NICOLAI 1 TRADUZIDO

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Programas de Desenvolvimento Avançado (Skunk Works)
Programas de Desenvolvimento Avançado (Skunk Works)
Lockheed Martin Aeronautics Company
Palmdale, Califórnia
Lockheed Martin Aeronautics Company
Palmdale, Califórnia
Instituto Politécnico da Virgínia e Universidade Estadual 
de Blacksburg, Virgínia
Publicado por
Volume I - Projeto de Aeronaves
Fundamentos do projeto de 
aeronaves e dirigíveis
Grant E. Carichner
Leland M. Nicolai
Joseph A. Schetz 
Editor-chefe
SÉRIE DE EDUCAÇÃO
ÿÿÿÿÿÿÿÿ ÿÿÿÿÿÿÿÿÿ ÿÿ ÿÿÿÿÿÿÿÿÿÿÿ ÿÿÿ ÿÿÿÿÿÿÿÿÿÿÿÿ, ÿÿÿ.
1801 ÿÿÿÿÿÿÿÿÿ ÿÿÿÿ ÿÿÿÿÿ, ÿÿÿÿÿÿ, ÿÿ 20191-4344
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pág. cm. — (série educacional AIAA)
Fotografias de aeronaves da Lockheed Martin na primeira página dos Capítulos 4, 12, 13, 19 
e Apêndices C e K, bem como nas Figuras 8.9, 9.33, 12.1, 12.3, 12.10, 19.3, F.6 e Color 
Plates 1 e 10 são fornecidos como cortesia da Lockheed Martin Corporation.
Rev. e ed expandida. de: Fundamentos do projeto de aeronaves / Leland M. Nicolai. 
1975.
As imagens da primeira página dos Capítulos 3, 11, 16, 17, 23 e Apêndices B e F, bem como 
nas Figuras 2.15, 4.9a e 12.2 são do acervo particular dos autores.
Inclui referências bibliográficas e índice.
Fotografias não atribuídas são de domínio público e são dos EUA
ISBN 978-1-60086-751-4 (papel comum)
Departamento de Defesa ou Wikipedia.
1. Aviões—Projeto e construção—História. 2. Dirigíveis—Projeto e construção—
História. 3. Aeronáutica – Obras pictóricas. I. Carichner, Grant. II. Nicolai, Leland M. 
(Leland Malcolm). Fundamentos do projeto de aeronaves. III. Título.
Copyright © 2010 por Leland M. Nicolai e Grant E. Carichner. Publicado pelo Instituto 
Americano de Aeronáutica e Astronáutica, Inc. com permissão. Impresso nos Estados Unidos 
da América. Nenhuma parte desta publicação pode ser reproduzida, distribuída ou transmitida, 
de qualquer forma ou por qualquer meio, ou armazenada em um banco de dados ou sistema 
de recuperação, sem autorização prévia por escrito.
Instituto Americano de Aeronáutica e Astronáutica, Inc., Reston, Virgínia
TL671.2.N5 2010
Os dados e informações que aparecem neste livro são apenas para fins informativos. Os 
autores e a editora não são responsáveis por quaisquer danos ou danos resultantes do uso 
ou confiança, nem garantem que o uso ou a confiança estarão isentos de direitos de 
propriedade privada.
1 2 3 4 5
629.134'1—dc22
Dados de Catalogação na Publicação da Biblioteca do 
Congresso Nicolai, Leland M. (Leland Malcolm)
2010012955
Fundamentos do projeto de aeronaves e dirigíveis / Leland M. Nicolai, Grant 
Carichner.
Skunk Works® é uma marca registrada da Lockheed Martin Corporation.
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LISTA DE PLACAS DE CORES
cp17
Anexar. C F-35B Lightning II se prepara para pouso vertical cp11
Fig. 9.32 Resumo da Aeronave V/STOL (2008)
Fig. 10.14 Mig 31, F-15, B-1B e L1011—Decolagens Fig. G.1 Polares 
de arrasto subsônico alto—Dados de teste de voo Boeing 747-400—Boeing's Gamble compensa (início da década de 1970)
cp4
cp6
F-18—Aproximação motorizada ao porta-aviões (cortesia 
de John Stratton)
cp3
Transições do F-35B do voo nivelado para o modo vertical cp10
Fig. 9.31 Resumo da aeronave V/STOL (década de 1970)
cp16
cp9
CH. 19 cp13 F-117—Construído em segredo em Burbank, Califórnia
Vórtices F-18 (NASA, Dryden Water Tunnel Facility) cp2
cp5
cp5
cp8
CH. 13 cp12 F-22 e F-117—Duas Gerações de Furtividade
cp4
cp7
CH. 12 cp12
Fig. 15.13b Uma Variedade de Projetos de Entrada para Missões Supersônicas 
Cap. 3 SR-71— Cap. de Realização da Coroação de Kelly Johnson. 16 Transonic CD0 do SR-71—Uma surpresa quando comparado 
às previsões
CH. 23 Gansos Canadenses Fazem STOL Landing cp11
AV-8B Harrier executa uma manobra de pairar
cp3
cp17
cp15
Fig. 2.14 Derramamento de vórtices do F-18 LEX e F-22 Wing Edge Ch. 2 F-14 
com Condensação de Choque @ M = 0,9 Fig. 1.8 DC-3—
Anexo Elegância Atemporal . G. Cessna 172 Skyhawk—Design Clássico Ch. 5 YF-16 e YF-17—Finalistas da Competição LWF Fig. 1.9 YF-22 
e YF-23—Concorrentes ATF Fig. 1.11 X-32 e X-35—Concorrentes JSF Appen. H F-16 Fighting Falcon—Configurado para ar-ar
cp6
cp10
Fig. 18.5 Energia Solar irradiada para a Terra cp14
Fig. 18.8 Balanço de Energia Diurno - Manutenção de Estação
cp9
Fig. 10.1 B-767 com vórtices arrastados (cortesia de Ray Nicolai) cp2
Missão
Sobre Moscou e Miami
cp5
cp8
Fig. F.6 cp13
Oração do Piloto cp1
Aeronave Não Tripulada Polecat
F-117A e o “Pai da Furtividade” Ben Rich
xix
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xx Fundamentos do Projeto de Aeronaves e Dirigíveis: Volume 1
cp19
de 73 cp23
cp20
cp21
cp24
cp22
Fig. 19.16 Configurações Estruturais da Asa
cp22CH. 18 
Fig. 18.10 Daedalus - Detentor do Record para Distância Humana
Fig. G.4 
Fig. G.5 
Fig. G.8 
Fig. G.9 
Ch. 21
cp23
Polares de arraste para aeronaves de combate—Dados de teste 
de voo CDmin vs Número de Mach—Dados de teste de voo Max. 
Curva de Correlação L/D—Dados de Teste de Voo Eficiência da 
Asa Subsônica vs Proporção de Aspecto Sopwith Camel—Um 
Nêmesis de Combate da Primeira Guerra Mundial Altamente 
Manobrável—Um Piloto Classe A de Fórmula 1
Anexar. EU
cp18
Planador Eta—Com o L/D máximo mais alto de hoje
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PREFÁCIO
O texto está estruturado para conduzir o leitor através de uma iteração do 
ciclo de projeto conceitual. Também pode ser usado como um livro de referência 
conveniente para engenheiros praticantes para fornecer metodologias atualizadas em
O Volume I é uma atualização e expansão do texto de 1975 Fundamentals of 
Aircraft Design. O material atualizado inclui design para capacidade de 
sobrevivência (stealth), sistemas de aeronaves de energia solar e operação em 
altitude muito alta com propulsão de respiração aérea. O material adicionado é 
uma discussão da ciência e da arte do projeto de aeronaves e inclui um novo 
capítulo sobre materiais e projeto estrutural. A arte do design é capturada na 
história, nas lições aprendidas, nos fatos e histórias que aparecem nas caixas 
azuis e nos estudos de caso, bem como na seção de quatro cores encontrada na parte de trás do livro.
A indústria aeroespacial mudou a forma como projeta aeronaves e expandiu 
o espectro de tipos de veículos. A partir do final da década de 1970, o stealth (RF 
e IR) tornou-se uma grande parte do processo de design da aeronave. Essa 
tecnologia única permitiu que os Estados Unidos da América tivessem 
superioridade aérea sobre todas as nações nos últimos 25 anos. O Volume I inclui 
os detalhes não classificados de incorporar furtividade em um projeto viável. Os 
autores viveram isso e agora você pode ler e aprender sobre isso.
O texto é destinado a estudantes de graduação e pós-graduação de nível 
superior, bem como a engenheiros praticantes. Ele contém um tratamento 
abrangente da fase de projeto conceitual, tratando igualmente as aeronaves civis 
e militares. O livro abrange todas as fases do projeto conceitual, desde a 
consideração das necessidades do usuário atéa decisão de iterar o projeto mais 
uma vez. O livro é completo no sentido de que o leitor não deve sair do texto para 
obter informações adicionais.
O DC-3 e o F-35B na página de rosto retratam a mistura de arte e ciência no 
design de aeronaves. O DC-3 representa a arte do design engenhosamente 
exibida por Donald Douglas na criação de um avião de elegância atemporal que 
estabeleceu o padrão para o transporte aéreo em 1935. O F-35B representa a 
ciência do design ao aplicar o que há de mais moderno em metodologia e 
tecnologia para “ criar o que nunca foi” (Theodore von Kármán). Este trabalho é o 
resultado da colaboração de dois engenheiros praticantes com uma experiência 
combinada de 80 anos em design. Os projetos abrangem aeronaves de rápidas a 
lentas, altas a baixas, grandes a pequenas. O design de aeronaves é o tema 
central do Volume II.
xxi
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xxii Fundamentos do Projeto de Aeronaves e Dirigíveis: Volume 1
Junho de 2010
O Capítulo 19 sobre seleção de materiais e arranjo estrutural é completamente 
novo. Ele é escrito por Walter Franklin, um Lockheed Martin Fellow e engenheiro de 
estruturas praticante. É uma adição maravilhosa ao livro, pois cobre completamente 
as questões materiais e estruturais associadas ao projeto de aeronaves. No final 
deste capítulo há um exemplo completo de projeto de asa.
Grant E. Carichner
O tema principal do texto é que a aeronave é apenas uma capa de poeira. A 
questão é que o projetista precisa lembrar que a aeronave é apenas um mecanismo 
para transportar a carga útil (pessoas, carga, bombas, sensores e assim por diante). 
Todas as decisões de projeto devem considerar primeiro as necessidades da carga 
útil. O texto enfatiza que o processo de projeto de aeronaves é sempre um 
compromisso e que não existe uma resposta certa; no entanto, sempre há uma 
melhor resposta com base nos requisitos existentes e nas tecnologias disponíveis. 
Mas a melhor resposta de design hoje provavelmente será diferente da de amanhã.
Leland M. Nicolai
Um agradecimento especial a Pat DuMoulin, nossa editora do AIAA, por seus 
esforços consistentes para tornar este livro o melhor possível. Obrigado também a 
Becky Rivard e Mike Baden-Campbell pela assistência na verificação das provas.
aerodinâmica, propulsão, desempenho, estruturas e materiais, pesos, estabilidade 
e controle e custo do ciclo de vida. Ele também pode ser usado por gerentes 
técnicos para entender e apreciar melhor os parâmetros fundamentais que orientam 
o projeto de uma aeronave e sua interação. Possui um rico conjunto de apêndices 
que colocam os dados pertinentes ao alcance do designer.
Usando exemplos de design em todo o livro, os autores orientam sua jornada 
pelo processo de design como aconteceria no ambiente de design real. Usando 
cores, fatos históricos de design e estudos de caso, os autores fazem da jornada 
uma experiência de vida real em uma das invenções de engenharia mais importantes 
dos tempos modernos. Estudantes, engenheiros praticantes e gerentes de 
engenharia acharão o Volume 1 de Fundamentos de Aeronaves e Design de 
Aeronaves um recurso indispensável e um prazer de ler.
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CONTEÚDO
64
Correção de varredura
33
46
63
2Aeronáutica - O Começo
Correções de asa finita
Teoria da Seção de Aerofólio Incompressível
30
Capítulo 1 Introdução
Referências
44
62
Especificações, Padrões e Regulamentos
40
57
Prefácio
21
Introdução
66
Efeitos combinados
6Requisitos gerais de projeto
37
54
3Projeto de Aeronave—Um Compromisso
34
1,1 
1,2 
1,3 
1,4 
1,5 
1,6 
1,7
Capítulo 2 Revisão da Aerodinâmica Prática
45
1
63
Correções de Compressibilidade Subsônica
61
Camadas Limite e Arraste de Fricção da Pele
xxi
27Escopo do Texto
43
43
Fases de Projeto de Aeronaves
xix
23
59
Arrastar
16Veículo Aéreo Não Tripulado
38
Lista de placas de cores
56
2,1 
2,2 
2,3 
2,4 
2,5 
2,6 
2,7 
2,8 
2,9 Momento e Elevação Não-linear da Asa 2,10 
Aerodinâmica Subsônica Total da Aeronave 2.11 Fluxo 
Transônico e Seus Efeitos 2.12 Relação de Espessura da 
Asa 2.13 Varredura da Asa 2.14 Asa Supercrítica 2.15 
Combinações Asa-Corpo para Voo Transônico 2.16 
Subsônica e Supersônica 2.16 Leading Edge 2.18 
Supersonic Skin Friction 2.19 Supersonic Lift and Wave Drag 2.20 
Correção para efeitos tridimensionais
48
ix
Machine Translated by Google
x Fundamentos do Projeto de Aeronaves e Dirigíveis: Volume 1
5,1 
5,2 
5,3 
5,4 
5,5 
5,6 
5,7
126
104
Sonic Boom
124
71
90
Referência
Veículos dominados por alcance ou carga útil 140
70
83
102
121
124
149
100
108
Referências
3.1 Introdução 3.2 Voo 
Acelerado de Nível 3.3 Arraste Mínimo e L/D Máximo 
3.4 Variação de TR com Peso, Configuração e 
Altitude 3.5 Resistência ou Loiter 3.6 Alcance 3.7 Nível Rotação de Velocidade Constante 3.8 Aproximação 
do Estado de Energia (Manobrabilidade de Energia) 
3.9 Manobrabilidade de Energia para o Ar Avaliação de Combate 3.10 Taxa de Subida e Descida 3.11 Resumo para 
Referências de Alcance Máximo e Resistência
Verificação de Sanidade
Peso vazio
Introdução
132
72
97
105
Limites de propulsão
146
72
93
104
89
103
4.1 Envelope de Voo 4.2 
Pressão Dinâmica Mínima 4.3 Limite 
Máximo de Empuxo 4.4 Pressão Dinâmica 
Máxima 4.5 Aquecimento Aerodinâmico 4.6 
4.7 4.8 4.9
Capítulo 3 Métodos de Desempenho de Aeronaves
124
Plataforma de Pesquisa Atmosférica de Alta Altitude
123
67
78
101
112
112
Capítulo 4 Envelope Operacional da Aeronave
Referências
77
Capítulo 5 Estimativa Preliminar do Peso de Decolagem
Peso do combustível
75
100
108
2.21
Trajetórias ideais
Peso Fixo
Limites de Ruído e Poluição
Determinando a OMC
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CONTEÚDO xi
214
223
Capítulo 6 Estimando a carga da asa de decolagem
168
Volume da fuselagem
Dispositivos
152
186
221
Introdução
172
Governança de Área Transônica e Supersônica
Arraste subsônico devido à deflexão do flap
157
7.1 Introdução 7.2 Efeito do 
Aerofólio: Relação de Espessura Máxima 7.3 Efeito do Aerofólio: Localização 
da Espessura Máxima 7.4 Efeito do Aerofólio: Forma da Borda de Ataque 7.5 Efeito do Aerofólio: Camber 7.6 Efeito do Planform: 
Proporção 7.7 Efeito do Planform: Varredura 7.8 Efeito do Planform : Relação de Conicidade 7.9 Geometria Variável 7.10 Resumo Referências
9,1 
9,2 
9,3
253
Combate ar-ar e aceleração
178
165
Dispositivos Mecânicos de Alta Elevação: Atraso de Separação
8,1 
8,2 
8,3 
8,4
Qualidade de passeio em baixa altitude
186
Capítulo 9 Dispositivos de alta elevação
242
156
194
222
248
Pouso e decolagem
175
213
Referências
195
Dispositivos Mecânicos de Alta Elevação: Abas da Borda de Fuga
Alta altitude, longa resistência
182
220
230
171
6,1 
6,2 
6,3 
6,4 
6,5 
6,6 
6,7 
6,8
de Dispositivos Mecânicos de Elevação
Formas de fuselagem
152
222
194
242
Resistência ou Loiter
174
196
Dispositivos de alta elevação energizados para V/STOL
163Alta Altitude
180
217
9.4
151
Capítulo 7 Selecionando a SeçãoPlanform e Aerofólio
Relação de finura da fuselagem
9,5 
9,6 
9,7
Veículo Dominado por Alcance (Eficiência de Cruzeiro)
173
Referências
Dispositivos de alta elevação motorizados para STOL
159
Capítulo 8 Dimensionamento e Projeto Preliminar da Fuselagem
Introdução
Métodos para determinar o CL subsônico máximo
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xii Fundamentos do Projeto de Aeronaves e Dirigíveis: Volume 1
325
291
297
13.1 Inclinação da curva de levantamento 
linear 13.2 Arrasto devido ao levantamento 
13.3 Coeficiente de arrasto de levantamento 
zero 13.4 Referências aerodinâmicas de veículos 
combinados
260
283
Capítulo 11 Dimensionamento Preliminar da Vertical e
256
286
294
Capítulo 13 Estimando a Aerodinâmica Asa-Corpo
11.5 Sem cauda 
11.6 Localização vertical da cauda horizontal traseira 11.7 
Localização horizontal da cauda vertical Referências
Capítulo 12 Projetando para a Sobrevivência (Furtividade)
317
255
273
353
331
270
Abordagem do Coeficiente de Volume da Cauda 
11.2 Dimensionamento da Cauda Vertical 11.3 
Dimensionamento da Cauda Horizontal (plano de cauda traseiro)
291
313
267
11.1
291
Caudas horizontais
290
295
257
323
320
10.7 Comparação de Estimativas Analíticas com Teste de Voo 
L-1011 10.8 Referências de Operações Aeroportuárias
282
284
293
12.1 Colocando as coisas em perspectiva 
12.2 Projetando para vulnerabilidade reduzida 12.3 
Projetando para suscetibilidade reduzida 12.4 
Assinaturas de seção transversal de radar (RCS) 12.5 
Infravermelho 12.6 Assinatura visual 12.7 Assinatura 
acústica 12.8 Estudo de caso—AGM-129A Referências 
avançadas de mísseis de cruzeiro
284
10.1 Introdução 10.2 
Efeitos no Solo 10.3 Análise 
de Decolagem 10.4 Análise 
de Pouso 10.5 Dispositivos de 
Retardo de Aeronaves 10.6 Comprimento 
de Campo Crítico (Comprimento de Campo Equilibrado)
281
319
353
273
11.4 Cauda Horizontal (Canard)
292
Capítulo 10 Análise de Decolagem e Pouso
317
336
300
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CONTEÚDO xiii
448
414
427
437
363
15.4 Entradas de Geometria Variável 15.5 
Qualidade do Fluxo de Ar – Distorção e Turbulência 15.6 Peso e Custo 
15.7 Dimensionamento de Entrada e Referências de Projeto
356
385
Capítulo 16 Correções para a instalação do motor de turbina
425
436
401
416
435
Introdução
Capítulo 15 Projeto de Entrada de Motor de Turbina
459
375
397
416
16.1 Introdução 16.2 
Recuperação de Pressão Total 16.3 
Requisitos de Sangria do Motor 16.4 
Distorção do Fluxo de Entrada 16.5 Arraste 
de Entrada 16.6 Arraste Aditivo (ou 
Derramamento) 16.7 Arraste de Sangria da 
Camada Limite 16.8 Arraste de Desvio 16.9 
Arraste do Desviador da Camada Limite 
16.10 Efeitos de Interferência Bocal-Aerografia 
Referências
373
395
414
15.1 Introdução 15.2 
Recuperação de Pressão e Tipos de Entrada 15.3 
Relação de Área de Captura ou Relação de Fluxo de Massa (Fluxo 
Supersônico)
413
425
357
436
17.3 Teoria 17.4 
Projeto Preliminar 17.5 
Características do Motor de Eixo Referências
14.1 
14.2 Operação de Sistemas de Hélice 14.3 
Operação de Sistemas de Turbina 14.4 Operação 
de Motor Ramjet 14.5 Referências de Operação 
de Foguete
384
412
417
422
402
355
383
17.1 Introdução 17.2 Por 
que Hélices?
382
399
416
Capítulo 14 Fundamentos do Sistema de Propulsão
Capítulo 17 Sistemas de Propulsão de Hélice
464
434
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xiv Fundamentos do Projeto de Aeronaves e Dirigíveis: Volume 1
21.1 Introdução 21.2 
Regulamentos Federais 21.3 
Estabilidade Estática e Considerações de Controle
510
550
575
469
490
468
487
500
529
Referências 574
Introdução
517
20.1 Introdução 552
467
477
579
576
472
491
514
Capítulo 20 Estimativa de Peso Refinado
471
Capítulo 19 Estruturas e Materiais
513
488
507
531
468
Capítulo 21 Estabilidade e Controle Estático
20.3 Determinando Centro de Gravidade e Momentos de Inércia 572
18.5 Dimensionamento do motor para aceleração 
18.6 Dimensionamento do motor da turbina para 
decolagem 18.7 Energia solar 18.8 Dimensionamento 
de aeronaves movidas a energia solar 18.9 
Dimensionamento do motor de pistão—HAARP 18.10 
Aeronaves de propulsão humana—Daedalus 18.11 
Dimensionamento do motor de foguete Referências
486
493
525
527
492
18.1 Introdução 18.2 
Dimensionamento de motores de 
turbina 18.3 Motores de turbina dimensionados para 
eficiência de cruzeiro 18.4 Manobrabilidade de energia (combate ar-ar)
480
20.2 Métodos de Estimativa de Peso 553
473
19.1 
19.2 Critérios de Projeto Estrutural e Cargas Externas 19.3 
Análise de Tensões 19.4 Modelagem de Elementos Finitos 
19.5 Juntas Estruturais 19.6 Durabilidade e Tolerância a Danos 
19.7 Propriedades de Massa 19.8 Flutter e Dinâmica 19.9 
Layout Estrutural 19.10 Seleção de Materiais 19.11 Materiais 
Compósitos 19.114 Resumo Estrutura Sanduíche 19.13 Teste 
Estrutural 19.13 516
Capítulo 18 Dimensionamento de Empuxo do Sistema de Propulsão
551
578
550
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CONTEÚDO xv
653
614
626
652
601
Manobra
610
Referências 600
Capítulo 23 Critérios de dimensionamento da superfície de 
controle 23.1 Regulamentos governamentais exigem estabilidade estática 
23.2 Localização do centro de gravidade 23.3 Dimensionamento da 
superfície horizontal 23.4 Dimensionamento da cauda vertical 23.5 
Dimensionamento dos ailerons
Capítulo 24 Custo do Ciclo de Vida 
24.1 Custo do Ciclo de Vida 24.2 
DT&E e Custos de Aquisição-Produção 24.3 Fase de Operação 
e Manutenção 24.4 Custos de O&M 24.5 Projeto para Custo 
Reduzido
Capítulo 25 Estudos e Dimensionamento Comercial
Vôo de Manobra—Manobra de Puxada 22.8 
Controlar Deflexão para Manobra de Nível Nível Voo 611
623
648
21.5 Estabilidade Lateral Estática e Controle 587
608
25.1 Introdução 25.2 Lotes 
de Tapete e Knotholes 25.3 Ofícios de Design 
25.4 Ofícios de Missão 660
603
611
618
644
602
22.7 Deflexão Elevon para uma aeronave sem cauda em
615
22.6 Deflexão de Canard para Voo de Manobra - Pull-Up
613
625
Capítulo 22 Trim Arrasto e Voo de Manobra
651
Referências
21.7 Localização da cauda traseira para inclinação reduzida 597
Manobra
612
624Referências
Referências
21.6 Estabilidade e Controle Direcional Estático (Cavinha do Tempo) 594
22.1 Ponto Neutro e Margem Estática 22.2 Deflexão 
de Cauda para Compensar n = 1 Vôo 22.3 Deflexão de 
Canard para Compensação em n = 1 22.4 Controle de uma 
Aeronave Sem Cauda em n = 1 22.5 Deflexão de Cauda 
para Vôo de Manobra—Pull-Up
650
607
611
620
21.4 Estabilidade Longitudinal Estática e Controle 580
647
660
629
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xvi Fundamentos do Projeto de Aeronaves e Dirigíveis: Volume 1
741
D.1
Apêndice F Nomenclatura e Dados do Aerofólio NACA
734
Apêndice A Conversões
Apêndice B Dados Atmosféricos
678
665
Apêndice D Funções de choque normais para um gás perfeito
704
731
689
703
716
661
Conversões de temperatura
Referência
743
A.1 
A.2 
A.3
C.1
698
F.1 Introdução F.2 
Nomenclatura e Características do Aerofólio NACA F.3 
Selecionando uma Referência de Aerofólio
669
Apêndice C Funções de Fluxo Compressível Isentrópico
Funções dechoque normal unidimensional para um 
gás perfeito com calor específico constante e peso 
molecular, ÿ = 1,4
679
697
713
668
733
729
757
665
670
690
E.1 Gás Perfeito com Calor Específico Constante e Peso Molecular, 
ÿ = 1,4 Referência
Funções de Fluxo Compressível Isentrópico 
Unidimensional para um Gás Perfeito com Calor 
Específico Constante e Peso Molecular, ÿ = 1,4
662
Gases e Líquidos
716
745
Conversões de unidades
681
Apêndice E Choques Plano Oblíquo e Cônico
25.5 Negociações de Tecnologia 
25.6 Análise de Risco 25.7 
Agora Estamos Terminados 
25.8 As 14 Regras de Gerenciamento de Kelly Johnson 
Referências
Apêndice G Dados aerodinâmicos de aeronaves reais G.1 
Como usar dados aerodinâmicos G.2 Como estimar a 
referência polar de arrasto subsônico
Apêndice H Aerodinâmica das Combinações Asa-Corpo
715
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CONTEÚDO xvii
K.1 
K.2 
K.3
Tendências de peso vazio para metal convencional
786
Apêndice J Dados de Propulsão
I.3 
I.4
Apêndice K Dados Diversos
Índice
Tarefas de design e dados de propulsão
824
759
Lei Quadrado-Cubo 784
Fatores de Ajuste para Estrutura Composta Avançada 777
786
Populações urbanas e capitais
Estrutura 760
786
Dados Científicos Gerais
785
823
867
IntroduçãoI.1 
I.2
I.5
Motores de pistão, turboélice e turbofan
830
841
Motores de turbina a gás
760
Referência 784
Desenvolvimento do Planador e Tendências de Peso 783
J.1 
J.2 
J.3
Aeroportos
Apêndice I Dados de Pesos de Aeronaves
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Primeiro vôo controlado 
e tripulado em Kitty 
Hawk em 17 de 
dezembro de 1903. Esta 
foto mostra Wilbur correndo 
ao lado, com Orville nos controles.
O vôo durou 12 segundos 
e cobriu 120 pés. Mais três 
vôos foram feitos naquele 
dia, com o último viajando 
852 pés!
Leland Nicolai (1975)
Capítulo 1 Introdução
• Sempre Questione os Requisitos
• Especificações, Padrões e Regulamentos
• Nunca há uma resposta certa
• Medida de Mérito
• Fases de Projeto
• Requisitos—Requisitos Pull &
• Escopo do Texto
Empurrão Tecnológico
• UAVs
É apenas uma capa de poeira!
1
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“É apenas uma capa de 
poeira.” Isso não pretende 
banalizar a forma externa de um 
projeto de aeronave. É apenas 
um lembrete para o projetista de 
que proteger e entregar a carga 
útil é crucial para o sucesso da 
missão.
Adicionar recursos não 
relacionados à carga útil sempre 
resulta em um design mais caro.
O cocheiro de Sir 
George Cayley foi na verdade 
a primeira pessoa a voar com 
sucesso em um planador. Este 
evento ocorreu na Inglaterra 
em 1853 e o vôo percorreu uma 
distância de aproximadamente 
900 pés. Foi a única vez que o 
cocheiro voou.
No final de 1800, muitas pessoas estavam tentando desenvolver 
planadores eficientes para entender melhor os princípios fundamentais do 
vôo. Designers de planadores como Otto Lilienthal (que perderia a vida em 
um acidente de planador) e Octave Chanute contribuíram grandemente para 
o corpo de conhecimento que Langley e os Wrights usariam em sua busca 
por voos tripulados motorizados. Embora dezembro de 1903 seja anunciado 
como o início do vôo tripulado motorizado, muitos esforços evolucionários 
levaram a esse evento histórico.
O trabalho de Cayley influenciaria os projetistas de aviões pelos próximos 50 
anos. Ele foi o primeiro a identificar as quatro forças fundamentais de empuxo, 
sustentação, arrasto e peso e sua inter-relação na mecânica de voo. Em 
particular, ele entendeu e documentou corretamente que as asas deveriam ser 
responsáveis pela sustentação e os motores responsáveis pelo empuxo. Cayley 
também foi o primeiro a entender e incorporar o conceito de curvatura para 
alterar a sustentação de uma asa. Sua observação atenta do vôo dos pássaros 
foi diretamente responsável por adicionar curvatura aos seus primeiros modelos 
de vôo. Ele também previu corretamente que o vôo tripulado contínuo não 
poderia acontecer até o desenvolvimento de um motor com uma alta relação 
empuxo-peso. Levaria mais 50 anos para que esse motor fosse desenvolvido. 
Embora a história tenha destacado a importância do trabalho de Samuel Langley 
e dos irmãos Wright, foi Cayley quem projetou e construiu o planador que 
transportou o primeiro humano no ar. Levaria mais de quatro décadas para alguém igualar essa conquista.
A aeronáutica é uma engenharia relativamente nova
À medida que os irmãos Wright continuavam a 
melhorar seu projeto, isso criou uma oportunidade para 
uma nova disciplina de engenharia – a aeronáutica. 
Esforços anteriores foram realizados por pessoas que 
projetaram, analisaram e verificaram experimentalmente 
suas ideias. Logo, estudiosos e professores brilhantes 
como Ludwig Prandtl e Th eodore von Kármán emergiriam 
como pilares do pensamento e princípios aeronáuticos. 
Neste momento, os princípios da mecânica dos fluidos de Daniel Ber
velho. No entanto, pensamentos sérios 
sobre como as pessoas poderiam voar estiveram 
nas mentes de leigos e acadêmicos nos últimos 
500 anos. Leonardo da Vinci projetou muitas 
variações de máquinas que permitiriam às pessoas 
voar. No entanto, análises e experimentações 
aeronáuticas sérias não aconteceram até o início 
do século 19, quando Sir George Cayley começou 
a aplicar as leis básicas do voo e o método científico para o desenvolvimento do voo tripulado.
disciplina que tem pouco mais de 100 anos
2 Fundamentos do Projeto de Aeronaves e Dirigíveis: Volume 1
1.1 Aeronáutica - O Começo
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O projeto de uma aeronave é um grande 
empreendimento que exige o esforço de equipe de 
muitos engenheiros com experiência nas áreas de 
aerodinâmica, propulsão, estruturas, controle de vôo, 
desempenho e pesos. À medida que o projeto toma forma, especialistas são 
chamados para projetar componentes como a estação da tripulação, trem de pouso, 
layout interno, localização de armamento e instalação de equipamentos. O projeto 
completo da aeronave é um compromisso dos melhores esforços de muitos 
engenheiros talentosos. Os diferentes grupos de projeto que eles representam 
devem trabalhar juntos para produzir o veículo de vôo mais eficiente. Deve ficar 
claro que o processo de projeto é um esforço de integração muito envolvente, 
exigindo a união e a combinação de muitas disciplinas de engenharia. O elemento 
chave no processo de design é o líder da equipe de design, ou Chief Designer, que 
atua como integrador e árbitro. O designer-chefe geralmente é aquele que entende 
e aprecia todas as várias disciplinas envolvidas no processo de design e é 
frequentemente chamado para negociar compromissos entre os grupos de design.
noulli foram usados por esses pioneiros analíticos como 
a base da disciplina formal de engenharia aeronáutica. 
Prandtl concentrou-se no fluxo subsônico e foi o primeiro 
a postular a existência da camada limite e sua infl 
uência na separação do fluxo. Von Kármán é conhecido 
por suas contribuições para a compreensão dos regimes 
de voo supersônicose hipersônicos.
Antes da década de 1970, o desempenho da 
aeronave era primordial. Todos os esforços de design foram
Por exemplo, o grupo de propulsão pode propor um arranjo de entrada que agrave 
a configuração limpa do grupo de aerodinâmica. Ao mesmo tempo, o grupo de 
estruturas pode recomendar uma relação de espessura de asa de 8%, enquanto o 
grupo de aerodinâmica pode escolher 2%. O grupo de controle de vôo pode 
complicar as coisas colocando uma cauda traseira no projeto e insistindo que a asa 
seja movida para frente para melhor equilíbrio. O designer-chefe reunirá os grupos 
de design para obter o melhor compromisso em relação ao objetivo do design. O 
Projetista Chefe deve evitar que qualquer grupo de projeto conduza o projeto, que 
de outra forma poderia produzir um dos projetos mostrados na Fig. 1.1.
1.2.1 Desempenho vs Custo
Octave Chanute, por volta de 1895
O complexo livro de Bernoulli 
foi intitulado Hidrodinâmica.”
Esperemos que o advento de 
uma máquina voadora bem-
sucedida, agora apenas 
vagamente prevista e, no 
entanto, considerada possível, 
não traga nada além de bom ao 
mundo; que ele deve encurtar a 
distância, tornar todas as partes 
do globo acessíveis, aproximar 
os homens uns dos outros, 
promover a civilização e acelerar 
a era prometida em que não 
haverá nada além de paz e boa 
vontade entre todos os homens.
Como um favor, seu amigo 
próximo e famoso matemático 
Leonhard Euler reescreveu o 
livro para ser mais compreensível. 
A base do princípio de Bernoulli 
é estabelecida neste trabalho.
“
CAPÍTULO 1 Introdução 3
1.2 Projeto de Aeronave—
Um Compromisso
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Figura 1.1 Projeto de aeronave resultante se um grupo for dominante.
4 Fundamentos do Projeto de Aeronaves e Dirigíveis: Volume 1
de engenheiros de vários projetos
Sr. CW Miller, indica o que
e grupos de produção.
pode acontecer se cada projeto ou
Engenheiros nestes vários grupos
grupo de produção foram autorizados a
tendem a sentir que sua parte no
levar-se demasiado a sério.
projeto de um avião é mais importante
e que as dificuldades de projeto se devem a
De muitas maneiras, um completo
os requisitos menos importantes
avião é um compromisso do
grupos.
conhecimento, experiência e desejos
Este desenho animado “Dream Airplanes” de
O custo foi uma consideração depois que o design da aeronave foi “bloqueado”. No 
final da década de 1960, o governo e a indústria aeronáutica tornaram-se extremamente 
conscientes dos custos. O custo de aquisição de sistemas de aeronaves disparou e a 
medida de mérito passou a ser o custo mínimo de aquisição. O A-10A Th un derbolt II 
foi projetado no final da década de 1960 para um custo de aquisição de $ 3
focado em produzir um veículo que apresente desempenho máximo para um 
determinado peso de aeronave ou um peso mínimo para um nível de desempenho especificado.
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Os custos do programa de aeronaves saíram do 
controle na década de 1990 e levaram ao cancelamento dos EUA
milhão. A competição Lightweight Fighter no início da 
década de 1970 tinha um custo unitário de US$ 5 milhões 
e levou ao F-16 e F-18. Essa métrica de custo foi 
posteriormente alterada para custo do ciclo de vida (LCC; 
a soma do custo de desenvolvimento, custo de aquisição e 
custo de operação e suporte) no final da década de 1970.
Essa ênfase no design-to-cost [1] trouxe dois novos atores 
para a equipe de projeto: o analista de custos e o 
especialista em manufatura, que foram instalados na 
equipe de projeto com plenos direitos de voto. Os resultados 
do estudo comercial de custo e desempenho tornaram-se 
considerações-chave nas decisões de projeto.
Navy A-12 Avenger e TSSAM/AGM-137 Tri Service 
Standoff Attack Missile, mostrado na fotografia (Fig. 1.2). 
Foi neste momento que o princípio do custo como variável 
independente (CAIV) foi introduzido como um critério de 
projeto legítimo. O governo dos EUA instituiu o princípio 
CAIV como parte de seu regulamento de aquisição de sistemas militares DoD 5000.1 [2], 
que afirma que o custo deve ser considerado igual em importância ao desempenho e 
que os programas devem mostrar o gradiente de custo em relação ao desempenho . 
Essencialmente, o CAIV é o equivalente governamental das melhores práticas comerciais 
comerciais.
De muitas maneiras, um avião 
completo é um compromisso 
do conhecimento, experiência 
e desejos dos engenheiros dos 
vários grupos de projeto e 
produção.
Os engenheiros 
desses vários grupos tendem 
a sentir que sua parte no 
projeto de um avião é a mais 
importante e que as dificuldades 
de projeto se devem às 
exigências de grupos menos 
importantes.
Miller, (Fig. 1.1) indica o que 
poderia acontecer se cada 
projeto ou grupo de produção 
fosse levado muito a sério.
O desenho animado 
“Dream Airplanes”, do Sr. CW
CAPÍTULO 1 Introdução 5
Figura 1.2 A-12 e TSSAM; ambos os programas foram cancelados pela Marinha devido ao 
crescimento dos custos.
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• Econômico. Custo, LCC
• Objetivo. Transporte comercial; lutador ar-ar, lutador ar-terra, bombardeiro; 
aviação geral; inteligência, vigilância e reconhecimento (ISR); treinador, e 
assim por diante
No projeto de uma aeronave nunca há uma resposta certa – apenas a melhor 
resposta em um determinado momento. A razão é que o projeto de uma aeronave é 
um equilíbrio entre os seguintes requisitos concorrentes:
Antes de projetar um edifício, um arquiteto deve primeiro estabelecer quem e 
quantos ocuparão o edifício, qual é sua finalidade, qual é sua escala e nível de custo, 
e assim por diante. O projeto de uma aeronave é semelhante, pois o projetista da 
aeronave deve ter requisitos estabelecidos antes que o projeto possa prosseguir. Os 
requisitos definem o seguinte: (1) qual missão a aeronave será chamada a realizar, 
(2) quanto a aeronave deve custar, (3) como a aeronave deve ser mantida e apoiada 
e (4) a programação da aeronave.
• Técnico. Desempenho, sobrevivência
• Distância. Alcance ou raio
Além disso, as prioridades desses requisitos mudam com o tempo. Uma aeronave 
pode ser projetada para determinados requisitos técnicos e econômicos, mas se a 
administração do governo mudar, o requisito de prioridade se torna político ou 
ambiental. O conselho para o projetista é permanecer flexível e desenvolver um projeto 
o mais robusto possível para que ele sobreviva à medida que os requisitos mudam ao 
longo do tempo. As palavras de ordem são compromisso, equilíbrio e flexibilidade.
• Duração. Endurance ou loiter (tempo na estação)
• Cronograma. Quando necessário? A necessidade de ser o primeiro no mercado
• Carga útil. Passageiros, carga, armas, sensores e assim por diante
• Equipe. Tripulado ou não tripulado
• Ambiental. Fonte de energia limitada, ruído, emissões de hidrocarbonetos
• Velocidade. Cruzeiro, máximo, vagabundo, desembarque e assim por diante
Os requisitos da missão identificamo seguinte:
• Assinatura. Sobrevivência, aparência
• Político. Política, retorno, risco e assim por diante
6 Fundamentos do Projeto de Aeronaves e Dirigíveis: Volume 1
1.2.2 Nunca há uma resposta certa
1.3.1 Requisitos da Missão
1.3 Requisitos Gerais de Projeto
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Os requisitos de custo incluem o seguinte:
• Homem-horas de manutenção por hora de voo (MMH/FH)
• Nível de assinatura. Seção transversal do radar (RCS); 
infravermelho (IR); visual; e acústico (ruído)
• Custo como variável independente (CAIV) para programas governamentais
Os requisitos de cronograma identificam o seguinte:
• Desenvolvimento e agendamento de testes
• Suporte do contratado ou suporte ao usuário
• Custo do ciclo de vida (LCC), que é a soma do desenvolvimento, aquisição.
e O&S
• Comprimento do campo. Decolagem e pouso vertical, 
curto ou convencional (VTOL, STOL, CTOL)
• Níveis de manutenção (ou seja, organizacional, intermediário e depósito)
• Custo de aquisição
• Equipamento de apoio terrestre (GSE)
• Custo de operação e suporte (O&S)
• Plano de apoio logístico integrado (ILS)
No caso de um programa comercial, os requisitos geralmente são estabelecidos pelo 
fornecedor da aeronave, como Boeing, Lockheed Martin, Northrop-Grumman, Gulfstream, 
Cessna. As empresas aeronáuticas realizam análises de mercado para determinar quais 
serão as necessidades ou desejos do público no futuro próximo. As projeções são feitas 
para
Os requisitos de manutenção e suporte são os seguintes:
• Disponibilidade do produto, ou seja, quando a aeronave deve estar disponível para 
implantação [capacidade operacional inicial (IOC)] para o combatente ou cliente 
comercial
• Custo de desenvolvimento
Para aeronaves militares, ~67% 
do LCC é para custos de O&S.
Em 2007, para um assento de 
avião típico, 5% da passagem 
foi para pagar a manutenção da 
aeronave; 25% para impostos e 
taxas; 30% para salários; 30% 
para combustível; e 10% diversos.
CAPÍTULO 1 Introdução 7
1.3.3 Requisitos de Manutenção e Suporte
1.3.5 Onde estão os requisitos de projeto
1.3.2 Requisitos de Custo
Vem de onde?
1.3.4 Requisitos de Agendamento
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8 Fundamentos do Projeto de Aeronaves e Dirigíveis: Volume 1
A Figura 1.3 é um exemplo de um requisito militar inicial para uma aeronave.
O Boeing 777 foi uma mudança cultural para a Boeing, pois convidou oito companhias 
aéreas (chamadas de “Gang of Eight”) para desenvolver os requisitos para o B777 no 
início dos anos 90. Recomenda-se que o leitor revise o Estudo de Projeto de Caso Boeing 
777 no Volume 2.
Os requisitos da missão eram bastante exigentes, pois exigiam uma carga útil de 350 lb, 
uma velocidade máxima de 40 mph, e que a aeronave tinha que ser facilmente transportável 
em um vagão do Exército. Esta aquisição foi fornecida exclusivamente a dois irmãos em 
Dayton, Ohio, chamados Wilbur e Orville Wright. É interessante notar que o contrato para 
a máquina voadora mais pesada que o ar era de US$ 25.000 e previa entrega em sete 
meses. A fotografia (Fig. 1.4) mostra um projeto dos irmãos Wright para a Especificação 
486.
Pensamento e pesquisa cuidadosos devem ser feitos para estabelecer os requisitos 
porque, se forem inadequados, a aeronave (se for construída) pode não encontrar um 
cliente ou manter seus clientes iniciais. As empresas de aeronaves perderam grandes 
somas de dinheiro porque seguiram um conjunto de requisitos ruim ou inadequado. O 
milionário americano Howard Hughes decidiu em 1942 que o mundo precisava de um 
grande barco voador de compensado capaz de transportar 700 passageiros. O governo 
dos EUA concordou (inicialmente), mas mudou de ideia e o Sr. Hughes ficou com uma 
aeronave gigante de madeira que fez um vôo de apenas seis segundos. Hoje, é geralmente 
considerado que o projeto técnico da aeronave Hughes Hercules era sólido, mas os 
requisitos da missão estavam cerca de 25 anos à frente de seu tempo.
Um exemplo mais moderno de um requisito que atendeu a um requisito militar e 
comercial foi a Solicitação de Proposta (RFP) em meados da década de 1950 para um 
transporte de jato utilitário. Em agosto de 1956, a USAF enviou uma RFP à indústria 
expressando a exigência de uma “Aeronave a Jato Twin (UTX) para cumprir missões de 
utilidade e prontidão do piloto”. A carta também afirmava: “Parece que os requisitos 
comerciais para tais aeronaves utilitárias e de transporte são realistas. ...” De acordo com 
a RFP da USAF, a indústria deveria desenvolver um protótipo para avaliação sem 
compensação do governo porque “... há um mercado comercial potencial para essas 
aeronaves” e os “... custos estimados de programas de desenvolvimento de este tipo estão 
dentro da capacidade
Às vezes, os requisitos são estabelecidos por um usuário militar, como a Força Aérea 
dos EUA (USAF), a Marinha e os Fuzileiros Navais dos EUA (USN) ou o Exército dos EUA.
Esses requisitos geralmente são desenvolvidos para suprir uma necessidade militar 
(deficiência) ou para substituir um sistema obsoleto. Tais requisitos são chamados de 
requisitos puxados porque as necessidades militares “puxam” os requisitos.
futuras viagens de passageiros, necessidades de frete aéreo e demandas de aeronaves 
de aviação geral. O programa comercial é iniciado quando um cliente se aproxima e mostra 
séria intenção de comprar o avião de produção. Um adiantamento geralmente dá ao cliente 
o direito de infl uenciar alguns dos requisitos.
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Figura 1.3 Primeiro requisito de missão publicado para uma aeronave militar, 
20 de janeiro de 1908.
ESPECIFICAÇÃO DO CORPO DE SINAL, NO. 486
CAPÍTULO 1 Introdução 9
ANÚNCIO E ESPECIFICAÇÃO PARA UMA MÁQUINA DE VOO MAIS PESADA QUE O AR
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Teto máximo de cruzeiro
1500 milhas náuticas
Escapar Disposições de fuga a bordo
Abastecimento Ponto único, reabastecimento de pressão
0,76 Mach
10 Fundamentos do Projeto de Aeronaves e Dirigíveis: Volume 1
Velocidade de cruzeiro
Carga útil 2 tripulantes, 4 passageiros, 240 lb de bagagem
Comprimento de campo crítico 5.000 pés
45.000 pés
Rolo de pouso (1/2 combustível) 2500 pés
Administração (FAA)
Certificação
Instrumentação
Alcance
Teto de serviço (um motor) 15.000 pés
Instrumentos e aviônicos do tipo militar
Adequado para certificação pela Aviação Federal
Figura 1.4 Projeto da Wright Brothers para a Especificação 486.
A carta foi acompanhada de um documento de Requisitos Gerais de Projeto 
que descrevia detalhadamente os requisitos da aeronave. Alguns dos requisitos 
mais pertinentes foram os seguintes:
A North American Rockwell havia iniciado o trabalho de projeto UTX na 
primavera de 1952, então eles estavam mais do que prontos em agosto de 
1956. Eles firmaram seu projeto básico e pressionaram para a fabricação de 
seu prototipo Sabreliner. A aeronave protótipo foi concluída e o primeiro vôo do 
Sabreliner foi realizado em setembro de 1958. A norte-americana Rockwell 
venceu a competiçãoUTX e recebeu um contrato em janeiro de 1959 para sete 
aeronaves de teste de vôo. A aeronave que resultou do requisito da missão 
UTX é designada USAF T-39 e é mostrada na Fig. 1.5.
da indústria”. A Força Aérea estimou que o custo de vôo dessas aeronaves 
seria de cerca de US$ 200.000 cada.
As características do T-39 são mostradas na Tabela 1.1. A North American 
Rockwell produziu vários derivados comerciais de muito sucesso do T-39: o 
Sabreliner Série 40, Série 50, Série 60 e Série 75. Todas as séries Sabreliner 
têm geometria de configuração semelhante, mas incorporam diferentes arranjos 
internos, características, unidades de propulsão melhoradas e equipamentos 
diferentes.
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Distância de pouso
2
Peso máximo de decolagem
Dois JT12A
W/S na decolagem
28º33ÿ
Peso do combustível
Mach 0,76Alta velocidade a 41.000 pés
CAPÍTULO 1 Introdução 11
44 pés 4 pol.
Proporção da asa
149 para USAF; 42 para USN
19.000 libras
Teto de serviço (um motor) 21.500 pés
2.060 milhas
Peso vazio
7.122 libras
Comprimento
Comprimento de campo crítico
2.190 pés
Equipe
Carga útil
Varredura de asa (¼ de acorde)
9 passageiros ou 2100 lb
Motores
55 psf
Mach 0,7
43 pés 9 pol.
Velocidade de cruzeiro a 42.000 pés
5,77
Número construído
Envergadura
9.805 libras
Alcance
4900 pés
Figura 1.5 Rockwell T-39 Sabreliner norte-americano.
Tabela 1.1 Características do T-39 da Força Aérea dos EUA
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1.3.6 Necessidade de Questionar os Requisitos
12 Fundamentos do Projeto de Aeronaves e Dirigíveis: Volume 1
Mesmo quando o cliente se esforça muito para gerar um conjunto confiável de 
requisitos, às vezes ele falha. A história está cheia de requisitos falhos. Alguns 
requisitos falhos são descobertos e alterados, alguns requisitos falhos prevalecem e 
projetos são produzidos, e alguns requisitos falhos são ignorados (este é sempre 
arriscado). Três exemplos de requisitos falhos são os seguintes:
Às vezes, uma nova tecnologia vai empurrar os requisitos para uma nova 
aeronave (denominada tecnologia push). O motor a jato no início da década de 1940, 
a tecnologia furtiva em meados da década de 1970 e o laser aerotransportado de alta 
energia no início da década de 1990 são exemplos de requisitos de impulso tecnológico 
que levaram ao XP-80, ao Have Blue/F-117, e o YAL-1/ABL, respectivamente.
Fokker F-10A
• 1932 Transcontinental e Western Air, Inc. (TWA) substituição de
Quando os requisitos chegam, o projetista deve estudá-los, entendê-los, avaliá-
los e questioná-los - e se necessário negociá-los com o cliente - porque um projetista 
que não concorda com os requisitos deve se afastar. O desacordo com os requisitos 
fundamentais esgotará a paixão e o compromisso do designer, que são necessários 
para gerar um projeto conceitual bem-sucedido que, em última análise, será 
selecionado para prosseguir no projeto preliminar.
• Míssil Standoff Ar-Superfície Conjunto da USAF de 1995 (JASSM)
• Caça Tático Avançado da USAF de 1985 (ATF)
Os requisitos geralmente vêm com um documento chamado Conceito de 
Operações, ou ConOps, abreviado. O ConOps descreve como a aeronave será 
implantada, operada, mantida e suportada — basicamente todas as informações que 
o projetista precisa para concluir o projeto. O ConOps é útil para uma aeronave 
comercial, mas é essencial para uma aeronave militar. Por exemplo, o projetista de 
aeronaves militares precisa saber se as defesas contra ameaças serão “ativadas e 
instaladas” ou revertidas, se os tanques de combustível estarão disponíveis e qual 
será o conceito de manutenção: organização, intermediário, depósito, logística do 
contratado suporte, e assim por diante.
No final da década de 1920 e início da década de 1930, o carro-chefe da frota de 
transporte comercial da TWA era o trimotor Fokker F-10A Trimotor. Em 1931, um 
F-10A caiu, tirando a vida de Knute Rockne, o famoso treinador de futebol de Notre 
Dame [veja a fotografia (Fig. 1.6)]. Os inspetores culparam a umidade dentro da asa 
de madeira que causou a separação da estrutura da asa do F-10A. O Ramo 
Aeronáutico, Departamento de Comércio (antecessor do
Especificação TWA—1932
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Especificação do ATF da USAF—1985
Figura 1.7 Especificação de TWA para uma nova aeronave de transporte (agosto de 1932).
Figura 1.6 Fokker F-10A.
• Taxa de subida, nível do mar: 1200 fpm
instrumentos e auxiliares de navegação para voos noturnos
• Velocidade de cruzeiro, nível do mar: 145 mph
• Velocidade de pouso: 65 mph
conveniências
• Tripulação: 2
• Velocidade máxima, nível do mar: 185 mph
• O avião deve ter equipamentos de rádio de última geração,
• Carga útil: 12 passageiros
• O compartimento de passageiros deve ter amplo espaço
• Peso Bruto Máximo: 14200 lb
• Alcance: 1.000 milhas
para assentos confortáveis, acessórios diversos e
• Teto de Serviço: 21.000 pés
• Monoplano Trimotor Totalmente Metálico
CAPÍTULO 1 Introdução 13
a FAA), suspendeu o certificado de aeronavegabilidade do F-10A, aterrando grande parte 
da frota da TWA. Em agosto de 1932, a TWA emitiu a especificação para um moderno 
avião de transporte de luxo mostrado na Fig. 1.7. Embora o documento da TWA 
especificasse uma aeronave trimotor totalmente metálica, o vencedor do contrato foi o DC-1 
bimotor. Donald Douglas arriscou e ofereceu um projeto de dois motores. As especificações 
TWA eram um desafio extremo para a época, mas foram superadas e superadas pelo DC-1, 
predecessor do famoso DC-3 e C-47 da Segunda Guerra Mundial [veja a fotografia (Fig. 
1.8)]. Embora apenas um DC-1 tenha sido construído e 218 DC-2s, a Douglas Aircraft 
Company produziu 13.300 DC-3s. O fato de que os DC-3 ainda estão voando hoje é uma 
prova do gênio do design de Donald Douglas.
lutador para substituir o F-15. Os requisitos da RFP exigiam “supermaneu ver” e 
“supercruise” [a capacidade de navegar em velocidades supersônicas em energia seca 
(sem pós-combustão)] – e um nível de assinatura modesto. A Lock heed Skunk Works 
desafiou os requisitos e convenceu a USAF de que os níveis de seção transversal do radar 
(RCS) em seu requisito de assinatura
Em 1985, a USAF emitiu uma RFP para um novo sistema tático avançado ar-ar.
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O resto é história.
Na primavera de 1995, o Departamento de Defesa (DoD) cancelou o míssil 
de cruzeiro furtivo lançado do ar chamado Tri-Service Standoff Attack Missile 
(TSSAM/AGM-137) por causa do custo unitário excessivo. A necessidade da 
missão para o TSSAM ainda existia, então um rascunho de RFP foi emitido 
para a indústria no outono de 1995 para o JASSM. Os requisitos do JASSM 
eram o mesmo desempenho do TSSAM, mas uma assinatura mais alta (RCS). 
O requisito de custo unitário era de US$ 400.000 – o mesmo do TSSAM. A 
USAF concluiu que a única maneira de atender ao requisito de custo unitário 
era pedir um derivado de um míssil de cruzeiro existente (forçando o aumento 
do requisito deassinatura). A RFP de 1995 especificou um míssil derivado. A 
Lockheed Martin questionou os requisitos. A Skunk Works convenceu a USAF 
de que eles poderiam ter o mesmo desempenho, assinatura e custo unitário que o TSSAM com
deve ser rebaixado para ser um verdadeiro lutador do século 21. A USAF 
concordou e revogou a RFP e a reeditou em fevereiro de 1986 com super-
discrição como requisito. A Lockheed (YF-22) e a Northrop (YF-23) [veja a 
fotografia (Fig. 1.9)] ganharam contratos para construir dois protótipos cada e ter um vôo.
14 Fundamentos do Projeto de Aeronaves e Dirigíveis: Volume 1
Figura 1.9 YF-22 e YF-23—concorrentes ATF.
Figura 1.8 DC-3 – elegância atemporal (cortesia de Gary Shepard).
Especificação USAF JASSM—1995
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1.3.7 Medida de Mérito
Figura 1.10 B-2 lançando um JASSM/AGM-158.
CAPÍTULO 1 Introdução 15
um projeto de folha limpa. A RFP do JASSM foi emitida no inverno de 1996 
solicitando um projeto derivado ou clean-sheet com uma assinatura inferior. A 
Lockheed Martin e a McDonnell Douglas ganharam contratos, com assinaturas 
limpas, para trabalhos futuros. A Lockheed Martin ganhou o contrato de produção 
do AGM-158 [mostrado na fotografia (Fig. 1.10) sendo lançado de um B-2] e agora 
está construindo mais de 2.000 mísseis de cruzeiro.
Como o MoM não é inicialmente especificado, o designer (ou alguém do grupo 
de design) deve fazer a lição de casa para entender o que o cliente está realmente 
procurando. Às vezes, o MoM é simplesmente que o design deve ser esteticamente 
agradável. Este parece ser um MoM na seleção do Lockheed Martin X-35 sobre o 
Boeing X-32 [veja a fotografia (Fig. 1.11)] na competição Joint Strike Fighter. Mais 
frequentemente, no entanto, o MoM é mais substantivo e é aprendido 
desenvolvendo um relacionamento próximo com o cliente. Escusado será dizer 
que desenvolver um projeto para o MoM errado perderá o contrato.
A Medida de Mérito (MoM; às vezes chamada de figura de mérito) é semelhante 
a um requisito, exceto que inicialmente é conhecida apenas pelo cliente e não é 
especificada abertamente. O MoM é importante para o cliente e será usado como 
um “desempate” na seleção do projeto vencedor. Costuma-se dizer que atender 
aos requisitos faz com que você seja convidado para o baile, mas cumprir o MoM 
o leva para a pista de dança.
Na competição ATF mencionada anteriormente, a Lockheed determinou que o 
que a USAF realmente queria era um avião de piloto de caça com supercruzeiro e 
superstealth. Então a Lockheed fez “manobras com imprudência
Para ser aceitável para o cliente, o projeto da aeronave deve atender (ou 
exceder) os requisitos estabelecidos. Cumprir os requisitos é condição necessária 
para ser candidato a avançar para a próxima fase. Se houver um requisito que o 
designer não pode atender ou achar que não é realista, o designer precisa solicitar 
ao cliente uma isenção.
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abandonar” seu MoM. Este MoM realmente comprometeu o número Mach do 
supercruise e o RCS, mas ainda atendeu aos requisitos. A adição de vetorização de 
empuxo de arfagem (não necessária) adicionou peso e custo ao YF-22, mas deu ao 
avião um alto ângulo de ataque de manobras que era sem precedentes. Esta 
característica foi demonstrada durante o voo entre o YF-22 e o YF-23 da Northrop, 
embora não fosse obrigatório. O YF-23 era um belo avião e realmente venceu o YF-22 
em supercruise Mach e RCS, mas os pilotos de caça preferiram a manobrabilidade do 
YF-22.
O projeto de aeronaves não tripuladas e tripuladas é o mesmo, pois devem 
obedecer às mesmas leis da física, mas aí termina a semelhança. Cada um tem 
vantagens sobre o outro. Devemos usar aeronaves não tripuladas onde elas tenham 
vantagem sobre suas contrapartes tripuladas e vice-versa.
O DoD define um veículo aéreo não tripulado (VANT) [3] como um veículo aéreo 
motorizado que não transporta um operador humano, usa forças aerodinâmicas para 
fornecer sustentação do veículo, pode voar de forma autônoma ou ser pilotado 
remotamente, pode ser descartável ou recuperável , e pode transportar uma carga 
letal ou não letal. Com esta definição, mísseis de cruzeiro e alvos aéreos qualificam-
se como UAVs. Conforme indicado pela Tabela 1.2, os UAVs vêm em todas as formas 
e tamanhos [4] [veja a fotografia (Fig. 1.12)].
O F-22A está agora operacional com a USAF.
A principal desvantagem do sistema de aeronaves não tripuladas (e, portanto, a 
vantagem da aeronave tripulada) é que ele não pode pensar por si mesmo e lidar com 
eventos imprevistos ou em mudança dinâmica. Nenhuma quantidade de autonomia e 
inteligência artificial pode resolver todas as incertezas da guerra. Devido a essa 
deficiência, os sistemas de aeronaves não tripuladas sempre terão operadores 
humanos fora de bordo no circuito. Isso significa que o sistema de aeronave não 
tripulada deve ter sensores adicionais e capacidade de conexão de dados a bordo 
para tornar o operador humano fora de bordo ciente da situação em todos os momentos [5].
16 Fundamentos do Projeto de Aeronaves e Dirigíveis: Volume 1
Figura 1.11 Concorrentes X-32 e X-35—JSF.
1.4 Veículo Aéreo Não Tripulado
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Veículos atuaisClasse UAV Classe de peso
Figura 1.12 UAVs diversos.
Tabela 1.2 Categorias de UAVs a
a Consulte [3].
2. Nenhum humano corre o risco de ser capturado.
1. O projeto do sistema não tripulado não é limitado pela necessidade de transportar um humano 
a bordo e acomodar fragilidades humanas.
4. A aeronave não tripulada não precisa voar para o sistema não tripulado
3. Nenhuma infraestrutura é necessária para recuperar a tripulação em caso de queda da aeronave.
As vantagens do sistema de aeronaves não tripuladas são as seguintes [6]:
treinar ou manter-se proficiente.
MQM-107E
Falcão do Deserto FPASS
RQ-8A Fire Scout
Pioneiro RQ-2A
X-45A
Exemplos de UAV
X-47A
Ceifador MQ-9
Falcão Global
E-Hunter MQ-5C
BQM-34S
RQ-2A (Pioneiro), Shadow 200, MQ-5CISR tático
Micro
(E-Hunter), RQ-8A (Bombeiro)
<2000 libras
Mini
RQ-1/MQ-1 (Predador), RQ-4A (Global Hawk),Teatro ISR e UAV
Várias libras <100 
libras
MQ-9 (Reaper), X-45A (USAF), X-47 (USN)
>2000 libras
Veículo Aéreo Orgânico DARPA (Exército)
AGM-84 (Arpão), AGM-109 (Tomahawk),Mísseis de cruzeiro
CAPÍTULO 1 Introdução 17
FPASS (USAF), Pointer (Exército), Dragon Eye
AGM-129 (Míssil de Cruzeiro Avançado), AGM
>1000 libras
(USMC)
158 (JASSM)
BQM-74E (Chukar), BQM-34S (Firebee),Alvo aéreo
MQM-107E, BQM-167 (Skeeter)
<2500 libras
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18 Fundamentos do Projeto de Aeronaves e Dirigíveis: Volume 1
12
40
10
8
6
4
50
2
Solteiro
0
Dois
Assento
0
Assento
10 20 30
Redução de Peso Vazio (%)
Peso vazio inicial (1000lb)
U-2S F-117A
F-111F
AV-8B
F-15C
A-7A
F/A-18A
F-5E
A-6E
F-14AF-16C
1.4.1 Limitações do Projeto—Operador Humano
Figura 1.13 Redução de peso vazio eliminando todos os equipamentos da 
estação de tripulação e encurtando a fuselagem.
Com basenas informações da Fig. 1.13, um UAV de transporte não faz 
sentido. Um transporte é uma aeronave de grande porte e não teria uma redução 
apreciável de peso vazio devido à eliminação da tripulação. Além disso, não se 
qualifica para nenhuma das vantagens do UAV porque sua carga pode ser 
pessoas e está fazendo voos de receita o tempo todo como um veículo ISR. No outro
A operação não tripulada tem vantagens e desvantagens. No lado positivo, 
o veículo não tripulado não precisa acomodar uma estação de tripulação, o que 
proporciona maior liberdade de projeto na localização da entrada, motor, 
subsistemas e carga útil. A eliminação do posto da tripulação também encurta a 
aeronave (cerca de 7,5 pés para um único assento e 11 pés para um caça 
tandem de dois assentos) e reduz o peso vazio ao eliminar os itens de 
equipamento da tripulação, como assento, controles da cabine, instrumentos e 
Sistema de Controle Ambiental (ECS) e a estrutura do posto de tripulação. Como 
compramos aeronaves por quilo de peso vazio (no primeiro pedido), a redução 
de custo unitário seria aproximadamente a mesma porcentagem da redução de 
peso. A liberdade de projeto que resulta de não ter um posto de tripulação em 
uma aeronave de caça é muito real e deve produzir uma utilização mais eficiente 
do volume interno, mas é difícil quantificá-la em termos de peso ou economia de 
custos. Essa vantagem, no entanto, diminui com o aumento do tamanho da 
aeronave porque o peso e o volume do posto da tripulação tornam-se uma 
porção cada vez menor de aeronaves maiores, como mostrado na Fig. 1.13.
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CAPÍTULO 1 Introdução 19
A eliminação da infraestrutura de busca e resgate de tripulantes abatidos é uma 
oportunidade real de redução de custos. Além disso, a atenção dada a uma tripulação 
abatida resulta em uma significativa mudança de recursos para longe das operações 
de combate. Como a tripulação foi eliminada do veículo,
Por outro lado, um veículo não tripulado de ataque de longo alcance (LRS) pode fazer sentido, 
pois se qualifica para todas as vantagens.
O consenso de profissionais aeroespaciais experientes é que todos os prós e 
contras juntos darão apenas uma modesta redução de custo no desenvolvimento e 
custo de aquisição de um UAV não tripulado em relação a uma aeronave tripulada 
[7,8]. Muitas vantagens dos UAVs tendem a ser políticas e serão discutidas nas 
próximas subseções.
No entanto, a desvantagem de não ter um humano a bordo é o requisito de 
recuperar a funcionalidade do piloto por ter um operador externo que tenha total 
consciência situacional. Isso significa aumentar o desenvolvimento de software para 
vôo autônomo, adicionar sensores e links de dados e, claro, adicionar uma estação 
terrestre ao custo geral de desenvolvimento do sistema.
armas.
Não ter que classificar a aeronave também abrirá a porta para recursos não 
disponíveis para aeronaves tripuladas. Por exemplo, a manobra g e a altitude são 
limitadas pelos sistemas mecânicos, e a resistência é limitada pelo tamanho, peso e 
custo do sistema não tripulado. Isso significa que o fator de carga limite de manobra 
pode exceder 9 g para um UAV e pode ter persistência bem superior a 12 horas para 
um veículo ISR. Além disso, micro-UAVs (peso da ordem de uma libra) e mini-UAVs 
(peso da ordem de 500 lb) são viáveis para missões de vigilância limitadas.
Como um piloto humano não está a bordo do UAV, a perda de vidas não é uma 
preocupação. Assim, o UAV poderia receber missões consideradas muito arriscadas 
para sua contraparte tripulada. Exemplos são a missão de supressão de defesas 
aéreas inimigas (SEAD) e o emprego de microondas de alta potência
Não ter que “classificar o homem” da aeronave simplificará um pouco o projeto e 
o desenvolvimento do UAV não tripulado. Haverá uma economia de custos devido ao 
fato de não ter que dimensionar o motor (teste do motor) e devido à eliminação de um 
sistema de fuga da tripulação, canopy e equipamento de sobrevivência da tripulação 
(projeto e teste). A redução do fator de segurança da aeronave (FS) de 1,5 para 1,25 
permitirá que os materiais sejam trabalhados com mais eficiência no projeto estrutural. 
Além disso, a segurança dos critérios de projeto de voo pode ser relaxada e a 
redundância dos sistemas reduzida de quádruplo para duplo.
1.4.3 Eliminação de Busca e Salvamento
1.4.2 Risco para Operador Humano
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20 Fundamentos do Projeto de Aeronaves e Dirigíveis: Volume 1
A premissa fundamental é que a aeronave não tripulada não precisa voar para que 
o sistema não tripulado treine ou se mantenha proficiente. O operador humano está fora 
de bordo e treina por simulação. Isso significa que quando a aeronave UAV voar deve 
ser para um voo de receita. Um voo de receita para o UAV acontece durante a guerra. 
Em tempos de paz, o veículo está em algum tipo de armazenamento “f yable”. Por outro 
lado, o UAV ISR voa o tempo todo porque seus voos de receita têm o objetivo de coletar 
informações contínuas sobre os países-alvo. Os críticos aceitam essa premissa, mas 
argumentam que o UAV também precisa voar em tempos de paz. Como parte de uma 
equipe de armas combinadas, os UAVs precisam operar com a aeronave tripulada 
enquanto os humanos treinam. Esse argumento falha quando se reconhece a capacidade 
dos simuladores de combate aéreo modernos. Esta noção de nenhum (ou pelo menos 
mínimo) vôo em tempo de paz apresenta uma tremenda oportunidade de economia de 
custos para o UAV.
a sensibilidade política da missão UAV é reduzida, pois não há ninguém para ser refém 
e identificado com um país (por exemplo, Gary Powers). Em um caso extremo, um país 
pode negar a propriedade de um UAV “lavado”.
Se assumirmos quatro guerras de 30 dias ao longo de um período de 20 anos (vida 
típica do sistema de aeronave de combate), o tempo de voo cumulativo (e, portanto, a 
vida útil do projeto) para o UAV é inferior a 1000 horas [9]. Isso contrasta com os aviões 
de combate tripulados, que são projetados para 8.000 horas porque precisam voar em 
tempos de paz. A redução da vida útil do projeto deve resultar em custos reduzidos de 
projeto, desenvolvimento e produção.
A eliminação de vôos em tempo de paz (ou no máximo vôos mínimos) resultaria em 
uma grande economia de custos de operação e suporte (O&S) em relação a um 
esquadrão de caça tripulado. Esta característica é examinada com mais detalhes em
O projeto de um UAV com vida útil inferior a 1.000 horas é diferente de uma 
aeronave tripulada com 8.000 horas. Para começar, o UAV não precisa se preocupar 
com a fadiga do material. A estrutura pode ser projetada para resistência em vez de 
durabilidade, o que resulta em uma estrutura mais leve. Além disso, itens de 
equipamentos poderiam ser selecionados com um tempo médio de voo entre ações de 
manutenção não programadas(MFTBUMA) de 1000 horas. A manutenção em tempo 
de guerra seria mínima, com as ações de reviravolta sendo “reabastecer, rearmar e 
partir” (verdadeiro cenário de pit stop). Haveria um número reduzido de painéis de 
acesso com suas penalidades de corte estrutural associadas. Pode ser possível que o 
motor não precise ser removido durante a vida útil do UAV. O tempo de remoção do 
motor em jatos comerciais é bem superior a 1.000 horas. Como os itens de equipamento 
podem ser “empilhados” com mais de duas profundidades, a densidade da fuselagem 
seria muito maior (melhor utilização do volume disponível) do que para uma aeronave 
tripulada. Essa economia de custos para a vida útil reduzida do projeto é muitas vezes 
difícil de quantificar.
1.4.4 Treinamento e Proficiência
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CAPÍTULO 1 Introdução 21
A aeronave ISR não tripulada, por outro lado, fornece cobertura contínua (24/365) 
de uma área-alvo em tempos de paz e guerra e precisa de uma vida útil de 90.000 
horas ao longo de uma vida útil de 20 anos. O U-2S, que tem um cenário de missão 
semelhante, tem uma vida útil de 75.000 horas. O custo anual de O&S para uma 
unidade ISR não tripulada seria semelhante ao de uma unidade tripulada.
A Tabela 1.3 lista alguns dos documentos do DODSSS e [10,11] fornece um índice 
numérico das Especificações e Padrões do Governo dos EUA.
A leitura dessas especificações e padrões pode ser cansativa porque existem mais de 
2.500 documentos apropriados para uma aeronave militar e seus equipamentos 
aviônicos associados. Algumas das especificações e padrões mais importantes do 
DODSSS com os quais um projetista de aeronaves deve estar familiarizado estão 
listados na Tabela 1.4.
O governo dos EUA regula a operação de todas as aeronaves nos Estados Unidos 
por meio de um sistema de especificações, padrões e regulamentos. Um projetista de 
aeronave deve não apenas atender (ou exceder) os requisitos discutidos anteriormente, 
mas também cumprir todas as especificações, padrões e regulamentos apropriados da 
aeronave se a aeronave for operada nos Estados Unidos.
A documentação dos padrões de aeronavegabilidade para aeronaves civis e 
comerciais é relatada nos Regulamentos Federais de Aviação, Partes 23 e 25 [11]. A 
Parte 23 refere-se a aeronaves normais, utilitárias e acrobáticas; A parte 25 considera 
aeronaves de transporte. Os padrões de ruído para essas categorias são detalhados 
na Parte 36. Os helicópteros civis são regulamentados pelas Partes 27 e 29; balões e 
pipas ancorados são considerados na Parte 101. As Partes 23 e 25 são bastante 
completas, pois estabelecem padrões razoáveis para desempenho, estabilidade, 
controle, estrutura, projeto, construção, motor, equipamento e limites operacionais para 
aeronaves civis e comerciais.
Capítulo 24 como parte da discussão sobre o custo do ciclo de vida. Por enquanto, 
basta dizer que a economia nos custos de O&S de um esquadrão de UAV é da ordem 
de 80% de um esquadrão de aeronaves tripuladas equivalente.
A regulamentação de aeronaves militares é administrada pelo Departamento de Defesa 
por meio do Sistema de Especificações e Padrões do Departamento de Defesa 
(DODSSS); A regulamentação de aeronaves comerciais civis é administrada pelo 
Departamento de Transportes por meio do Federal Aviation Regulations (FAR).
As especificações são documentos de aquisição que descrevem os requisitos 
essenciais e técnicos para itens, materiais ou serviços da aeronave, incluindo os 
procedimentos pelos quais será determinado que os requisitos foram atendidos. Os 
padrões estabelecem limitações e aplicações técnicas e de engenharia para itens, 
materiais, processos, métodos, projetos e práticas de engenharia.
1.5 Especificações, Padrões e Regulamentos
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Manuais federais
Regulamentos da USAF
Associação das Indústrias Aeroespaciais (AIA)
Dados de controle de peso e equilíbrioMIL-W-25140
(MMPA)
Pedidos de tecnologia
Especificações da USAF
MIL-STD-881
Requisitos de demonstração de teste de voo de estol/pós-estol/giro para aviõesMIL-S-8369
Instalação e Teste de Equipamentos Eletrônicos em AeronavesMIL-I-8700
(ASTM)
Padrões militares
Estrutura Analítica do Trabalho (WBS)
Sistema de assento, ejetável, aeronave
Associação de Produtos de Materiais Magnéticos
Manuais militares
MIL-S-1847l
Certificação de aeronavegabilidade—US Tri-Service
Projeto de Sistema de Controle de Voo, Instalação e Teste de Aeronaves PilotadasMIL-F-9490
Documentos da indústria
Gráficos; Características e desempenho padrão da aeronaveMIL-C-5011
Manuais da Marinha
Especificações aeronáuticas Força 
Aérea-Marinha
MIL-A-8860-64, 70
Sociedade Americana de Testes e Materiais
Especificações militares
Força e rigidez do avião
Hélices, Teste de Tipo deMIL-P-26366
Sociedade Americana de Soldagem (AWS)
Especificações federais
Padrões de design aerodinâmico da Força Aérea-Marinha
Manuais da USAF
MIL-F-83300
Lista de produtos qualificados
MIL-D-8708
Instituto Nacional Americano de Padrões (ANSI)
Qualidades de voo de aeronaves V/STOL pilotadas
Avaliação de confiabilidade a partir de dados de demonstraçãoMIL-STD-757
MIL-HDBK-516B
Boletins de especificações da USAF
Requisitos de demonstração para aviões
Qualidades de Voo de Aviões Pilotados (substituído MIL-F-8785C)MIL-HDBK-1797
Padrões federais
Req. Visão da Estação da Tripulação Aérea para aeronaves militaresMIL-STD-850
Manuais do Departamento de Defesa
Normas aeronáuticas Força Aérea-Marinha
Sistemas de Controle e Estabilização: Automático, Aeronave Pilotada
Especificações de materiais aeroespaciais (AMS)
22 Fundamentos do Projeto de Aeronaves e Dirigíveis: Volume 1
MIL-C-18244
Engenharia de sistemasMIL-STD-499B
Manuais de projeto do Comando de 
Sistemas da USAF
Boletins aeronáuticos Força Aérea-Marinha
Tabela 1.3 Documentos no Sistema de Especificação e Padrões DoD
Tabela 1.4 Listagem Parcial de Especificações e Padrões 
Militares - Projeto de Aeronaves
número do documento Título
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1.6 Fases de Projeto de Aeronaves
Figura 1.14 As três fases ou níveis de projeto de aeronaves [12].
Projeto Detalhado
ÿ/ÿ $/lb
Fase 2
vs
vs
Design preliminar
3 graus
Fase 1 Fase 3
Design conceptual
5 graus
Requisitos básicos da missão
Objetivos do projeto de geometria
Requisitos de resistência local
Alcance, Altitude e Velocidade
Requisitos de vibração
Configuração externa completa
Arranjo Interno Básico
Requisitos gerais de resistência
Refinamentos de design como 
resultado de testes
ÿ
E/ÿ
Requisitos de fadiga
Projeto Detalhado
Requisitos aeroelásticos
ÿ
Produtividade
Propriedades Básicas do Material
Grandes Cargas, Tensões, Deflexões
Requisitos funcionais
vs
Projeto maduro
2 - 3 6 - 74 - 5
Projeto viável Designs de lojas
CAPÍTULO 1 Introdução 23
Problemas de fluxo local resolvidos
Conexões e acessórios de juntas
Nível de arraste
Metas de peso
Tipo de aerofólio
Metas de custo
R
Mecanismos
Distribuição de curvatura e torção
t/c
• Design preliminar
Design de aeronaves é o nome dado às atividades que abrangem