Desprezar os efeitos da dinâmica estrutural na dinâmica do voo de aviões modernos pode ser inadequado. O acoplamento dinâmico entre os graus de liberdade de corpo rígido e os elásticos pode ocorrer quando o projeto de uma aeronave privilegia a resistência à rigidez estrutural, e a separação em frequência entre os modos clássicos da dinâmica do voo e os modos aeroelásticos torna-se suficientemente pequena. Degradação das qualidades de voo e aumento da susceptibilidade a danos por fadiga estrutural e a oscilações induzidas pelo piloto estão entre as possíveis consequências do acoplamento dinâmico. O projeto de sistemas de controle também é altamente afetado. Os modelos iniciais para a dinâmica do voo de aeronaves flexíveis consideravam apenas efeitos aeroelásticos quase-estáticos sobre os coeficientes aerodinâmicos da aeronave rígida. As formulações dinamicamente acopladas, por outro lado, têm geralmente desprezado o acoplamento inercial entre os graus de liberdade de corpo rígido e os elásticos. De fato, muitos autores têm empregado as conhecidas restrições linearizadas dos eixos médios na dedução de equações do movimento simplificadas que resultam apenas aerodinamicamente acopladas. Para analisar a acurácia da formulação inercialmente desacoplada no contexto de pequenos deslocamentos estruturais, uma formulação que considera toda a dinâmica acoplada e permite a escolha arbitrária do sistema de eixos do corpo é desenvolvida nesta tese. A formulação requer a disponibilidade de um modelo estrutural de elementos finitos da aeronave, juntamente com propriedades de massa concentrada. Nas equações do movimento, os termos de acoplamento inercial são linearizados com respeito aos deslocamentos elásticos em torno de uma condição de equilíbrio determinada com a dinâmica não-linear completa. Modos de vibração apropriados são então utilizados como funções de forma no cálculo da dinâmica de deformação da estrutura. As forças aerodinâmicas generalizadas são modeladas pela superposição das contribuições de corpo rígido com as contribuições incrementais devido à deformação estrutural. Estas são modeladas com o método doublet-lattice, aerodinamicamente corrigido para levar em consideração efeitos viscosos e transônicos. Aproximações por funções racionais são parte do processo que permite representar no domínio do tempo as forças aerodinâmicas do método doublet-lattice, originalmente no domínio da frequência, resultando em um sistema aumentado no espaço de estados no qual o fenômeno do atraso aerodinâmico está representado. A formulação proposta é programada e testada na simulação de voo de um modelo genérico de avião da categoria narrow-body (GNBA, do inglês generic narrow-body airliner), o qual foi desenvolvido para o propósito destes estudos. Os resultados apresentados mostram que os diferentes eixos do corpo levam praticamente ao mesmo movimento total da aeronave em relação ao referencial inercial. São analisados os benefícios e as limitações dos diferentes sistemas de eixos, bem como de se considerarem ou não os acoplamentos dinâmico e inercial.