da esteira de vórtices está associado com a produção da sustentação em asas Figura III.9 A intensidade dos vórtices contra-rotativos depende da sustentação e as velocidades em seus núcleos podem atingir valores consideravelmente elevados I.6 Maximizando o alcance Agora que dispomos de um modelo de arrasto,mesmo que simplificado, podemos proceder à maximização do alcance dado pela Eq. II.26. Para tal, precisamos maximizar 1/2 C o termo L C. D Desprezando o termo de arrasto de onda na Eq. III.26, e dividindo ambos os lados por C obtemos 1/2 L C C C (III.39) C C AR e 3/2 D D0 L 1/2 1/2 L L w

186 1/2 C Maximizar L é o mesmo que minimizar o inverso desta razão. Derivando ambos CD os lados da Eq. II.29 em relação ao coeficiente de sustentação obtém-se: 1/2 d C D 1 CD0 3 CL 1/2 3/2 dcl CL 2CL 2 ARw e (III.40) Para a obtenção da Eq. II.40, assumimos que o fator de Oswald e não varia com a sustentação. Iguando a Eq. II.40 a zero, finalmente tem-se que: C L AR ec 3 w D0 (III.41) Substituindo este valor de C e D 4 CD0 (III.42) 3 C L na equação da polar de arrasto, facilmente obtém-se: C C L D L AR w 3 D0 3 AR e C w D0 (III.43) D 4CD0 4 3 ec Para o Fokker 100, calculamos anteriorme que o C D0 = 0,0175. Assumindo para simplificar que o fator de Oswald é 0,80,obtemos para a razão L/D de cruzeiro de longo alcance a pés: C C AR c c D0 T w D, longo alcance D0 L, longo alcance 8,43 0, ,69 4 C 3 0,352 0, 0233 L/ D 15,11 longo alcance lb h lbf Agora, é necessário fazer uma verificação da velocidade de cruzeiro, se ela é compatível com aquelas pertinentes ao Fokker 100. A massa no início do cruzeiro pode ser calculada multiplicando o MTOW pelas frações de massa na decolagem e na subida (Tabela IIIc). Assim, a massa em questão da aeronave = 0,995*0,98* = kg. Usando-se o coeficiente de sustentação obtido anteriormente e a densidade da atmosfera de 0,37959 kg/m 3 (em pés), calcula-se uma velocidade de 257 m/s no início do cruzeiro. Isto nos fornece um número de Mach de cruzeiro de longo alcance de 0,87. De acordo as informações acerca do Fokker 100, isto está muito acima do número de Mach

187 máximo de operação (MMO), que é 0,77. Por isso, e também por não ter tração suficiente para vencer o arrasto nesta condição, muitas aeronaves iniciam o cruzeiro em uma altitude menor, denominada de altitude inicial de cruzeiro. Caso o Fokker 100 cruze em pés, o número de Mach de cruzeiro de longo alcance cai para 0,77. Em termos práticos, à medida que a aeronave torna-se mais leve devido ao consumo de combustível, ela sobe progressivamente até o teto de serviço. Usando-se a Eq. III.26, calcula-se a fração de massa no cruzeiro a pés. O seu valor é 0,91. Assim, a massa estimada de combustível usado na fase de cruzeiro é kg. Para avaliar o impacto do fator de Oswald no desempenho de cruzeiro, variou-se este parâmetro entre 0,65 e 0,85 e calculou-se a velocidade de cruzeiro de longo alcance e a massa de combustível necessária para que a aeronave cumpra o alcance de 1730 km em pés. Os resultados podem ser analisados com a ajuda dos gráficos das Figs. III.10 e III.11. É facilmente perceptível que a massa de combustível variou cerca de 250 kg. O número de Mach caiu de 0,813 para algo em torno de 0,762 com o aumento do fator de Oswald, uma diferença considerável. Não devemos esquecer que o número de Mach máximo de operação do Fokker 100 é 0,77. Figura III.10 Impacto da variação do fator de Oswald no número de Mach de cruzeiro de longo alcance (Fokker 100, cruzeiro à pés)

188 Figura III.11 Impacto da variação do fator de Oswald na massa de combustível consumida no cruzeiro (Fokker 100, cruzeiro em pés)

189 O código MATLAB que foi escrito para gerar os gráficos das Figs. I.5 e I.6 é dado a seguir: %********************************************************************* % Estimativa do consumo de combustivel em cruzeiro do Fokker 100 %********************************************************************* clc % constantes kg2lb = ; % fator de conversao coversao de kg para libra ft2m = ;% fator de conversao de p s para metros cfe = ; % coef de fricao equivalente (Dado do Roskam) % Atmosfera rho35 = ; % Densidade do ar em pes (kg/m3) vsom35= ; % Velocidade do som em pes (m/s) rho31 = ; % Densidade do ar em pes (kg/m3) vsom31= ; % Velocidade do som em pes (m/s) rho30 = ; % Densidade do ar em pes (kg/m3) vsom30= ; % Velocidade do som em pes (m/s) % Dados da aeronave arw= 8.43; % Alongamento da asa sw=93.5; % Area da asa mtow=43090; % Masssa maxima de decolagem ftakeoff=0.995; fclimb=0.98; rangekm=1730; % (km) ct=0.69; % consumo especifico do motor em cruzeiro (1/h) % mtowlb=mtow*kg2lb; rangem=rangekm*1000; swft2=sw/(ft2m*ft2m); areamolhadaft2= *log10(mtowlb); areamolhadaft2=10^areamolhadaft2; cd0=cfe*areamolhadaft2/swft2; oswa = 0.65; ncont=1; while oswa < 0.85 e=oswa; oswplo(ncont)=oswa; cl_long=sqrt(pi*e*arw*cd0/3); cd =4*cd0/3; ld=cl_long/cd; % Velocidade de cruzeiro de longo alcance no inicio do cruz masscruzi=ftakeoff*fclimb*mtow; % (kg) vcruz35i=sqrt(masscruzi*9.81/(0.50*rho35*cl_long*sw)); vcruz31i=sqrt(masscruzi*9.81/(0.50*rho31*cl_long*sw)); vcruz30i=sqrt(masscruzi*9.81/(0.50*rho30*cl_long*sw)); % fracao de massa no cruzeiro t1=sqrt(2/(rho30*sw)); t2=(sqrt(cl_long))/cd; t3=3600/ct; sqqwf=-rangem/(2*t1*t3*t2)+sqrt(masscruzi*9.81); massfin=sqqwf^2/9.81; fmassa=massfin/masscruzi; mcomb=masscruzi-massfin; mcomb30plo(ncont)=mcomb; mach30plo(ncont)=vcruz30i/vsom30; teralt=rangem*ct/(3600*vcruz30i*ld); fmassalt=1/exp(teralt); %

190 fprintf('\n CD0e: %5.4f \n',cd0) fprintf('\n L/D de longo alcance: %5.1f \n',ld) fprintf('\n Velocidade no incio do cruzeiro: %5.1f (30000 pes) \n',vcruz30i) fprintf('\n Mach no incio do cruzeiro: %4.2f (35000 pés)\n',vcruz35i/vsom35) fprintf('\n Mach no incio do cruzeiro: %4.2f (31000 pés)\n',vcruz31i/vsom31) fprintf('\n Mach no incio do cruzeiro: %4.2f (30000 pés)\n',vcruz30i/vsom30) fprintf('\n Fracao de massa no cruzeiro: %4.2f (30000 pés)\n',fmassa) fprintf('\n Massa de combustivel consumida no cruzeiro: %4.2f (30000 pés)\n',mcomb) oswa=oswa+0.01; ncont=ncont+1; end figure(1) plot(oswplo,mach30plo,'x--r','linewidth',2) xlabel('fator de Oswald'); ylabel('numero de Mach de longo alcance'); grid on print -djpeg -f1 -r500 'emach.jpg' figure(2) plot(oswplo,mcomb30plo,'o--b','linewidth',2) xlabel('fator de Oswald'); ylabel('massa de combustivel no cruzeiro (kg)'); grid on print -djpeg -f2 -r500 'efuel.jpg' Exercício: Faça gráficos análogos aos das Figs. I.5 e I.6 para o Boeing

191 III.8 Estimativa do peso máximo de decolagem do Fokker 100 O próximo passo é a estimação do peso máximo de decolagem (MTOW) do Fokker 100 (equipado com motores R&R Tay 620) a partir das seguintes características de missão: e O primeiro terço do cruzeiro é feito em pés de altitude; o restante em pés. O ponto de projeto foi o máximo alcance (910 milhas náuticas) com máxima carga paga ( kg). Para a missão considera-se 45 min de espera (loiter), 500 kg de combustível adicional para manobras e ida em pés a um aeroporto alternativo distante de 200 milhas náuticas. Programou-se uma rotina para cálculo das características da atmosfera padrão em altitudes desejadas. O valor resultante do peso máximo de decolagem do Fokker 100 é de kg (erro de 1,86%). Pode-se notar que a convergência é rápida, sendo obtida em dez iterações. A variação do peso máximo de decolagem ao longo do processo iterativo é mostrada na Fig. III.12. O código resultante em MATLAB pode ser gratuitamente obtido em Foi utilizada a seguinte expressão para estimação do fator de Oswald, a qual foi elaborada por Howe: 1 0,142 f ARw 10 tc cos 25 4 AR 6 1 0,12 Mach 1 Com f 0, ,5 0, 6 2 (III.45) 0,33 0,1 3ne 1 2 0,80 w (III.44) Na Eq. III.44, n e é o número de motores debaixo da asa, tc é um número fracionário representando o valor médio da espessura relativa máxima da asa e λ é o afilamento da asa. Como o fator de Oswald depende da velocidade, não se pode usar a expressão III.41 para o C L de cruzeiro de longo alcance. Ao invés disso, precisa-se achar CL numericamente a velocidade para o qual o valor de Mach C é máximo. D

192 Figura III.12 Variação do peso máximo de decolagem do Fokker 100 ao longo do processo iterativo É importante durante a fase de estudos de conceito (ou projeto conceitual para muitos) a realização de simulações para avaliar a variação algumas características da aeronave na configuração. Para ilustrar este processo, procedeu-se, com a ajuda do código MATLAB escrito para estimar o peso máximo de decolagem do Fokker 100, à avaliação do impacto da variação do alongamento da asa nas características da aeronave. A Fig. III.13 contém a variação do peso máximo de decolagem em função do alongamento, que correu a faixa de 7 a 11. Esta variação do alongamento acarretou o incremento no peso máximo de 42 para quase 43,4 toneladas. O peso vazio subiu de 21,65 para 23,5 toneladas, um valor muito considerável (Fig. III.13). Finalmente, a Fig. III.15 compara no mesmo gráfico a evolução do peso máximo de decolagem e da massa de combustível necessária para realizar a missão. A massa de combustível decresceu, graças ao menor arrasto propiciado pelas asas de maior alongamento cerca de 550 kg, muito menos do que o acréscimo do peso vazio. Então, do estudo acima, qual é o alongamento ideal da asa? Esta questão e outras relativas ao projeto conceitual podem ser respondidas através do desenvolvimento de plataformas de projeto multidisciplinar que considerem objetivos e restrições muito bem definidas. Também, é necessária a utilização de modelos de maior fidelidade das disciplinas, i. e., muito mais precisos e exatos do que os utilizados neste estudo. Projeto conceitual de aeronave envolvendo otimização multidisciplinar será visto mais adiante neste material.

193 Figura III.13 Variação do peso máximo de decolagem em função do alongamento para uma aeronave com as especificações do Fokker 100 (círculo em azul). Figura III.14 Variação do peso vazio em função do alongamento para uma aeronave com as especificações do Fokker 100 (círculo em azul).

194 Figura III.15 Variação do peso máximo de decolagem e da massa de combustível aeronave com as especificações básicas do Fokker 100 (círculos). Todas as configurações têm de desempenhar um alcance de km com carga paga de kg e o motor ter tração suficiente para propulsá-las no início do cruzeiro. Torenbeek propôs uma metodologia Classe I de arrasto, a qual é melhor elaborada do que aquela do Roskam. Nesta metodologia, o C D0 depende do número de Reynolds e da velocidade. O número de Reynolds utilizado é baseado no comprimento médio molhado da placa plana equivalente. V Swet Re b (III.46) com bw Sw AR w e é a viscosidade dinâmica do ar. Da analogia com a placa plana, deriva-se a área parasita equivalente, F p : w Fp CDp Sw c f f Swet (III.47) com c f sendo o coeficiente de fricção da placa plana de mesma área molhada (S wet ), é a razão entre o arrasto parasita e o coeficiente de atrito da placa plana equivalente. A área parasita equivalente pode ser interpretada como a área da placa plana hipotética normal ao escoamento, com um coeficiente de arrasto de 1,0 e de mesmo arrasto parasita do corpo em questão. O valor de F p expressa o arrasto parasita de um avião em tremos de área parasita equivalente. De acordo com Torenbeek, valores aproximados deste parâmetro são F p = 1,7 m 2 para o Fokker 100; e F p = 7,1 m 2 para o Boeing f

195 Relativo ao coeficiente de fricção, Raymer propos a seguinte fórmula para cálculo do coeficiente de arrasto de fricção turbulento da placa plana: c f log Re 2,58 10, , ,455 M onde M é o número de Mach do escoamento não-perturbado. (III.48) Para determinação do coeficiente de fricção laminar, pode-se considerar a solução da equação de Blasius para o escomento laminar e incompressível sobre a placa plana (considerada, nesta caso, semi-infinita em comprimento) ''' '' 2f f f 0 ' em =0 temos que f( ) 0 e f 0 ' em temos que f ( ) 1 (III.49) y com, y sendo a distância na direção normal à placa e x. V A solução da Equação III.49 fornece a seguinte fórmula para o coeficiente de fricção laminar 0,664 c fx (III.50) Re x Para obtermos o c f na porção laminar da camada limite, devemos integrar a Eq. III.50 até o ponto de transição, denominado aqui de l lam c f llam llam 0, 664 0, 664 llam 1 1,328 c 0 fxdx dx dx 0 0 Rex V x Rel lam (III.51) Normalmente, considera-se que o escoamento transicione nos aviões em 5% da corda da asa ou do comprimento dos seus componentes, como fuselagens, naceles e empenagens. Assim, o coeficiente de fricção é uma combinação dos fornecidos pelas Equações III.48 e III.51, considerando então que ocorra transição em determinada fração do comprimento de referência. Caso a placa plana tenha um comprimento relativamente longo, o escoamento pode ser tratado como inteirante turbulento, no contexto de estimação de arrasto equivalente. De posse do coeficiente de fricção, falta agora determinar o termo de correção do arrasto parasita,, presente na Eq. III.47. Torenbeek propõe a seguinte formulação para o cálculo deste termo f S front f 1 r (III.52) S onde S front é a área frontal excluindo motores e entradas de ar. wet A Fig. III.16 indica que os valores típicos para o fator de forma r são 4,8 para asa reta, 4,1 para asa enflechada e 3,5 para fuselagem. Caso informação detalhada não esteja disponível, Torenbeek sugere a adoção de r =4 para aviões a hélice; r =3,5 para

196 aviões a jato. O fator r incorpora a influência da espessura da asa e da esbeltez da fuselagem no arrasto, os quais não são levados em consideração na maioria dos métodos Classe I de arrasto, baseados apenas na área molhada. Figura III.16 Fator de forma derivado de dados experimentais. O incremento no arrasto devido à rugosidade do revestimento, excrecências e outras fontes (índice misc, de miscelânea) é modelado pelo parâmetro k misc. Assim, a Eq. III.47 pode ser reescrita e tem-se 0,35 kmisc = 1 255Re para aviões a jato CD0 Sw c f f kmiscswet 0,50 kmisc = Re para aviões a hélice A metodologia proposta por Torenbeek para o cálculo do C D0 foi aplicada ao Fokker 100 e o peso máximo de decolagem obtido foi de kg, um resultado melhor do que aquele proveniente da metodologia mais simples do Roskam. A convergência do processo de cálculo é mostrada na Fig. III.17. Figura III.17 Histórico da convergência para o cálculo do peso máximo de decolagem do Fokker 100 utilizando-se a metodologia Classe I proposta por Torenbeek para o cálculo do C D0.

197 Referências para estimação preliminar de massa e arrasto ROSKAM, J. Airplane Design, Part I - Preliminary Sizing of Airplanes. Lawrence: DAR Corporation, 1997.

198 IV IV.1 Método Classe II para estimação de peso Geometria simplificada IV.1.1 Fuselagem Use o aplicativo Microsoft Excel PresSTo Cabin (Fig. IV.1) para dimensionar a cabina de passageiros (l pax e d f ) e calcular o comprimento do avião. Obtível em: O manual do Presto Cabin, que dá várias indicações dos conceitos de sua programação, pode ser obtido em: Autor: Prof. Dieter Scholz da Universidade de Ciências Aplicadas de Hamburgo (HAW), Alemanha. Um código equivalente em MATLAB foi feito no ITA. Ele está disponível em Figura IV.1 Seção transversal da fuselagem do Fairchild-Dornier 728Jet obtida com o aplicativo Microsoft Excel Presto da Universidade de Ciências Aplicadas de Hamburgo.

199 IV.1.2 Cone de Cauda De acordo com Roskam (Roskam, 1997) a relação entre o comprimento do cone de cauda,, e o diâmetro da fuselagem,, para jatos de transporte, historicamente varia de 2,6 a 4. Onde é o comprimento do cone de cauda. IV.1.3 Fuselagem dianteira De acordo com o Roskam (Roskam, 1997) um valor razoável para a relação entre o comprimento do nariz e o diâmetro da fuselagem é 1,7, ou seja, Assim o comprimento total da fuselagem é dado pela Equação IV.3. Área molhada De acordo com Torenbeek (TORENBEEK 1976) a área molhada da fuselagem pode ser estimada pela Equação IV.4. ( ) ( ) Onde S wet, fus é a área molhada da fuselagem. IV.1.2 Asa Asa trapezoidal Para o cálculo da asa trapezoidal foram usadas as f rrmulas geométricas básicas. A envergadura da asa é obtida da Equação IV.5. Onde é o alongamento da asa trapezoidal e é a área da asa trapezoidal. A corda da raiz,, é calculada pela Equação IV.6. ( ) Onde é o afilamento da asa trapezoidal. Para se obter a corda na ponta,, da asa, basta multiplicar a corda da raiz pelo afilamento.

200 A corda média geométrica da asa trapezoidal é definida pela Equação IV.8 e a corda média aerodinâmica, pela Equação IV.9.. / A distância da corda média aerodinâmica à corda da raiz da asa trapezoidal é obtida pela Equação IV.10. ( ) Com o enflechamento do quarto de corda, que é um parâmetro de entrada, pode-se calcular o enflechamento no bordo de ataque, pela Equação IV.11; à 50% da corda, através da Equação IV.12. Asa de referência arc tan(tan( AR (1 ) / (1 ))) (IV.11) wle w1/4 wtr tr tr arc tan(tan( AR (1 ) / (1 ))) (IV.12) w1/2 w1/4 wtr tr tr O cálculo da asa de referência foi baseado no Engineering Sciences Data Unit (ESDU). A formulação do ESDU para cálculo da área de referência foi publicado pela primeira vez em Desde então, ganhou popularidade e tornou-se padrão em várias instituições acadêmicas e fabricantes aeronáuticos. Basicamente, a formulação baseia-se na manutenção da área exposta original com alguns elementos geométricos comuns à asa original. A área em planta da asa original é calculada pela soma das áreas de cada painel trapezoidal (Fig. IV.2). Para a definição da asa de referência, traçam-se as linhas do bordo de fuga e bordo de ataque mantendo-se a corda na ponta (Fig. IV.2). Assim, mantém-se a semi-envergadura restante, medida a partir do raio máximo da fuselagem até a ponta da asa, e a corda na ponta. A partir daí, traça a linha de bordo de ataque utilizando-se o princípio da igualdade de área da asa exposta. Faz-se o mesmo para a linha do bordo de fuga. A asa de referência equivalente ESDU é caracterizada por área em planta menor e maior alongamento em relação à asa original.

201 Figura IV.2 Asa de referência de acordo com a metodologia do ESDU Para proceder ao cálculo analítico para uma asa com uma única quebra no bordo de fuga (Fig. IV.3), considera-se incialmente que a distância da raiz da fuselagem à raiz da asa, como definida pela Equação IV.13: Figura IV.3 - Parâmetros da asa real A distância da quebra à raiz da asa é definida pelo parâmetro.

202 A corda na quebra da asa,, é definida pela Equação IV.14: (( ) ) ( ( ) ) Para determinar a corda da raiz da fuselagem, na asa real, é preciso antes obter a corda da raiz da fuselagem na asa trapezoidal,. (( ) ) ( ( ) ) Assim, a corda da raiz da fuselagem, na asa real,, é obtida da Equação IV.16: A área exposta da asa de referência,, é determinada pela Equação IV.17. Tendo-se determinado a distância da raiz da fuselagem, à raiz da asa, pode-se calcular a corda da raiz da fuselagem na asa de referência,. Uma vez determinada a corda da raiz da fuselagem, na asa de referência, pode-se obter a corda, na raiz da asa de referência,, através da Equação IV.19. A corda, na raiz da asa real, é definida pela Equação 20. A Equação II.21 ilustra como pode ser obtido o afilamento da asa de referência, : Obtido o valor do afilamento e da corda, na raiz da asa de referência, é possível calcular a corda média geométrica da asa de referência,, pela Equação IV.22 e a corda média aerodinâmica da asa de referência,, de acordo com a Equação IV.23. ( )

203 A distância da corda média aerodinâmica à corda da raiz da asa de referência é determinada pela a Equação II.24. ( ) Com a envergadura da asa e a corda média geométrica da asa de referência obtém-se o alongamento da asa de referência, e a área da asa de referência,. Área molhada De acordo com Torenbeek (TORENBEEK 1976) a área molhada da asa pode ser estimada pela Equação II.27.. / ( Onde e são respectivamente a relação entre a espessura da corda na raiz e na ponta da asa e a. IV.1.3 Empenagem vertical A empenagem vertical de uma aeronave de transporte é constituída de uma parte fixa o estabilizador e uma parte móvel, o leme de direção. Estabilidade e controle são as funções básicas da EV. No dimensionamento da empenagem vertical impactam a condição de perda de motor na decolagem e desempenho de pista e subida, na forma da VMCA e VMCG, Velocidade de mínimo controle no ar e no solo, respectivamente. A Fig. IV.4 mostra algumas configurações de empenagens verticais em combinações com horizontais. ) Figura IV.4 Algumas configurações de empenagens verticais e horizontais

204 O volume cauda é um fator adimensional usado como referência para o projeto das empenagens. O volume de cauda da empenagem vertical,, é definido da seguinte maneira: Onde é a distância entre o CG e o centro aerodinâmico da empenagem vertical e é a área da empenagem vertical. Conhecidos os parâmetros da Eq. II.29, pode-se então determinar a área da empenagem vertical. IV.1.4 Empenagem horizontal O dimensionamento da empenagem horizontal é feito por meio do coeficiente do volume de cauda,. Onde é a distância entre o CG e o centro aerodinâmico da empenagem horizontal e é a área da empenagem horizontal. Como e são parâmetros de entrada, pode-se calcular a área da empenagem vertical usando a Equação II.30: A envergadura da empenagem horizontal pode ser calculada pela Equação II.31: Onde é o alongamento da empenagem horizontal. Para se calcular a corda da raiz da empenagem horizontal, II.32:, utiliza-se a Equação Onde ( ) é o afilamento da empenagem horizontal, que é um dado de entrada Com a corda da raiz e o afilamento pode-se achar o valor da corda, na ponta da empenagem,. A corda média geométrica,, foi calculada aplicando-se a fórmula abaixo. Em seguida calculou-se a corda média aerodinâmica,. ( )

205 A posição da corda média aerodinâmica, da empenagem horizontal, é determinada pela Equação IV.36. ( ) Com o enflechamento no quarto da corda da empenagem,, pode-se calcular o enflechamento nos demais pontos da empenagem. Para dimensionamentos iniciais, usualmente é considera que o enflechamento à ¼ da corda da EH seja o da asa acrescido de 5 o. Entre outras razões para tal, uma crítica refere-se a uma situação de emergência em cruzeiro. Nesta situação, o avião precisa mergulhar para atingir uma altitude menor a partir da altitude de cruzeiro. Nesta altitude menor, os passageiros devem respirar sem o uso do oxigênio de bordo. Durante o mergulho, atingem-se grandes velocidadese onde a asa estará sujeita a ondas de choque muito fortes, podendo até ocorrer separação do escoamento. Para sair do mergulho, a aeronave deverá contar com a EH, que deverá estar sujeita a um escoamento onde não haja descolamentos provocados por ondas de choque. ( ) ( ) ( ) Para o cálculo da área molhada, da empenagem horizontal, adotou-se a mesma fórmula usada para a asa, substituindo as variáveis da asa pelas da empenagem.. / ( ) Na Eq. IV.40, é a área molhada da empenagem horizontal, e são respectivamente a relação entre a espessura da corda na raiz e na ponta da empenagem e a.

206 IV.1.5 Motor/Nacele A vista em corte de um motor turbofan moderno é dada na Fig. IV.5. Figura IV.5 Vista em corte esquemática de um motor turbofan A vista lateral de uma nacele típica é dada na Fig. IV.6. Figura IV.6 Vista lateral de uma nacele curta típica. A área molhada da nacele, S wet,n é a soma de três componentes, da capota do fan; da área exposta do gerador do gás; e do cone de saída de gases: Os cálculos dos três componentes da área molhada da nacele são fornecidos pelas equações IV.42 IV.44 ll ll D hl l D l Swet, fan, cowling ln Dn l l d l D n n n n n ef (IV.42)

207 1 D eg D g Swet, gas gen lg Dg D g l g 5/3 (IV.43) Swet, plug 0.7 lp Dp (IV.44) IV.1.6 Pilone O pilone é o responsável pela transferência das cargas laterais, verticais e de empuxo do motor para a estrutura da asa ou da fuselagem, dependendo de onde o motor está instalado. O pilone normalmente é dimensionado para gerar o menor arrasto de interferência de acordo com Roskam [Roskam, 2000]. O arrasto de interferência para motores sob a asa é dado por C C FM C FM 1 se M 0,50 DN, D,int, N D, N C DN, (IV.45) FM 0,50 se M 0,50 ou a fuselagem incorporou a regra das áreas na região do motor FM é um fator de correção de compressibilidade e C D,N é o arrasto da nacele. O termo CDN, é um fator que pode ser obtido de gráficos fornecidos pelo Roskam [Roskam, C DN, 2000]. Se o motor estiver localizado sob a asa, a Figura IV.7 provê dados para o cálculo do arrasto de interferência asa-nacele:

208 Figura IV.7 - Fator de arrasto de interferência asa-nacele De acordo com a Fig. IV.7, para o valor de fornece um valor pequenol para o arrasto de interferência em função de uma distância razoável do bordo de ataque da asa. é a corda da asa onde o motor é fixado e é a posição do motor em relação ao bordo de ataque. Assim, temos que ( ) Estando o motor fixo na fuselagem, utiliza-se a Figura IV.8 para cálculo do arrasto de interferência fuselagem-nacele. O arrasto de interferência pode ser calculado pela seguinte expressão: ' SN CD,int, N FM CD 0, 05 (IV.47) N S FM 1 se M 0,50 Re f FM 0,50 se M 0,50 ou a fuselagem incorporou a regra das áreas na região do motor S N é a área frontal máxima da nacele excluindo o pilone. ' C D N é obtido do gráfico da Fig. IV.8.

209 Figura IV.8 - Fator de arrasto de interferência fuselagem-nacele Analisando a Figura IV.8, a relação fornece o menor fator de arrasto de interferência, excluindo-se a opção da nacele enterrada na fuselagem (burried). Para o dimensionamento, o pilone pode ser considerado uma asa pequena assim, z (no caso do motor sob a asa) e t no caso do motor na fuselagem fornecem a envergadura do pilone. No caso do motor fixo na asa, as cordas da ponta e da raiz do pilone são definidas pela secção da asa onde se encontra o motor e o comprimento do motor/nacele ( ). A envergadura,, vem da relação ( ) No caso do motor fixo na fuselagem o afilamento do pilone é usualmente 1,0, isto é, as cordas da ponta e da raiz são iguais, e equivalem ao comprimento do motor. A envergadura vem da relação ( )

210 Com isso, ( ) ( ) ( ) Área molhada ( ( ) ) ( ) Onde é a área molhada do pilone, e são respectivamente a relação entre a espessura da corda na raiz e na ponta do pilone. Configuração A Fig. IV.9 mostra a intergração do motor de um motor do DC-10 na asa. Figura IV.9 Integração do motor do DC-30 à asa

211 No EMBRAER E170, o pilone é um caixão central tipo cantilever fixado à asa por cinco pontos principais (Fig. IV.10). Estes pontos são as duas hastes superiores fixadas na longarina dianteira da asa, duas abas de fixação no intradorso da asa e uma haste traseira que funciona como um braço de arrasto. O pilone permite acomodação de diversas unidades em seu interior, tais como válvulas de corte (combustível e hidraúlica), trocador de calor do sistema pneumático do motor, acessíveis pela remoção dos correspondentes painéis nas laterais do pilone. Figura II.10 Fixação do pilone à asa do EMBRAER E170

212 IV.2 Método Classe II para peso A Eq. IV.1 proposta por Raymer permite calcular o peso vazio em função de alguns parâmetros da configuração de aeronave. É considerada uma metodologia de baixa fidelidade e denominada de Classe I. Contudo, é necessário estimar o peso da aeronave já na fase conccitual de modo mais específico, importante para estudos paramétricos e de otimização. A metodologia classe II descrito em Roskam [Roskam, 1999] oferece razoável exatidão. Ela consiste em uma conjunto de outras formulações, dentre elas aquela desenvolvida por Torenbeek [Torenbeek, 1976], a técnica da Cessna (usado basicamente para aeronaves de menor porte), método USAF e a formulação General Dynamics (GD). Outras formulações diferentes das propostas pelo Roskam são sugeridas no presente material, para efeito de melhorar a estimação do peso vazio. A determinação do peso da aeronave é função da geometria da aeronave, da carga paga e da quantidade de combustível que deve carregar para cumprir a missão requerida. A Fig. IV.11 ilustra os componentes estruturais típicos de uma aeronave de linha (Lockheed Tristar). Uma proposta para uma decomposição de alto nível do peso operacional é a seguinte: Onde é o peso estrutural, é o peso do grupo motopropulsor e é o peso dos equipamentos fixos. Nos próximos sub-capítulos serão fornecidos formulações semi-empíricas para a estimação dos pesos estrutural, do grupo motopropulsor e dos equipamentos fixos. Uma subdivisão do peso vazio por grupos está apresentada na Tabela IVa. Ela foi baseada no na norma do exército dos Estados Unidos AN 9103-D, de acordo com o Torenbeek [Torenbeek, 1976], e foi levemente adaptada para uso civil.

213 Grupo Asa Estrutura primária da seção central Estrutura primária do painel intermediário Estrutura primária dos demais painéis (incluindo ponta...) Estrutura secundária (incluindo mecanismo de dobra da asa...) Ailerons (incluindo peso de balanceamento...) Flapes: Bordo de fuga Bordo de ataque Slates: Spoilers, freio aerodinâmico, derrubadores de sustentação Barreiras verticais (Fences) e geradores de vórtice Montantes (Struts) Grupo da cauda Estrutura primária dos estabilizadores Barbatanas (fins), estrutura básica Estrutura secundária (estabilizador e barbatanas) Profundor (incluindo peso de balanceamento) Leme (incluindo peso de balanceamento) Grupo fuselagem Estrutura básica da fuselagem ou casco Revestimento Estrutura secundária: Fuselagem ou casco Portas, painéis e miscelânea Freio aerodinâmico Grupo das superfícies de controle Controles na cabina de comando Piloto automático Sistemas de controle (inclui sistemas de potência) Grupo motopropulsor Internos Centrais Externos Portas, painéis e miscelânea Tabela IVa Classificação e divisão do peso estrutural da célula de acordo com a proposta AN 9103-D do Exército dos EUA

214 Figura IV.11 Partes estruturais do Lockheed 1011 Tristar, um avião comercial de linha A Tabela IVb apresenta a variação do fator de carga para algumas categorias de aviões. Avião leve de turismo Esportivo, acrobático Transporte Caça Bombardeiro +4 a a -3 3,8 a a -4,5 +3 a -1,5 Tabela IVb fatores de carga típicos para algumas classes de aviões IV.1 Peso estrutural O peso estrutural pode ser dividido em: Onde, - peso do grupo da asa de acordo com a classificação AN 9103-D - peso da empenagem horizontal - peso da empenagem vertical - peso da fuselagem - peso da nacele - peso do trem de pouso

215 IV.2.1 Asa Método do Torenbeek O peso básico estrutural da asa, definido como o peso de todos os grupos da asa (i.e. todas as partes que compõem uma asa) menos os dispositivos hipersustentadores, spoilers e freios aerodinâmicos (Eq. IV.61) pode ser calculado por meio da Eq. IV.62 [Torenbeek, 1976]. Ww Wbasico, asa 1,2 whiper wspoiler (IV.61) Para a resolução dessa equação é necessário conhecer alguns parâmetros, tais como: envergadura, área da asa em planta e MTOW, os quais ainda são desconhecidos. Para dar início a um processo interativo, admitem-se quaisquer valores para os mesmos, logo: W 0,55 1,675 0,5 1, no.. e. uc. st. b. ult. des 0,8 W. w.. cos r 1/2 basico, asa C k k k k k k n W W b t c onde, (Eq. IV.62) W des MTOW e W w = peso do grupo da asa (ver norma AN 9103-D) C 1 4, , para W w e W des em [kg] e b w em [m] k no bref 1 (IV.63) b S com b ref 1, 905 m e bw bs cos. 1/2 O fator Kno representa o incremento do peso devido à junção do revestimento, e as vedações. Continuando, temos que k 1 0,4 w, onde é o afilamento da asa. k e é o fator de alívio do momento fletor devido à instalação do motor e nacele sob a asa. Para uma configuração com dois motores sob a asa, k e = 0,95; com quatros motores k e = 0,90. Se o motor estiver na fuselagem k 1. e k uc Trem de pouso. Esse fator é igual a um para trem de aterrissagens acomodados na asa; k uc = 0,95 para trem de pouso não montados na asa. k st - Incremento de peso, a fim de prover maior rigidez para evitar flutter. Para aviões a jato alto subsônico com motores não montados sob as asas ou com motores montados a frente do eixo elástico da asa é proposta uma correção (Eq. IV.64): k st 2 3 VD bw.cos LE Wdes t cr 1 C cos (IV.64)

216 onde, em [m/s]. b 4 C Para b w em [m], W des em [kg], e a velocidade de mergulho (V D ) 2 10 k - Para aeronaves com asa engastada (não passante) k 1. A Eq. IV.65 resume uma simplificação para o cálculo do peso da asa incluindo todas as partes que a compõem (wing group), válida para aeronaves de transportes civis. Para tal, considera-se a asa como uma viga em balanço e feita. Esta expressão é válida para casos com trem de pouso escamoteável sob as asas. Onde 0,75 b ref 0,55 bs t r Ww kfowlerkmotorkspoilerwg. kw. bs. 1. nult. bs WG Sw k w e b 0,3 ( IV.65) b ref são valores constantes. Conforme Torenbeek, para aeronaves de 3 transportes com W to > 5670 kg tem-se, k w 6, Esse fator é aplicado para: W G MZFW em [kg], b S em [m], S em [m 2 ] e W W em [kg]. Também, n ult =1,5 n limit, onde n limit é o maior entre os fatores de carga de rajada e manobra. K spoiler = 1,02 se a asa contiver spoilers; = 1 caso contrário. K Fowler = 1,02 se a asa contiver flapes do tipo Fowler. Em relação à influência dos motores na Eq. III.6 [Roskam, 1999]: k motor 1 se os motores estiverem na fuselagem 0.95 para dois motores sob a asa 0.90 para o caso de quatro motores sob a asa Um código MATLAB foi elaborado poara estimação da massa estrutural da asa do Fokker 100. A codificação é dada a seguir: % Metodo do Torenbeek para calculo da massa da asa % **** Fokker 100 **** clc clear all % ************* Constantes fcor = 1; % fator de alivio devido ao motor estar na asa % (no Fokker 100, estao montados na fuselagem traseira) fspoiler = 1.02; % fator de correcao devido a spoilers e speed brake ffowler = 1.02; % fator de correcao para flaps tipo Fowler ft = ; % fator de conversao metro para pes ft2 = ft*ft; lb = ; % fator de conversao kg para lb rad = pi/180; % Dados do aviao taper = 0.235; % afilamento da asa de referencia df = 3.30; % diametro da fuselagem (m) tcraiz = 0.135; % espessura relativa maxima da seção da raiz wing.s = 93.5; % Area da asa (m2) wingref.s = wing.s; wing.ar = 8.43; % alongamento da asa sweepc14 = 17.5; MZFWkg = 35835; % Peso maximo zero combustível % fator de carga final (limite x fator seguranca) nult = 2.5*1.5; % ---- Inicio do calculo ===>

217 MZFWlb = MZFWkg*lb; wing.b = sqrt(wing.ar*wing.s); % Envergadura da asa (m) % corda na linha de centro da fuselagem (m) CC = 2*wing.S/(wing.b*(1+taper)); CT = CC*taper; % corda na ponta (m) % Calculo do angulo de enflechamento ah meia corda sweepc12 = atan( (CC/4. + (wing.b/2)*... tan(sweepc14*rad) + CT/4. - CC/2.)/... (wing.b/2)); sweepc12 = sweepc12/rad; % Enflechamento do bordo de ataque (asa de referencia) if sweepc14 == 0 aux = CC*(1-taper)/4 ; else aux = CC*(1-taper)/4 + wing.b/2/tan(pi/2-rad*sweepc14); end sweeple = pi/2-atan(wing.b/2/aux); sweeple = sweeple/rad; % enflechamento no bordo de fuga (asa de referencia) if sweepc14 == 0 aux = CC*(1+3*taper)/4; else aux = CC*(1+3*taper)/4 + wing.b/2/tan(pi/2-rad*sweepc14); end if aux == CC sweepte = 0; else sweepte = pi/2-atan((wing.b/2)/(aux-cc)); end sweepte = sweepte/rad; % Caluclo da corda na raiz (intersecao asa-fuselagem) xbaraiz = (df/2)/tan(pi/2-rad*sweeple); xbfraiz = CC+(df/2)/tan(pi/2-rad*sweepTE); CR = xbfraiz - xbaraiz; % Corda na raiz (m) % tr = CR*tcraiz*ft; % espessura maxima da secao na raiz (ft) % desenha asa xp(1) = 0; yp(1) = 0; xp(2) = wing.b/2*cos(pi/2-sweeple*rad); yp(2) = wing.b/2; xp(3) = xp(2)+ct; yp(3) = yp(2); xp(4) = CC; yp(4) = 0; plot(xp,yp,'-k') axis equal hold on xf(1) = 0; yf(1) = df/2; xf(2) = 1.2*CC; yf(2) = df/2; plot(xf,yf,'--r') % Formulacao do Torenbeek wingweightto=fcor*ffowler*fspoiler*0.0017*mzfwlb*... (((wing.b*ft)/(cos(sweepc12*rad)))^0.75)*... (1+((6.3*cos(sweepC12*rad))/(wing.b*ft))^0.5)*...

218 (nult^0.55)*(((wing.b*ft*wingref.s*ft2)/... (tr*mzfwlb*cos(sweepc12*rad)))^0.3); % [lb] eq 5.7 pag 89 % % <=== Fim do calculo % fprintf('\n Envergadura da asa %4.2f m \n',wing.b) fprintf('\n Massa da asa pelo metodo do Torenbeek %5.1f kg ( %5.1f lb)\n',wingweightto/lb,wingweightto) % Metodologia do Askin Isikveren para estimação do peso da asa Askin Isekveren [Isekveren, 2002] propôs em sua tese de doutorado realizada no Canadá várias metodologias para representação geométrica de aviões, estimação de coefficientes aerodinâmicos e estimação de peso, entre outras coisas. O método que ele desenvolveu para estimação de peso da asa é descrito na seção seguinte. The advanced Technology multiplier (ATM) - Este parâmetro, proposto pela primeira vez por Scott e Nguyen [Scott, 1996], estima o potencial de redução de peso no futuro com base em dados de tendências observadas referentes aos últimos 40 anos. O conjunto de dados de informação estatística a partir dos quais o parâmetro ATM é derivado relaciona-se primeiramente com o chamado grupo de peso constante. A categoria de peso constante é proporcional à capacidade de passageiros e inclui itens como o APU, instrumentos, elétrica, aviônicos, mobiliário e equipamentos, sistemas ambientais e qualquer carga útil fixa. Scott e Nguyen [Scott, 1996] afirmam que o grupo de peso constante diminuiu em cerca de 0,15% ao ano. Usando 1975 como um ano de referência, a seguinte expressão é sugerida: (IV.66) Onde AES é o ano de entrada em serviço do tipo de aeronave em questão. Precisa ser notado que a Eq. IV.66 aplica-se apenas ao grupo de peso constante. Scott e Nguyen também propuseram um ATM aplicável ao primeiro grupo funcional de peso, ou seja, asa, empenagens, fuselagem e trem de pouso. Segundo esses pesquisadores, ATMs de cerca 0,85 têm sido estimados para transportes muito avançados [Scott, 1996]. Este valor é considerado ser muito otimista dentro do ambiente mais pragmático dos fabricantes aeronáuticos, de maneira que a utilização de um operador mais conservativo como o dado pela Eq. IV.66 proporciona uma avaliação otimista no estabelecimento de metas de redução de peso sem incorrer necessariamente em riscos elevados. Uma fórmula prática para o peso da asa usando o multiplicador tecnológico foi proposta por Linell W w w W w GnultSwAR w w 2 S w t/ c cos w w ATM w Cw w (IV.67) Na Eq. IV.67, WG é o peso máximo de decolagem (kg), Sw é a area de referência da asa (m 2 ), AR w é o alongamento da asa, λ w o afilamento e Λw é o enflechamento em ¼ da corda (deg). Os valores dos expoentes na Eq. IV.67 são os seguintes:

219 φw = 0,656, βw = δw = εw = 1,5, αw = 0,0328 e χw = 1,1 O valor do coefficiente αw representa uma alteração em relação ao valor original proposto por Linell, em passo com um banco de dados composto com aviões mais contemporâneos. Aviões são certificados para resistir a fatores de carga limite de modo que a estrutura não começa a ceder até que um certo limiar seja ultrapassado. Normas JAR e FARs requerem que de fatores de segurança de no mínimo 1,5 devem ser empregados durante o dimensionamento estrutural. Uma vez que os requisitos de certificação não permitem fator de carga de manobra para qualquer velocidade até a velocidade de mergulho seja inferior a 2,50, um valor do fator de carga final n ult = 1,4 x 2,50 = 3,75 é tipicamente assumido. Este valor é adequado para grandes aviões de transporte, no entanto, para os veículos de tamanho menor o caso mais crítico pode ser o de cargas de rajada, impactando no momento fletor na raiz da asa. O fator de carga de rajada em um avião predomina quando ele está operando em menores pesos. Assumindo que a velocidade de cruzeiro V c = VMO é crítica para o caso da rajada, o fator de carga é Sw ngust 1 KgCL U devc (IV.68) 2 W O fator de alívio de rajada, Kg, é calculado por uma fórmula empírica em função do parâmetro μ onde K g 0,88 5,3 2W (IV.70) gc C S gm L w (IV.69) O fator K g acima é uma maneira de levar em consideração: (1) gradiente da rajada; (2) a resposta do avião; (3) atraso no acréscimo da sustentação causado pela variação do ângulo de ataque (Δα). c gm é a corda média geométrica. De acordo com Torenbeek [Torenbeek, 1976], a situação crítica para acontece no Peso Máximo Zero Combustível e sugere uma referência de vôo para avaliação em uma altitude de pés e uma rajada de alta velocidade de Ude = 15,2 m/s (50 pés/s), tirada das normas FAR. O valor aproximado do C Lα é dado pela equação de Helmotz com alguns ajustes C L Cl ARw 2 C l AR w Cl AR M cos 1/2 2 2 w (IV.71) Na Eq. IV.71, C lα é a razão de sustentação média dos aerofólios que compõem a asa. O próximo passo é escolher o cenário mais limitante entre cargas de rajada e manobra. Isto é feito através de uma função impulse que identifica o máximo entre valores de ensaios ou calculados

220 n ult 1,5 n,2,5 max gust (IV.72) ΠCw ié o parâmetro de projeto que exibe dependência da configuração do avião, i. e., asa alta vs. asa baixa, spoilers, colocação do trem de pouso, e é dado pela seguinte expressão: k k k (IV.73) Cw co sp lg O parâmetro kco na Eq. IV.73 indica a filosofia da instalação da asa. Ele é igual a 1,17 para configurações de asa baixa e assume o valor de 1,25 para aviões com asa alta. Assumindo uma variação linear, a contribuição do termo da localização da asa, K co, em relação a fuselagem pode ser então dado por (IV.74) Em relação à influência dos spoilers na Eq. IV.73, ksp = 1,02 quando Φsp = Φ(s,1) = 1 caso contrário, unidade (quando s < 1 ) (IV.75) Analogamente, temos o fator de correção para a instalação do trem de pouso: (IV.76) Quando s = 1, a função impulso, Φlg = Φ(s,1), incopora a integração do trem d epouso na asa; caso contrário vale zero (para s < 1). Através da incorporação de todos os constituintes das Eq. IV.74 a Eq. IV.76 na Eq. IV.73, desconsiderando os termos pequenos, a correção relacionada a configuração da aeronave fica (IV.77) τ S é a medida da rigidez estrutural, a qual varia com a pressão dinâmica e carga limite. Esta contribuição é descrita por 2 2 0,50slsV MO g ult s 11,31 (IV.78) onde VMO é a velocidade operacional maxima ao nível do mar e condições padrão e é expressa em m/s. ρsls/g é igual a 0,125 kg s 2 /m 4. Πt/c na Eq. III.67 é o fator de espessura da asa expresso através de um a função trigonométrica dada por IV.2.2 Empenagem horizontal * ( ) + (IV.79) O peso da empenagem horizontal em lb pode ser calculado usando-se a Eq. IV.80 proposta por Torenbeek [Torenbeek, 1976].

221 0,2 Sh V D WEH Kh Sh 3,81 0, cosh 1 2 (IV.80) Onde é o fator de correção, de 10%, do peso da enpenagem, quando a mesma apresenta um sistema de incidência variável; é a velocidade de mergulho da aeronave em KEAS; S h é a área da EH em ft 2. IV.2.3 Empenagem vertical O peso da empenagem vertical em lb pode ser calculado usando a Eq. IV.81 proposta por Torenbeek [Torenbeek, 1976]. 0,2 Sv V D WEV KV SV 3,81 0, cosv 1 2 (IV.81) Onde é 1,0 quando a EH está montada na fuselagem. V D é a velocidade de mergulho fornecida em KEAS. A área da EV, S V, deve ser fornecida em ft 2. Quando a EH está montada na EV, utiliza-se a Eq. IV.82 para o cálculo do coef. K v : [ ( )] Onde é distância da raiz da enpenagem vertical, até a empenagem horizontal. IV.2.4 Fuselagem A massa da fuselagem em kg é calculada usando-se a Eq. IV.83, também proposta por Torenbeek [Torenbeek, 1976]. (IV.83) Onde, { V D é a velocidade de mergulho em m/s; l H distância em metros entre os pontos entre o centro aerodinâmico da asa e o da EH; w F é a largura da fuselagem (m); h F a altura da mesma; e S wet,fus é a área molhada da fuselagem. IV.2.5 Nacele A Eq. IV.84 fornece uma estimativa para a massa da nacele.

222 W 0, 065 T / g (kg) (IV.84) nac O onde T O é a tração de decolagem dada em Newton e g é a aceleração da gravidade em m/s 2. IV.2.6 Trem de pouso A Eq. IV.85 foi proposta por Torenbeek [Torenbeek, 1976]. ( ) Onde é o fator de correção do peso do trem de pouso instalado em asas altas que decorre em um aumento de 8%. é a massa de decolagem. As demais constantes da Eq. IV.85 estão listadas da seguinte Tabela IVc considerando o trem de pouso retrátil Trem principal Trem do nariz Tabela IVc - Constantes para o cálculo do peso do trem de pouso IV.2.7 Peso do grupo moto propulsor O peso do grupo moto propulsor pode ser dividido em três componentes: Onde: - peso do motor - peso do sistema de combustível - peso do sistema propulsivo a. Peso do Motor Para um motor turbofan sem pós-combustão, Raymer [Raymer, 1989] propõe a seguinte fórmula (IV.87) T 0 = tração de decolagem (lbf) e a massa do motor é fornecida em lb. BPR: razão de passagem (by-pass ratio).

223 b. Peso do sistema de combustível De acordo com Torenbeek [Torenbeek, 1976], o peso do sistema de combustível para uma aeronave, com tanque integral (asa molhada) é:. / Onde é o numero de motores, é o número de tanques, que para esse trabalho é fixado em dois, e é a densidade do combustível. c. Peso do sistema propulsivo O peso do sistema de propulsão pode ser quebrado em três componentes: Onde: - peso do sistema de controle peso do sistema de partida - peso do sistema reversor Peso do sistema de controle Para o cálculo do sistema de controle, a metodologia GD descrita em Roskam (ROSKAM 1999) é uma boa opção. Para motores montados na fuselagem ou na raiz da asa (como é o caso do Comet), temos: ( ) Onde é o fator de correção. Para motores sem pós-queimador ele pode ser assumido como sendo 0,686; para motores com pós-combustã, considere 1,080 parav este fator. Para motores montados na asa, W ec : 0 ( ) 1 Tanto na Eq. IV.90 quanto na IV.91, W ec resultante é em libras. Peso do sistema de partida Para estimativa do peso de sistema de partida utilizou-se aqui a metodologia GD. Considerando sistema de partida sendo elétrico, utiliza-se a Eq. IV.92: ( )

224 Peso do sistema reversor Para o cálculo do sistema de reversor, usou-se a Eq. III.34 sugerida por Torenbeek [Torenbeek, 1976]. IV.2.8 Peso do equipamento fixo O peso do equipamento fixo pode se subdividido em oito parcelas. (IV.94) Todas as equações, utilizadas para a estimativa das parcelas de peso do equipamento fixo, foram retiradas de Torenbeek [Torenbeek, 1976] estando apresentadas nos itens seguintes. a. Massa do sistema de comando de vôo A massa do sistema de comando de vôo pode ser estimada pela a Eq. IV.95. Onde é o fator de correção para o sistema de comandos de vôo potenciados, considerando todas as aeronaves com esse tipo de sistema. é o fator de correção devido à presença de hiper-sustentadores de bordo de ataque. b. Peso do sistema elétrico O peso do sistema elétrico em lb pode ser estimado usando-se a Eq. IV.96 proposta por Raymer [Raymer, 1989]: W RKVA LA NG 0,782 0,346 0,10 els 7, 291* (IV.96) RKVA é um índice relacionado à potência do sistema (40-60 para aviões de transporte; para caças); LA é a distância da cablagem dos geradores aos avionicos no cockpit; e NG é o número de geradores. c. Peso dos instrumentos, avíônicos e eletrônicos A Eq. IV.97 provê um meio para estimação da massa dos instrumentos, aviônicos e eletrônicos é: Onde é o alcance máximo da aeronave. d. Massa dos sistemas de ar-condicionado, pressurização e anti-gelo A massa do sistema de pressurização mais a do sistema de ar-condicionado pode ser estimada usando-se a Eq. IV.98 de acordo com Torenbeek [Torenbeek, 1975] ( ) Onde é comprimento da cabine de passageiros. A massa é dada em lb.

225 O Método GD fornece a seguinte formulação: Wapi 469 V pax Ncr N pax / ,419 (IV.99) Onde W api é calculada em lb; V pax é o volume da cabina de passageiros em ft 3 ; N pax é o número de passageiros; e N cr é o número de tripulantes. e. Peso do sistema de oxigênio Tem seu valor estimado pela Eq. IV.100: Onde é o número de passageiros. f. Massa do motor auxiliar de potência (APU) Valores típicos do peso do APU variam de 0,4% a 1,3% do peso máximo de decolagem da aeronave. Considerando uma fração de 0,85%, temos: g. Massa do mobiliário A massa do mobiliário é obtida da Eq. IV.102. h. Massa da pintura A massa da pintura varia de 0,3% a 0,6% do peso máximo de decolagem. Considerando um fator de 0,45%, temos: i. Massa do sistema hidráulico A massa do sistema hidráulico de acorso com Roskam [Roskam, 1999] varia entre 0,60% a 1,20% da massa máxima de decolagem (MTOW) para uma aeronave de transporte comercial.

226 IV.3 Balanceamento de massa Determinação da posição do CG Uma vez determinado o peso de cada componente da aeronave pode-se estimar a posição do CG da aeronave. Nessa secção não será determinado o envelope de peso versus CG, apenas o CG da aeronave (OEW). A determinação do envelope completo requer o conhecimento do diagrama de carregamento dde carga paga e combustível (diagrama batata ) dentre outros aspectos. Além do peso dos componentes, necessita-se determinar a posição do CG de cada um. Esses valores foram retirados de Roskam (ROSKAM 1997), ver Tabela IVa. COMPONENTE INTERVALO DE VALORES ASA [%MAC w ] EMPENAGEM 30 [%MAC h ] HORIZONTAL EMPENAGEM VERTICAL 30 [%MAC v ] NACELE 40 [% le] FUSELAGEM [% lf] Tabela IVa - Posição do CG dos componentes da aeronave A posição do CG é então obtida pela equação Onde: - peso de cada componente - posição do CG de cada componente em relação ao ponto de referência Determinação da posição da asa Segundo Torenbeek (TORENBEEK 1976) a posição do CG para o peso básico de uma aeronave (OEW) depende de sua configuração, ver Tabela IVb.

227 COFIGURAÇÃO INTERVALO DO CG PARA OEW [%MAC w ] 2 motores sob a asa motores sob a asa motores fixos à fuselagem 3 motores - Tabela IVb - Posição do CG para diversas configurações Como o valor do CG, obtido na secção anterior, pode não corresponder com o valor selecionado, deve-se reposicionar a asa para se atingir o valor desejado. Esse processo foi feito iterativamente como pode ser visto na Figura 0-1. A iteração termina quando o CG calculado converge para o valor inicial que depende da configuração da aeronave. Na Figura 0-2 pode-se observar a convergência do algoritmo para uma aeronave, com dois motores sob a asa e, na Figura 0-3, o deslocamento da asa para frente, de modo a convergir. Como conseqüência da movimentação da asa, a posição da empenagem horizontal também muda, como pode ser visto na Figura 0-4. ESTIMATIVA INICIAL DO CG DETERMINAÇÃO DA POSIÇÃO DA ASA DETERMINAÇÃO DO CG Figura Algoritmo para obtenção da posição da asa

228 Figura Convergência da posição do CG Figura Variação da posição da asa

229 Figura Variação da posição da empenagem em relação ao CG

230 V. Módulo de desempenho Análise de desempenho de aeronaves é a ciência de prever o que uma aeronave pode fazer; a rapidez e altitude que pode voar, o quão rápido ele pode se transformar, o quanto de carga que pode transportar, até onde ele pode ir, e ocomprimento de pista que pode usar com segurança para pouso e decolagem. A maioria dos requisitos de projeto do lado de potenciais clientes é ligada ao desempenho. Por isso, na maioria dos casos é a análise de desempenho que responde à pergunta: "Será que esta aeronave atende as necessidades do cliente?" a. Velocidades Tipos de velocidade diferentes são usados para operar uma aeronave. Alguns deles permitem que a tripulação gerencie o voo, mantendo algumas margens de áreas críticas, enquanto outros são usados principalmente para fins de otimização de navegação e de desempenho. É por isso que o etxto a seguir realiza umarevisão dos diferentes tipos de velocidade que são usados em aeronáutica. Velocidade calibrada (CAS, Calibrated airspeed) A velocidade calibrada é obtida pela diferença entre a pressão total (P t )e a pressão estática (P e ). Esta diferença é chamada de pressão dinâmica (q). Como esta diferença não pode ser medida diretamente, ela é obtida através de medições feitas por duas sondas (Fig. V.1). Assim. Para a obtenção da pressão total de P t, o fluxo de ar é parado por meio de um tubo voltado para frente, chamado tubo de Pitot (Figura V.1), que mede a pressão de impacto e tem uma porta de tomada estática, também medindo, portanto, a pressão dinâmica q. A pressão total representa a pressão ambiente (aspecto estático) a dada altitude de vôo, mais o movimento de aeronaves (aspecto dinâmico). O P e pressão estática é medida por meio de uma série de portas estáticas perpendiculares ao fluxo de ar. Esta medida representa a pressão ambiente na altitude de voo (aspecto estático) e é mais precisa de que a medição feita no tubo de Pitot. Figura V.1 Tomadas de pressão estática e total.

231 Voar em um CAS constante durante a fase de subida permite que o efeito aerodinâmico seja o mesmo daquele ao nível do mar e, consequentemente, que se eliminem variações de velocidade. Velocidade indicada (IAS, Indicated airspeed) A velocidade do ar indicada (IAS) é a velocidade fornecida pelo velocímetro. Quaisquer que sejam as condições de voo, se a medição de pressão for preciso, então a IAS deve idealmente ser igual à do CAS. No entanto, dependendo do ângulo de ataque da aeronave, a configuração de flape, a proximidade do solo (efeito solo ou não), a direção do vento e outros parâmetros influentes, alguns erros de medição são introduzidos, principalmente na pressão estática. Isto conduz a uma pequena diferença entre CAS e o valore da IAS. Esta diferença é chamada de correção instrumental ou erro de antena (K i ). Velocidade verdadeira (TAS, True Airspeed) Uma aeronave em vôo se move em uma massa de ar, que se está em movimento em relação a terra. A velocidade verdadeira (TAS) representa a velocidade da aeronave em movimento com o sistema de referência ligado a esta massa de ar, ou simplesmente, a velocidade da aeronave no escoamento. Ela pode ser obtida a partir do CAS, utilizando a densidade (compressibilidade) do ar (ρ) e a correção (K). Velocidade em relação ao solo (GS, Ground speed) A velocidade em relação ao solo é medida em relação a um sistema de referência fixo no solo. Ela é igual a TAS corrigida pelas componentes do vento (Fig. V.2). Figura V.2 - Velocidade em relação ao solo e ângulo de desvio (DA).

232 O número de Mach é um valor adimensional que dá uma medida da intensidade que dos efeitos compressíves em geometrias submetidas a escoamentos de fluidos, em especial o ar. O núemero de Mach, M, pode ser expersso por: Onde é a velocidade do som, que é unicamente dependente da temperatura. Assim, o número de Mach pode ser epxresso por: Com T sendo a temperatura estática em graus Celsius. A Fig. V.3 ilustra um perfil típico de subida em rota de um avião de linha. Normalmente, sobe-se com uma velocidade calibrada constante, na figura mostrada como sendo 300 nós, na primeira parte da subida. Após uma altitude de transição, sobe-se em número de Mach constante. Como a velocidade do som cai com a altitude devido à queda de temperatura, deve-se então diminuir a velocidade verdadeira para que o número de Mach não varie. Na tropopausa, região entre a troposfera e a estratosfera, a temperatura fica constante e, assim, voa-se em uma TAS constante para um dado número de Mach. A tropopausa é mais espessa nos trópicos que nos polos. Figura V.3 Perfil de subida típico de um avião de linha.

233 b. Envelopes de operação A Fig. V.4 mostra um envelope de operação genérico de um avião de transporte transônico [1]. O gráfico mostra linhas de CAS e número de Mach constantes. O voo é limitado em velocidade pela velocidade de operação máxima, VMO, ou pelo número de Mach máximo de operação, M MO. Em geral, o avião irá cruzar em velocidade ou número de Mach ligeiramente menor do que a VMO ou M MO, a qual é mostrada no gráfico da Fig. V.4 pela linha tracejada mais espessa. Em baixas velocidades, o envelope é limitado pela velocidade de estol. O teto é limitado pela altitude de cabine máxima ou a capacidade de subida da aeronave (requerida para evitar colisões ou regiões turbulentas). Figura V.4 Envelope típico de operação de uma aeronave comercial [1]. Os envelopes operacionais de uma aeronave levam em conta vários fatores tais como aerodinâmica, características do grupo moto-propulsor, limites estruturais da aeronave, aquecimento aero-termodinâmico e outros, restringindo o voo em condições extremas. A Figura V.4 ilustra estas restrições, com quatro fenômenos que merecem consideração especial: ruído na entrada de ar (intake buzz), flutter, estol das pás do compressor de alta e temperatura do revestimento [1]. Alguns limites são óbvios. Outros fatores, tais como pressurização são menos aparentes.

234 Figura V.4 Fatores limitantes no envelope operacional [1]. b.1 Ruído na entrada de ar O ruído na entrada de ar é a interação entre a onda de choque oblíqua na rampa da entrada do motor e a camada limite na rampa. Isto origina condições oscilantes dentro do duto de entrada de ar que assumem a forma de vibrações forçadas. A frequência normal é de cerca de 10 Hz. Caso ocorra um choque, ele será formado por duas ondas de choque oblíquas: uma a partir do fluxo de compressão externa, e um choque normal. Esses dois choques encontram em um ponto e expandem para fora, como um λ-choque. A é a área da secção transversal do motor definido por esta intersecção e é chamada choque A (Figura V.5). Quando o ruído começa, o ponto de intersecção do choque, F, está no interior do lábio da capota do motor e um fluxo de cisalhamento é estabelecido.

235 Figura V.5 Ruído na entrada de ar: (a) início; (b) início do ruído; (c) limite para o estabelecimento da estrutura de ruído; (d) fase supercrítica. P i2 é a pressão no interior da entrada de ar. Em um determinado número de Mach, o fluxo de cisalhamento interno ao difusor cria uma separação que reduz a massa capturada pela entrada de ar, pois o escoamento separado provoca um efeito de bloqueio. Enquanto isso, o compressor funciona em rotação constante e tende a aspirar o ar coletado na entrada do tubo. A taxa de pressão no motor irá diminuir. Com a pressão P i2 diminuindo abaixo da pressão de estagnação, o fluxo de cisalhamento desaparece e, como consequência, o efeito de bloqueio. Em seguida, o processo começa novamente. Alguns destes problemas podem ser reduzidos ou eliminados pelo projeto adequado da entrada de ar (geometria variável ). b.2 Bombeamento do motor O bombeamento do motor (engine surge) é o resultado de uma instabilidade no ciclo do motor. A operação ou ciclo do motor consiste de desaceleração do ar e recuperação da pressão na entrada de ar, compressão, combustão, expansão na turbina e exaustão na tubeira, acontecendo simultaneamente em várias partes do motor. A porção do ciclo suscetível à instabilidade é a que acontece no compressor. O apagão do motor é o resultado do estol do compressor no motor a reação. Como resultado, o motor para de funcionar. Este é um evento raro, com um grande estrondo inicial. O ar estola sobre as pás do compressor da mesma maneira que o faz em uma asa de avião. Quando o escoamento estola ao redor do aerofólio, a passagem do ar através do compressor tornase instável e o compressor não consegue mais comprimir o ar que entra. O ar de alta pressão por trás da região estolada não consegue se movimentar para trás no motor e escapa para frente através do compressor, e, também, para fora da entrada de ar. Esta fuga de ar é repentina, como uma explosão, e é acompanhado por chamas visíveis na região externa da tubeira. Muitas vezes, o evento é tão rápido que os instrumentos não têm tempo de responder. Em geral, a instabilidade é processo auto-corretivo. Em motores modernos, existem válvulas que bombeiam o fluxo perturbado para fora do motor e, assim, limitam a intensidade da instabilidade.

236 b.3 Flutter O flutter é um movimento auto-induzido causado pelo acoplamento dinâmico dos movimentos (modos) estruturais da asa com o carregamento aerodinâmico não estacionário. Em outros termos, o flutter é uma instabilidade dinâmica de asas elásticas. A aerodinâmica geralmente lida com escoamento fluxo em torno de objetos rígidos, mas, de fato, aeronaves são relativamente leves e há sempre um grau de flexibilidade que pode levar a modos interessantes de movimento. A aerodinâmica não apenas afeta o desempenho da aeronave e mecânica de voo, mas também irá provocar a flexão e torção dos componentes da aeronave, um em relação ao outro. Estes modos estruturais devem ser cuidadosamente analisados para evitar uma classe problemas que caem sob o título de aeroelasticidade. Collar [2] classificou os problemas aeroelásticos por meio de um diagrama conhecido como Triângulo de Forças de Collar (Fig. V.6). Tal diagrama constitui-se de um triângulo eqüilátero cujos vértices representam as forças envolvidas no problema aeroelástico (aerodinâmicas, elásticas e de inércia). Os fenômenos aeroelásticos são, então, posicionados no diagrama, dentro ou fora do triângulo, conforme sua relação com os três tipos de força apresentados. Por exemplo, flutter e buffeting são localizados dentro do triângulo, e reversão de comando e divergência são postos do lado de fora, uma vez que não estão relacionados a forças de inércia. A constante evolução da tecnologia aeroespacial provocou ainda alterações no Triângulo de Collar. Em vôos supersônicos ou hipersônicos, os efeitos térmicos são também, importantes, levando à necessidade do seu estudo na interação com aeroelasticidade, surgindo a aerotermoelasticidade [3]. E ainda, em veículos aeroespaciais atuais há um grande potencial para interação entre aeroelasticidade e sistemas de controle de vôo digitais, levando ao estudo da aeroservoelasticidade e também da aero-termo-servolasticidade. Desta forma, o diagrama originalmente representado por um triângulo, agora é dado por um hexaedro. Figura V.6 Triângulo de Collar [2].

237 Uma das interações aero-estruturais mais simples que se observa em asas de aeronave de asa fixa é a flexão da asa em relação à fuselagem rígida. Para aeronaves com asas em balanço (cantilever) retas e pouco espessas existem dois modos típicos de movimento. O primeiro é um modo de flexão, onde a asa flexiona-se para cima e para baixo em relação à raiz de asa fixa (engastada). O segundo é um modo de torção, no qual cada seção da asa gira em torno do eixo elástico situado ao longo da envergadura. Normalmente, há um efeito mínimo destes dois modos de comportamento estrutural, com apenas uma ligeira vibração de ser visto para cada movimento. O modo de flexão mostra-se como um efeito de batimento de baixa frequência enquanto que o modo de torção é considerado um modo de vibração de frequência muito mais elevada. No entanto, com as forças e momentos causados por escoamentos de alta velocidade, como uma fonte de energia de excitação, estes dois modos podem produzir movimentos com de grande intensidade, distorcendo severamente ou quebrando a asa. Um dos efeitos resultantes da excitação da asa é chamado de divergência. Neste caso, o momento produzido pela carga aerodinâmica é maior do que a rigidez estrutural em torção da asa e, portanto, será torcido fora do veículo. A velocidade limite para a ocorrência deste tipo de falha é chamado de velocidade divergência e, espera-se, que seja muito maior do que qualquer velocidade de operação normal do veículo. Surgem dificuldades específicas com varreram frente asas como estes têm uma velocidade relativamente baixa divergência. O segundo efeito é chamado de vibração. Neste caso, existe uma interação sincronizada entre ambos os modos, de modo que a energia é absorvida a partir do escoamento em um modo aumentar a amplitude do outro. Neste ponto, a frequência de cada modo tem mesmo valor. A asa irá absorver a energia do escoamento e fletir e trocer com amplitudes crescentes, até um valor crítico ser atingido e a asa se partir inteiramente. Quando o escoamento atinge o ponto crítico para causar essa falha, ele é chamado de velocidade de flutter. Naturalmente, esta velocidade deve ocorrer em velocidades muito mais altas do que as velocidades de operação da aeronave. Contudo, o flutter pode ser induzido por relação inadequada entre a rigidez de asa à torção e à flexão, ou pela adição de massa asa em pontos atrás da longarina. Uma estimativa da ocorrência dessas condições e da interação do escoamento sobre a asa pode ser obtido através de um simples de 2 graus de liberdade (2dof) modelo dinâmico de asa. A Figura V.7 mostra o modelo idealizado de uma asa cantilever reta. Rigidez à flexão de asa ligada a fuselagem pode ser aproximada por uma mola de flexão de rigidez K h. Rigidez de torção é igualmente representada por uma mola de torção de rigidez K. Isso permite que a secção de asa genérico mostrado a mover-se em relação à fuselagem em flexão, (direcção alçada, h) e de torção (rotação de ângulo,). A origem destes movimentos serão eixo elástico da asa. Supõe-se que o centro de gravidade da asa e do centro de acto de elevação nos locais mostrados, com distâncias XCG e xac formar estes pontos ao eixo elástico. Efeitos de segunda ordem devido ao arrasto aerodinâmico e amortecimento estrutural têm sido negligenciados.

238 Figura V.7 Representação do movimento oscilatório de uma seção transversal de asa. Pela aplicação das leis de Newton, um par de equações pode ser obtido: Onde m = massa da asa, (V.1) devido ao movimento de flexão, I α = momento polar de inércia da asa ( ). (V.2) para o movimento de torção. Por conta da separação entre o centro de gravidade e a origem do movimento, surge um acoplamento entre cada modo, o qual é regulado pelo momento de inércia de acoplamento S α : A forma da vibração pode ser modelada por e (V.4) (V.5) (V.3) onde h 0 e α 0 são as amplitudes do movimento e ω é a frequência. Tanto a amplitude quanto a frequência podem assumir valores complexos, permitindo defasagem entre os movimentos de torção e flexão e amortecimento da vibração. Caso movimento harmônico simples seja assumido, então, a rigidez da asa os modos de flexão e torção pode ser obtido das frequências naturais destes modos. (V.6) (V.7) Substituindo nas equações governantes esses resultados da hipótese feita dos movimentos obtém-se:

239 ( ) ( ) (V.8) ( ) ( ) (V.9) Simplificando ainda mais, funções forçantes lineares aerodinâmicas necessitam ser aplicadas. Assumindo que o efeito do arquemaneto e do ângulo de ataque podem ser calculados separadamente e então sobrepostos em qualquer solução oscilatória, a aserodinâmica requerida a este altura é aquela devida ao movimento oscilatório emtorno de zero grau. Considerando que efeitos torcionais dominam por conta de terem grande influência no ângulo de ataque, e negligenciando qualquer efeito acústico ou de compressibilidade, asustentação pode ser dada por Substituindo Eq. V.10 nas Equações V.8 e V.9, obtém-se: No formato matricial, tem-se: (V.10) (V.11) (V.12) * + [ ] * + (V.13) Embora não seja diretamente resolvível por conta do número de variáveis, esta matriz fornece uma grande quantidade de informações acerca do comportamento do sistema. Duas classes de solução são possíveis: 1) h 0 = 0 e α 0 = 0. O sistema é estável e nada acontece (solução trivial). Esta é a solução dita dominante. 2) * + (V.14) Esta segunda forma de solução permite deslocamentos e o comportamento da asa tende a ser oscilatório, seja estável ou instável, dependendo do valor de ω. Pode-se prever o surgimento de fenômenos tais como flutter e divergência. Aqui, equações do tipo fornece tipos de solução para ω baseadas na velocidade do veículo, assim sendo controladas pelo valor da pressão dinâmica q. Movimento harmônico simples conduzindo ao flutter Caso ω tenha somente partes imaginárias, o sistema terá um comportamento oscilatório. Considerando uma perturbação inicial α o,h o, os movimentos subsequentes serão harmônicos simples tanto amortecidos (amplitudes decrescentes) ou não-amortecidos (amplitudes crescentes), dependendo da parte imaginária de ω. Valores complexos de frequência ( ) moderam o comportamento da amplitude ao longo do tempo, já que: (V.15)

240 A frequência final do movimento será dada por ω R e o crescimento ou decaimento do movimento será determinado por ω I. Em valores baixos da pressão dinâmica, q, a solução do sistema matricial fornece raízes separadas e distintas para ω, as quais são tipicamente reais e perto das frequências naturais dos modos estruturais. Isto implica que qualquer perturbação fará com que a asa oscile perto dos modos estruturais com pouco ou nenhum amortecimento. Efeitos de segunda ordem, que não são parte do modelo aqui delineado, em uma estrutura real farão com que as amplitudes descresçam até que alcancem o valor zero, obedecendo à amplitude zero da solução trivial. Aumentando-se a pressão dinâmica, irá eventualmente resultar em uma solução na qual ω tenha somente um único valor real, indicando sincronização dos dois modos. Não há qualquer indicação de variação de amplitude nesta condição. Contudo, caso haja um aumento de q, mesmo que pequeno, soluções com partes imaginárias irão surgir. Assim, haverá acoplamento dos modos de torção e flexão com rápido aumento de amplitude, estado conhecido como flutter (Fig. V.8). Figura V.8 Velocidade de flutter. A velocidade na qual uma única frequência real é obtida é o ponto de partida para as soluções do movimento oscilatório não-amortecido. A meta é resolver o determinante da Eq. V.4 para obtenção da velocidade de flutter. Inicialmente, tem-se: ( ) ( ) (V.16)

241 Para resolução da Eq. V.16, esta é rearranjada em temos de Onde (V.17) A solução é Baseado nas magnitudes de A, B e C, a solução será puramente real e de valor único quando. Neste estágio, a solução de uma única frequência real indica o início do flutter. Qualquer aumento de q irá produzir raízes complexas relacionadas ao movimento com amplitude crescente. Da análise dos componentes A, B e C é possível predizer a velocidade de flutter, mas também identificar meios de modifica-la através da manipulação de distâncias entre o centro de massa e o centro aerodinâmico, inércias e magnitudes das derivadas aerodinâmicas. Movimento não-oscilatório conduzindo à divergência Do mesmo modo como no caso do flutter, a solução do determinante da Equação V.14 pode também indicar um movimento com aumento contínuo de amplitude chamado de divergência. Caso a parte real de ω seja zero, então, o movimento pode ser tanto decrescente quanto crescente exponencialmente. Novamente em baixas velocidades, o sistema tende a produzir soluções não nulas para ω R. Assim que a velocidade aumenta, ω R pode diminuir para alguns modos. Caso ω R torne-se nulo antes do surgimento do flutter, então o aumento subsequente na pressão dinâmica irá conduzir a uma solução que é puramente imaginária e, consequentemente, a divergência física da estrutura. Assi, a velocidade de divergência pode ser definida como a solução do determinante para ω=0. Da Eq. V.17 obtém-se Ou ( ) (V.18) (V.19) Na Eq. V.19, todos os termos são fixados para uma dada geometria de asa, exceto para q. Pode-se então determinar a velocidade na qual o momento aerodinâmico torna-se igual à rigidez torsional da asa, conduzindo a um caso de torção sem limites.

242 Referências desempenho [1] - Filippone, A., Flight Performance of Fixed and Rotary Wing Aircraft, Elsevier Aerospace Engineering Series, 1 st Ed, [2] - COLLAR, A.R.: The Expanding Domain of Aeroelasticity, The Journal of the Royal Aeronautical Society, Vol. 50, pp , August [3] - GARRICK, I.E., A Survey of Aerothemoelasticity, Aerospace Engineering, Vol. 22, No. 1, pp , January 1963.

243 VI. Cálculo do custo direto operacional (Direct Operating Cost, DOC) Para o cálculo do DOC aplicou-se a metodologia desenvolvida por Roskam (ROSKAM 1990). Por essa metodologia, o DOC é função de três fatores: Peso máximo de decolagem Tempo de bloco Consumo de combustível O DOC pode ser dividido em cinco componentes: Onde: - custo por vôo Custo por vôo - custo de manutenção - custo de depreciação custo devido às taxas aeroportuárias, navegação e registro custo de financiamento O custo por vôo, por sua vez, é subdividido em custo da tripulação, óleo e combustível e seguro. Onde: - custo da tripulação - custo de óleo e combustível - custo com seguro Custo com a tripulação - O custo com a tripulação é obtido com a Equação VI.3. {( ) [( ) ] ( ) ( )} Onde: - número de membros da tribulação de cabine J tipo de membro: - comandante - co-piloto - velocidade do bloco e é obtido da Equação VI.4.

244 É a distância percorrida no bloco. Nesse caso, equivalente à soma das distâncias entre as cidades da malha aérea - tempo do bloco. Tempo total para percorrer a malha aérea salário anual pago aos membros da tripulação. número de horas voadas pelo membro da tripulação. Considerou-se o valor de 800 horas para cada membro da tripulação gasto do membro da tripulação por viagem. Usou-se o valor sugerido de 7 dólares por hora voada, para cada membro Custo com óleo e combustível - O custo gasto por bloco com óleo e combustível é estimado pela equação VI.5. Onde: - quantidade total de combustível consumido no bloco. É a soma do combustível gasto em cada trajeto da malha Custo com o seguro - - preço do combustível - densidade do combustível O custo do seguro é função do próprio DOC. Custo de Manutenção - O custo de manutenção pode ser subdividido, conforme a Equação VI.7. Onde: - custo da mão-de-obra de manutenção, da estrutura e sistemas - custo da mão-de-obra de manutenção, dos motores - custo com o material para a manutenção, da estrutura e sistemas - custo com o material para manutenção dos motores outros custos de manutenção Custo da mão-de-obra de manutenção da estrutura e sistemas - O custo da mão-de-obra de manutenção, da estrutura e sistemas, é determinado pela Equação VI.8.

245 ( ) ( ) Onde: - números de horas por bloco, necessárias para a manutenção da estrutura e sistemas. É obtido a partir da Equação VI.9. - é o peso vazio diminuído do peso dos motores - custo homem-hora para a manutenção O fator 1.03 considera os custos extras, devido a atrasos nos vôos. Custo da mão-de-obra de manutenção dos motores - O custo de mão-de-obra para a manutenção de motores é determinado pela Equação VI.10. ( ) ( ) Onde, é o número de motores e = número de horas por bloco, necessárias para a manutenção dos motores. É obtido através da Equação VI.11.,* + ( ) - - tração total de decolagem - intervalo de revisão (overhaul) - custo de homem-hora para a manutenção Custo com material para manutenção da estrutura e sistemas - O custo da manutenção, da estrutura e sistemas, é estimado pela Equação VI.12. VI.13. ( ) custo dos materiais de manutenção, por hora voada. É obtido da Equação - fator de correção do preço do ano base Como o DOC está sendo calculado para o ano de 1989, esse fator vale 1.0. vale fator de tipo de aeronave. Para aeronaves acima de libras esse fator preço da aeronave, subtraído o preço dos motores. - preço de mercado da aeronave em preço do motor em 1989

246 - tração de decolagem por motor Custo com o material para a manutenção dos motores - O custo de material, para a manutenção dos motores, pode ser estimado da Equação VI.19. Onde: ( ) - custo dos materiais de manutenção do motor, por hora voada. É obtido da equação valor de 1.5 Outros custos de manutenção - fator de custo de peças de reposição do motor. Foi utilizado o Os custos de manutenção, não incluídos nos quatro anteriores, foram juntados em apenas um e pode ser obtido pela equação {( ) [( ) ( ) ( ) ( )] ( ) [( ) ( )]} Onde e são fatores para custo de mão-de-obra e material respectivamente. Os valores sugeridos e os escolhidos estão na Tabela 0-1. FATOR INTERVALO DE VALOR VALORES ESCOLHIDO Tabela 0-1- Intervalos de valores para o fator de custo de mão-de-obra e material. Custo de depreciação - O custo de depreciação pode ser dividido da seguinte forma: Onde: - custo de depreciação da aeronave, sem considerar os motores - custo de depreciação do motor

247 - custo de depreciação do sistema de aviônicos - custo de depreciação das peças de reposição da aeronave - custo de depreciação das peças de reposição dos motores Custo de depreciação da aeronave - O custo de depreciação da aeronave, não considerando os motores, pode ser estimado pela equação Onde: ( ) ( ) fator de depreciação da estrutura. Ver Tabela preço do sistema aviônico por aeronave - período de depreciação. Ver Tabela 0-2 utilização anual da aeronave. É obtido da equação Custo de depreciação do motor - } { O custo de depreciação do motor é calculado pela equação ( ) ( ) - fator de depreciação do motor. Ver Tabela período de depreciação do motor. Ver Tabela 0-2 Custo de depreciação do sistema de aviônicos - O custo de depreciação do sistema de aviônicos é obtido pela equação fator de depreciação do sistema aviônico. Ver Tabela período de depreciação do sistema aviônico. Ver Tabela 0-2 Custo de depreciação das peças de reposição da aeronave - O custo de depreciação das peças de reposição da aeronave pode ser estimado pela equação ( ) ( ) ( ) - fator de depreciação, das peças de reposição da aeronave. Ver Tabela 0-2

248 - fator de peças de reposição da aeronave. Foi utilizado o valor de período de depreciação das peças de reposição da aeronave. Ver Tabela 0-2 Custo de depreciação das peças de reposição do motor - O custo de depreciação das peças de reposição da aeronave pode ser calculado pela equação ( ) ( ) ( ) - fator de depreciação das peças de reposição do motor. Ver Tabela fator de peças de reposição do motor. Foi utilizado o valor de período de depreciação das peças de reposição do motor. Ver Tabela 0-2 ITEM ESTRUTURA MOTOR AVIÔNICO PEÇAS DE REPOSIÇÃODA ESTRUTURA PEÇAS DE REPOSIÇÃODO MOTOR PERIODO DE DEPRECIAÇÃO Tabela 0-2-Valores de período e fatores de depreciação Custo devido às taxas aeroportuárias, navegação e registro - O custo total é soma das três taxas: FATOR DE DEPRECIAÇÃO - custo decorrente das taxas aeroportuárias custo decorrente das taxas de navegação - custo decorrente as taxas de registro Custo decorrente das taxas aeroportuárias - O custo decorrente das taxas aeroportuárias é calculado pela a equação Onde: ( )

249 - custo do pouso, em função do peso da aeronave. É obtido da equação Custo decorrente das taxas de navegação - Custo devido às taxas de navegação é estimado pela equação ( ) - taxa de navegação, de uma aeronave, por vôo. O valor usado foi de 10 dólares por vôo. Custo decorrente das taxas de registro - O custo com taxas de registro, também, é função do peso máximo de decolagem. Onde: Custo de financiamento - O custo do financiamento pode se obtido através da equação 2.203; é função do próprio DOC.

250 Matlab code for DOC and IOC calculation %=====================================================% % **** PROGRAM DIRECT OPERATING COST **** % % BASED ON ROSKAM VOL VIII (Starting at PAG 144) % % Author: B. Mattos - June 2014 % %=====================================================% % Input: % Time_Block: block time in minutes % Cons_Block: fuel burned for the stage length (kg) % var.range: block length in nm % Sal.Captain: salary Captain (US$ in a year period) % Sal.FO: salary first officer (US$ in a year period) % weight_empty_kg: opertional empty weight (kg) % weight_engine_kg: weight of a single engine (kg) % MTOW: maximum takeoff weight (kg) % NEng: number of engines; % T0: takeoff thrust of a single engine (lbf) % TBO: Time between overhaul for the engine (h) % Fuel_price= fuel price (US$/Gallon) clc clear all %% Constants kg2lb = ; % kg to conversion factor %% % ********** Example of airplane (input) data Time_Block = 120; Cons_Block = 6500; var.range = 900; Sal.Captain = 85000; Sal.FO = 50000; weight_empty_kg = 22000; weight_engine_kg = 800; MTOW = 43090; NEng = 2; T0 = 13700; TBO = 2500; Fuel_price = 2.387; %==============================% % MISSION DATA % %==============================% tbl = Time_Block/60; % [HRS] BLOCK TIME EQ 5.6 Block_Range = var.range; % [NM] BLOCK RANGE vbl = Block_Range / tbl; % [KTS]BLOCK SPEED EQ 5.5 Uannbl = 1e+3 * ( * tbl ( * (tbl^2) * (tbl) )^(1/2)); % [HRS] ANNUAL UTILIZATION %==============================% % DOC Page 146 % %==============================% %==============================% % DOC FLT % %==============================% %1) CREW COST -> Ccrew

251 nc1 = 1; % NUMBER OF CAPTAIN nc2 = 1; % NUMBER OF FIRST OFFICER kj = 0.26; % FACTOR WHICH ACCOUNTS FOR VACATION PAY, COST TRAINING... % THESE DATA ARE ASSUMED TO BE APPLICABLE FOR 1990 SAL1 = Sal.Captain; % SALARY CAPTAIN [USD/YR] SAL2 = Sal.FO; % SALARY FIRST OFFICER [USD/YR] AH1 = 800; % [HRS] AH2 = 800; % [HRS] TEF1 = 7; % [USD/blhr] TEF2 = TEF1; %TRAVEL EXPENSE FACTOR Ccrew = (nc1 *((1 + kj)/vbl) * (SAL1/AH1) + (TEF1/vbl)) +... (nc2 *((1 + kj)/vbl) * (SAL2/AH2) + (TEF2/vbl)); % [USD/NM] EQ 5.21 PAG 109 %2) FUEL AND OIL COST -> Cpol (PAG 148) pfuel = Fuel_price; % PRICE [USD/GALLON] dfuel = 6.74; % DENSITY [LBS/GALLON] Wfbl = Cons_Block*kg2lb; % [LBS] OPERATIONAL MISSION FUEL Cpol = 1.05 * (Wfbl / Block_Range) * (pfuel / dfuel); % EQ 5.30 PAG 116 5% DO DOC %3) INSURANCE COST -> Cins (PAG 148) % Cins = 0.02 * (DOC); % EQ 5.32 * PAG 117 % DOCflt = Ccrew + Cpol + Cins; %==============================% % DOC MAINT % %==============================% fnrev = 1.03; % NON-REVENUE FACTOR. IT ACCOUNTS FOR EXTRA MAINTENANCE COSTS INCURRED DUE FLIGHT DELAYS %1) MAINTENANCE LABOR COST FOR AIRFRAME AND SYSTEMS -> Clab_ap (PAG 148) weight_empty_lb = weight_empty_kg*kg2lb; weight_engine_lb = weight_engine_kg*kg2lb; Wa = weight_empty_lb - NEng*weight_engine_lb; % [LBS] AIRFRAME WEIGHT MHRmap_bl = 3 * * Wa /1000; % [mhrs/blhr] FIGURE 5.5 PAG 122 Rlap = 16; % [USD/mhr] RATE PER MANHOUR Clab_ap = fnrev * MHRmap_bl * Rlap / vbl; % [USD/NM] EQ 5.34 PAG 119 %2) MAINTENANCE LABOR COST FOR ENGINES -> Clab_eng (PAG 149) % bpr=razao de passagem % Tto = NEng*T0; % lbf Tto_Ne = Tto / NEng; % [LBS] TAKE-OFF THRUST PER ENGINE Hem = TBO; % [HRS] OVERHAUL PERIOD Rleng = Rlap; MHRmeng_bl = (( * (Tto_Ne/1000)) * (1100/Hem) + 0.1); % [mhrs/blhr] FIGURE 5.6 PAG 123 Clab_eng = fnrev * 1.3 * NEng * MHRmeng_bl * Rleng / vbl; % [USD/NM] EQ 5.36 PAG 120

252 %3) MAINTANENCE MATERIALS COST FOR AIRPLANE -> Cmat_ap (PAG 150) %ENGINE PRICE CEF = (3.10/3.02); %FATOR DE CORRECAO DO PRECO EP1989 = (10^( * (log10(tto_ne)))); % [USD] PAG 65 APPENDIX B4 EQ B10 PAG 351 EP = CEF * EP1989; %[1992] %AIRPLANE PRICE AEP1989 = (10^( * (log10(mtow * kg2lb)))); % [USD] PAG 89 APPENDIX A9 EQ A12 PAG 331 AEP = CEF * AEP1989; %[1992] %AIRFRAME PRICE AFP = AEP - NEng * (EP); % [USD] if MTOW * kg2lb >= % FIGURE 5.8 PAG 126 ATF = 1.0; elseif MTOW * kg2lb < && MTOW * lb < 5000 ATF = 0.5; else ATF = 0.25; end CEFy = 1.0; % PAG 150 Cmat_apbhr = 30 * CEFy * ATF *1e-5 * AFP; % PAG 150 FIGURE 5.8 PAG 126 Cmat_ap = fnrev * Cmat_apbhr / vbl; %[USD/NM] EQ 5.37 PAG 120 %4) MAINTANENCE MATERIALS COST FOR ENGINE -> Cmat_eng (PAG 150) KHem = * (Hem/100) ; % FIGURE 5.11 PAG 129 ESPPF = 1.5; % ENGINE SPARE PARTS PRICE PAG 133 Cmat_engblhr = (5.43*1e-5 * EP * ESPPF )/KHem; % FIGURE 5.9 PAG 127 Cmat_eng = fnrev * 1.3 * NEng * Cmat_engblhr / vbl; % [USD/NM] EQ 5.38 PAG 125 %5) APPLIED MAINTENANCE BURDEN COST -> Camb (PAG 151) famb_lab = 1.2 ; % OVERHEAD DISTRIBUTION FACTOR LABOUR COST PAG 129 -> MIDDLE VALUE famb_mat = 0.55; % OVERHEAD DISTRIBUTION FACTOR MATERIAL COST PAG 129 -> MIDDLE VALUE Camb = fnrev * (famb_lab * (MHRmap_bl * Rlap + NEng * MHRmeng_bl * Rleng) +... famb_mat * (Cmat_apbhr + NEng * Cmat_engblhr)) / vbl; % [USD/NM] EQ 5.39 PAG 125 % TOTAL MAINTENANCE COST DOCmaint = Clab_ap + Clab_eng + Cmat_ap + Cmat_eng + Camb; % [USD/NM] PAG 151 %==============================% % DOC DEPRECIATION % %==============================% % (PAG 130) % 1) AIRPLANE DEPRECIATION COST -> Cdap (PAG 151) fdap = 0.85; % AIRFRAME DEPRECIATION FACTOR TABELA 5.7 PAG 134 DPap = 10; % AIRPLANE DEPRECIATION PERIOD TABELA 5.7 PAG 134 ASP = ; % [USD] PAG 151 AVIONICS SYSTEM PRICE APPENDIX C THE SAME VALUE WHICH WAS USED IN THE EXAMPLE

253 Cdap = fdap * (AEP - NEng * EP - ASP)/ (DPap * Uannbl * vbl); % [USD/NM] EQ 5.41 PAG 130 %2) ENGINE DEPRECIATION FACTOR -> Cdeng (PAG 152) fdeng = 0.85; % ENGINE DEPRECIATION FACTOR TABELA 5.7 PAG 134 DPeng = 7; % ENGINE DEPRECIATION PERIOD TABELA 5.7 PAG 134 Cdeng = fdeng * NEng * EP / (DPeng * Uannbl * vbl); % [USD/NM] EQ 5.42 PAG 131 %3) AVIONICS DEPRECIATION FACTOR -> Cdav (PAG 152) fdav = 1.0; % AVIONICS DEPRECIATION FACTOR TABELA 5.7 PAG 134 DPav = 5.0; % AVIONICS DEPRECIATION PERIOD TABELA 5.7 PAG 134 Cdav = fdav * ASP / (DPav * Uannbl * vbl); % [USD/NM] EQ 5.44 PAG 131 %4) AIRPLANE SPARE PARTS DEPRECIATION FACTOR -> Cdapsp (PAG 152) fdapsp = 0.85; % AIRPLANE SPARE PARTS DEPRECIATION FACTOR TABELA 5.7 PAG 134 fapsp = 0.1; % AIRPLANE SPARE PARTS FACTOR PAG 132 DPapsp = 10; % AIRPLANE SPARE PARTS DEPRECIATION PERIOD TABELA 5.7 PAG 134 Cdapsp = fdapsp * fapsp * (AEP - NEng * EP) / (DPapsp * Uannbl * vbl); % [USD/NM] EQ 5.45 PAG 132 %5) ENGINE SPARE PARTS DEPRECIATION FACTOR -> Cdengsp (PAG 153) fdengsp = 0.85; % ENGINE SPARE PARTS DEPRECIATION FACTOR TABELA 5.7 PAG 134 fengsp = 0.5; % ENGINE SPARE PARTS FACTOR PAG 133 ESPDF = 1.5; % ENGINE SPARE PARTS PRICE FACTOR PAG 133 DPengsp = 7.0; % ENGINE SPARE PARTS DEPRECIATION PERIOD TABELA 5.7 PAG 134 Cdengsp = fdengsp * fengsp * NEng * EP * ESPDF / (DPengsp * Uannbl * vbl); % [USD/NM] EQ 5.46 PAG 133 % TOTAL DEPRECIATION COST DOCdepr = Cdap + Cdeng + Cdav + Cdapsp + Cdengsp; % [USD/NM] PAG 153 %==============================% % DOC TAXES % %==============================% % (PAG 130) % 1) COST OF LANDING FEES -> Clf (PAG 154) Caplf = * MTOW * kg2lb; % EQ 5.49 PAG 135 AIRPLANE LANDING FEE PER LANDING Clf = Caplf / (vbl * tbl); % [USD/NM] EQ 5.48 PAG 135 LANDING FEE % 2) COST OF NAVIGATION FEES -> Cnf (PAG 154) Capnf = 10; % [USD/FLIGHT] PAG 136 OPERATIONS OUTSIDE THE USA Cnf = Capnf / (vbl * tbl); % [USD/NM] EQ 5.52 PAG 135 % 3) COST OF REGISTRY FEES -> Crf (PAG 154) frt = e-8 * MTOW * kg2lb; %Crt = frt * DOC; % EQ 5.53 PAG 136

254 % DOClnr = Clf + Cnf + Crt; %==============================% % TOTAL DOC % %==============================% DOC = (Ccrew + Cpol + DOCmaint + DOCdepr + Clf + Cnf) / (1 - ( frt )); % [USD/NM] PAG 155 fprintf('\n DOC = %5.2f US$/nm \n',doc) %==============================% % IOC PAG 155 % %==============================% fioc = * log (Block_Range) ; % FIGURE 5.12 PAG 139 IOC = fioc * DOC; % [USD/NM] EQ 5.56 PAG 137

255 VII. Erros e corretivos em aviões Este Capítulo aborda alguns e erros comumente vistos em aviões e a aplicação de corretivos (remendos) colocados em aviões com o intuito de corrigir problemas observados em ensaios em voo ou durante a operação em linha. Estas modificações estão fora do escopo de projeto conceitual, mas são importantes para que já se considere aí a realização de um trabalho de primeira linha, que evite o surgimento de problemas graves facilmente evitáveis na maioria dos casos. São problemas que os fabricantes aeronáuticos julgaram ter o custo proibitivo para realizar um reprojeto eficaz. Geradores de vórtice (GV) são chapas colocadas nos mais diversos pontos do avião para melhorar alguma característica, seja de qualidade de voo ou até mesmo redução de arrasto. Eles são os dispositivos mais comuns usados como corretivo. Eles têm diversos tamanhos, dependendo da espessura da camada limite na região onde serão instalados. A Fig. VII.1 ilustra o seu efeito no escoamento. Figura VII.1 Efeito dos geradores de vórtice (GV) no escoamento. Os gerados têm diversos formatos, podendo ser triangulares ou retangulares. O fato é que qualquer asainha de baixo alongamento com sustentação gera um forte vórtice de ponta. Para que os GV adquiram sustentação, eles obviamente não podem estar alinhados com o escoamento local. Em asas eles são normalmente dispostos em fileiras na direção da envergadura. São colocados também em empenagens verticais e horizontais de váris modelos de avião. A Fig. VII.2 mostra o seu emprego na empenagem horizontal canard de um pequeno avião da aviação geral.

256 Figura VII.2 Geradores de vórtice colocados na empenagem horizontal canard de um pequeno avião (Foto: autor). Alguns tipos de GV são colocados em naceles de motor para tentar recuperar partes das características perdidas com a sua instalação (Fig. VII.3). O motor colcoado debaixo das asas cause uma perturbação considerável do escoamento da asa, tornando-o prone à separação em ângulos menores do que o desejável. Paraaumentar o coeficiente de sustentação máxima, coloca-se chapas triangulares na nacele. O vórtice gerado nesta condinção percorre um longo caminho até encontrar a asa e energizar a camada limite (Fig. VII.4). Na figura, a condenção do vapor d água acontece apenas no núcleo do vórtice, onde a queda de pressão e mais acentuado devido a maior velocidade de rotação nesta região. De fato, o vórtice é muito maior do que se pode ver na figura. Fig. VII.3 Gerador de vórtice colocado na nacele do motor para melhorar características em elevados ângulo de ataque (Foto: autor).

257 a. Vortilons Figura VII.4 Trajetória do vórtice gerado na nacele. Vortilons (Fig. VII.5) são geradores de vórtice colocados no bordo de ataque de asas, na região do intradorso, com o intuito de produzir vórtices, os quais, em ângulos de ataque moderados para altos, irão ajudar a camada limite a permanecer colada _a superfície da aeronave. Assim, eles permitem em alguns casos aumento do coeficiente de sustentação máxima e ajudam a diminuir a força de rolamento no estol. Em geral, melhoram o manejo em baixas velocidades. Eles são efetivos apenas em asas enflechadas. Os vortilons foram introduzidos no McDonnell DC-9 para corrigir problemas de estol profundo (Deep stall) [1]. Figura VII.5 Vortilons.

258 A condição indesejável que o vortilon irá corrigir pode ser provocada por torção inadequada ou insuficiente da asa, perfilagem prone a descolamento em ângulos de ataque de moderados a altos, aileron mal projetado e coisas afins. Vortilons produzirão mais arrasto em outras fases do voo quando não estando em coeficientes de sustentação muito elevados. Além disso, devem ser degelados, custando eficiência energética do avião, e oferecem risco de alguém se ferir quando em operação no solo, dependendo da altura deles em relação ao solo. b. Geradores de vórtice em frente ao para-brisa Aqui, o problema se deve à forma inadequada no nariz e/ou, também, de sua junção com o para-brisa. Assim, o escoamento desacelera muito rapidamente (o caminho desde a estagnação na ponta do nariz é curto) e tende a se separar ou, no mínimo, a camada limite experimenta um crescimento considerável de sua espessura. Para evitar a separação e consequente aumento do arrasto e ruído, empregam-se geradores de vórtice (Fig. VII.6), os quais devem ter seu teço superior acima da camada limite para poder energizar corretamente a camada limite. Figura VII.6 Geradores de vórtice em frente ao para-brisa (Foto: autor). c. Descarregador de eletricidade estática Não há como evitar a colocação de descarregadores de eletricidade estática (Fig. VII.7) nas superfícies do avião: o atrito do ar carrega eletricamente a superfície metálica das aeronaves aumentando o risco de de acidentes. Como a espessura da camada limite no extradorso é consideravelmente maior do que no intradorso, o arrasto de interferência será maior se os descarregadores forem colocados na parte superior da asa, como mostrado na imagem à esquerda da Fig. VII.7. À imagem à direita ilustra a colocação correta dos descarregadores estáticos.

259 Figura VII.7 Descarregadores de eletricidade estática. d. Variação da seção da fuselagem na região da asa Quando a fuselagem experimenta uma contração de seção (Fig. VII.8), a variação de pressão, ou seja, o gradiente de pressão, este fica acentuado e, consequentemente, a camada limite engrossa consideravelmente. Como o arrasto de interferência é causado pela confluência das camadas limites da asa e fuselagem, obtém-se com estes tipos de geometria valores proibitivamente elevados para o coeficiente de arrasto. Infelizmente, ensina-se em muitos livros didáticos a regra das áreas para redução do arrasto de onda em escoamentos com elevados números de Mach locais (tanto transônicos quanto supersônicos), a qual preconiza que se deve variar a seção da fuselagem quando esta encontra a asa. Neste caso, deve-se sempre considerar o componente de arrasto de interferência, para a que a redução no arrasto de onda não fique comprometida. Adicionalmente, os custos de fabricação e o peso da aeronave aumentam quando se faz fuselagens de geometrias mais complexas. Figura VII.8 Exemplo de seção de fuselagem variando na região da asa.

260 e. Geradores de vórtice no cone de cauda A Fig. VII.9 mostra uma fileira de geradores de vórtice colocados no cone de cauda de um avião de transporte de passageiros, o Boeing 737. Eles foram instalados com o intuito de recolar o escoamento no final do cone de cauda. A camada limite nesta região é bastante espessa, pois o escoamento já passou por imperfeições tais como antenas, janelas, portas, cabeças de rebites, emendas de chapa, etc... e ainda está desacelerando, pois no final da fuselagem há uma região de estagnação e, portanto, a pressão está aumentando (gradiente adverso) praticamente desde que o escoamento deixou a parte da fuselagem com seção constante. Pode-se notar que as empenagens estão muito próximas ao final do avião, onde há a saída de gases do APU para o meio ambiente. Isto faz com que elas percam eficiência devido a um escoamento com baixa velocidade associado com o engrossamento da camada limite. A Fig. VII.10 mostra o reprojeto do cone de cauda feito para a variante MAX do Boeing 737. Na fuselagem original nota-se uma separação na parte posterior da junção da fuselagem com a empenagem horizontal. Com o reprojeto a separação desapareceu. No cone de cauda do Airbus A320 (Fig. VII.11), as empenagens estão a uma boa distância do final da fuselagem e devem experimentar um escoamento com linhas de corrente mais suaves. A extensão do cone cauda confere maior esbeltez à fuselagem, reduzindo o seu arrasto. Contudo, ela adiciona peso à configuração, mas o benefício final deve ser satisfatório, naturalmente. Figura VII.9 Geradores de vórtice colocados no cone de cauda.

261 Figura VII.7 Reprojeto do final do cone de cauda do Boeing 737 feito para a variante MAX (Imagem: Boeing Co.). Figura VII.11 Cone de cauda do A320 (Foto: autor). f. Desestabilização em arfagem (pitch up) A desestabilização em arfagem está relacionada com asas alongadas, afiladas e enflechadas. A razão disso é o aumento do carregamento na ponta (Fig. VII.12) que ocorre nessas asas. Dependendo da combinação dos valores de enflechamento e afilamento, ocorre a possibilidade de descolamento na região da ponta a partir de certo ângulo de ataque em uma dada velocidade. Quando há separação localizada na região da asa externa, o avião passa a ser instável longitudinalmente. Normalmente, o momento de arfagem tem a tendência de restaurar a situação de equilíbrio com o aumento do ângulo de ataque (momento picador). Em elevados ângulos de ataque em asas enflechadas e alongadas, a separação nos painéis

262 externos inverto altarea o valor do momento, eventualmente invertendo o sentido, com a tendência do avião de levantar o nariz (Fig. VII.13). Assim, o ângulo de ataque é continuamente aumentado até o estol do avião. Existe, portanto, de acordo com [3], uma fronteira resultante da combinação de enflechamento com alongamento, separando as regiões de comportamento estável e instável (Fig. VII.14). Este fenômeno foi visto pela primeira vez em vôo em agosto de 1949, no avião de pesquisa Douglas D-558-II Skystreak, pilotado por Robert Champine. Ao puxar um fator de carga de 4 em número de Mach 0,6, o avião repentinamente atingiu 6 g. Isso não era muito de uma surpresa, já que os testes em túnel de vento tinham indicado que momento que o momento de arfagem da asa-fuselagem poderia reverter o sentido em ângulos de ataque elevados. Geradores de vórtice do painel exterior da asa atrasaram o aparecimento de pitch up no D-558-II em cerca de 0,05 em termos de número de Mach [4]. Figura VII.12 Efeito no carregamento na ponta em asas enflechadas e afiladas [2].

263 Figura VII.13 Alteração do momento de arfagem em elevados ângulos de ataque. Figura VII.14 Margens de pitch up [3].

264 g. Barbatanas ventrais Barbatanas ventrais (ventral fins) são placas cujo comprimento é maior que a altura e sua espessura é consideravelmente pequena em relação às suas outras duas dimensões. São posicionadas na fuselagem, abaixo da empenagem vertical. Sua função é a de melhorar as características de estabilidade direcional de aviões (Fig. VII.15). Figura VII.15 Barbatanas ventrais são usadas para melhorar as características látero-direcionais degradadas pela adição de antenas à configuração, como neste caso do EMBRAER EMB 145RS. A Fig. VII.16 ilustra o benefício das instalação de tais superfícies estabilizadoras em aviões caças [5, 6]. Como elas diminuem o efeito diedro, no regime subsônico, elas alteram o perfil insatisfatório de certas configurações, conferindo-as qualidade de voo satisfatória (Fig. VII.16), não obtível algumas vezes com simples aumento de área da empenagem vertical; no regime supersônico as características antes inaceitáveis, passam a ser aceitáveis. Em caças, embora sejam eficientes em elevados ângulos de ataque, ventral fins podem ser tornar ineficientes em baixos ângulos de ataque devido a esteira causada por corpos subalares tais como tanques de combustível e armamento. Figura VII.16 Efeito de barbatanas ventrais e aumento da área do estabilizador vertical na estabilidade látero-direcional de aviões caça [5, 6].