A avaliação da dinâmica de voo de uma aeronave muito flexível é comumente encontrada para aeronaves do tipo High Altitude Long Endurance (HALE) ou planadores, porém poucos resultados foram publicados para aeronaves do tipo de transporte. Este trabalho apresenta uma análise da dinâmica de voo de uma aeronave de transporte muito flexível cujas dimensões estão entre os Embraer E-Jets e o Boeing 737 ou Airbus A320. A aeronave é modelada com a ferramenta AeroFlex implementada no Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA). O modelo estrutural é construído com elementos de vigas em uma formulação geometricamente não linear baseada em deformações das vigas. O modelo aerodinâmico é composto pelo método Vortex-Lattice (VLM) quase estacionário para as superfícies sustentadoras e um método semi-empírico para obter as cargas aerodinâmicas da fuselagem e das naceles. Um método para a transferência de informações entre os modelos estrutural e aerodinâmico é proposto, permitindo discretização independente entre os modelos. Seis níveis de flexibilidade (100%, 50%, 25%, 15%, 10% e 5% da rigidez nominal) bem como a aeronave rígida são analisados. Cálculos de equilíbrio são realizados para a condição de voo reto e nivelado. A dinâmica linearizada é obtida através de perturbações em torno da condição de equilíbrio. A estabilidade dinâmica é analisada e as derivadas aerodinâmicas efetivas obtidas com um modelo reduzido são avaliadas para explicar os efeitos da flexibilidade nos modos dinâmicos. Uma discussão sobre alguns métodos de integração para problemas stiff é realizada. Em seguida, simulações não lineares no tempo são apresentadas considerando entradas de comando de superfície no GNBA. Os resultados numéricos são calculados tanto com a formulação geometricamente linear quanto com a formulação geometricamente não linear. A comparação dos resultados mostra que a formulação geometricamente linear chega em resultados satisfatórios principalmente devido ao efeito de torção aparente característico de uma asa com enflechamento positivo. Reversão de comando do aileron é observada para os casos de 10% e 5% da rigidez nominal. Para a aeronave mais flexível, o modo de Dutch roll se mostrou instável, enquanto o par de polos complexos conjugados da fugoide foi degenerado em dois polos reais, um estável e outro instável.