O oxigênio é vital para a vida humana. Sua importância na aeronáutica aumentou quando as aeronaves modernas atingiram altitudes de voo acima da permitida para a sobrevivência, a pressurização da aeronave se fez necessária. Qualquer falha neste sistema de pressurização põe em risco a vida de todos os ocupantes da aeronave e também das pessoas no solo no caso de uma queda sobre a cidade, por exemplo. Isto porque com a despressurização, os ocupantes perdem a consciência devido ao baixo nível de oxigênio e a aeronave ficaria sem controle. Para evitar isto, desenvolveram-se sistemas de armazenamento de oxigênio que possuem a função de fornecer o oxigênio necessário para que os tripulantes consigam trazer a aeronave para um nível de voo em que a respiração sem equipamentos volte a ser possível. Porém a determinação da quantidade de oxigênio necessário depende de cada aeronave, sua altitude máxima, número de ocupantes e tipo de operação que ela efetua. Assim, existe a necessidade de um cálculo dedicado para cada aeronave. Nesta dissertação, será apresentado um método de cálculo para a obtenção desta quantidade de oxigênio e também como aplicar o cálculo de acordo com as características da aeronave. Nesta aplicação, serão considerados dois perfis de descida de emergência para duas aeronaves hipotéticas e com os mesmos componentes de sistema de oxigênio. Os resultados obtidos mostraram que o método utilizado é prático e de fácil aplicação. A obtenção do volume de oxigênio teórico pode ser feita sem a dependência dos dados da aeronave, porém as características dos sistemas variam dependendo do projeto do sistema de oxigênio da aeronave.

Fabricantes de produtos de tecnologia aeronáutica requerem diversas atividades para o desenvolvimento da maturidade de uma aeronave. Dada uma aeronave em novo desenvolvimento, o presente trabalho elabora um processo de avaliação de componentes e equipamentos que os qualifica para os ensaios de maturidade. A fundamentação teórica associada, o cenário de aplicações e as normas vigentes são descritas com o objetivo de fundamentar o processo de avaliação elaborado por meio de requisitos para aplicação dos ensaios de maturidade. Processos similares de escolha de componentes elegíveis a ensaios acelerados são realizados no mercado aeroespacial, porém não são divulgados, por representar em vantagem competitiva para as empresas. Como critérios de seleção dos componentes e equipamentos, são analisados: características do componente, condição ambiental de operação a ser encontrada na aeronave e dados comparativos quando o componente já opera em outra plataforma aeronáutica. Esses critérios utilizados são evidenciados na sistematização de uma prática que é atualmente aplicada na indústria aeronáutica e foi desenvolvida pelo autor desta dissertação. Essa prática é exemplificada em um estudo de caso elaborado para aferir o processo de avaliação por meio de uma ferramenta computacional. As vantagens da implementação do método são descritas no trabalho, assim como sugestões para futuros trabalhos.

O presente trabalho trata da simulação do escoamento interno dos dutos de distribuição de ar condicionado de aeronaves regionais, buscando compreender e analisar a influência da configuração dos orifícios de insuflamento de ar na distribuição de velocidade e pressão no interior dos dutos e através dos orifícios. Utiliza-se o ambiente computacional FLOWMASTER, para o desenvolvimento dos modelos e análises comparativas. Foram simuladas seis configurações distintas de orifícios de insuflamento e comparadas quanto ao balanceamento e perda de carga gerada no duto. Os resultados mostraram que as configurações com orifícios de diâmetros maiores e mais espaçados apresentam o melhor balanceamento, no entanto, também apresentam as maiores perda de carga. Desta forma é possível escolher um valor ótimo para o diâmetro dos orifícios de insuflamento estabelecendo um compromisso entre o balanceamento e a perda de carga no duto.

No desenvolvimento de uma nova aeronave o fabricante tentará obter os melhores resultados possíveis em termos de desempenho para que esta seja mais competitiva e tendo bons resultados operacionais. Com este objetivo um fabricante de aviões irá tentar obter os melhores rendimentos possíveis no ciclo de ar condicionado e tentará também criar condições para que isso aconteça. Porém para alguns processos do ciclo, uma melhora no rendimento trará uma melhora mais significativa no coeficiente de performance do ciclo, que para outros. Com o objetivo de medir essa influência dos rendimentos de cada processo no resultado final do ciclo, desenvolveu-se uma ferramenta para facilitar o cálculo dos ciclos simples, bootstrap e misto, tornando a variação dos dados de entrada e a obtenção dos resultados finais fácil e rápida. E através desta ferramenta foram analisados os efeitos das variações dos parâmetros de voo e cabine, variação da porção de trabalho destinado ao compressor secundário, variação dos rendimentos de cada processo no desempenho final do ciclo e, além disso, foi analisado como o desempenho do ciclo se comporta numa missão típica de uma aeronave comercial. Os resultados mostraram que os ciclos bootstrap são os que apresentam os melhores coeficientes de performance, que o rendimento do compressor do motor, apesar não fazer parte da máquina de ar condicionado é o que tem a maior influência no resultado do ciclo, e que com a altitude o COP apresenta grande variação, devido a queda da temperatura ambiente, apresentando resultado divergente do COPP, devido ao grande aumento do trabalho de pressurização.

A importância de se desenvolver aeronaves com baixos níveis de ruído interno e externo já é uma cultura generalizada na comunidade aeronáutica e de aviação. Aeronaves ruidosas podem ser simplesmente banidas de operar em determinados aeroportos ou pagar taxas maiores para poder operar em vários outros. Neste contexto, para auxiliar o projeto de aeronaves menos ruidosas, o presente trabalho ocupa-se com o desenvolvimento de uma ferramenta numérica para estimação de ruído externo gerado por motores turbofan instalados em aeronaves. Um código computacional foi desenvolvido seguindo a metodologia de alguns relatórios NASA TM-X para fornecer uma estimativa de ruído em volta da aeronave em distâncias desejadas pelo usuário. Cada relatório aborda um componente específico do motor, a saber, entrada de ar, câmara de combustão, turbina e bocal de exaustão. O código foi implantado na plataforma MATLAB visando à integração com rotinas de projeto e otimização já existentes, escritas nesta linguagem. O código foi validado com uma comparação com a metodologia ESDU e com um trabalho semelhante desenvolvido na Universidade de Berlin, e suas aplicações em projeto de aeronave são exemplificadas e discutidas no presente trabalho.

Após uma introdução sobre o processo de certificação, este trabalho apresenta uma metodologia para a análise de flutuabilidade requerida em algumas aeronaves. Nesta metodologia, um modelo tridimensional feito no programa CATIA é utilizado junto com informações de peso e centro de gravidade da aeronave para gerar uma projeção da linha que separa as parcelas submersa e não submersa da uma aeronave, após um pouso sobre a água. O procedimento é aplicado na aeronave EMBRAER EMB-500, como parte de seu processo de certificação. O resultado é avaliado e dele surge a necessidade do desenvolvimento de um dispositivo para auxiliar a aeronave no cumprimento de seus requisitos de flutuabilidade: a barreira d';água. O desenvolvimento desta barreira d';água é apresentado e sua utilização de forma a garantir que os requisitos de flutuabilidade sejam atendidos também é analisada.

Na atualidade há uma busca por novos materiais para a fabricação da estrutura das aeronaves como meio de gerar melhorias tanto na manufatura como na manutenção das mesmas. Os materiais compostos, entre eles os compósitos de fibra de carbono, são materiais que acrescentam as características esperadas quando comparados aos metais. Contudo, os materiais compostos não são bons condutores de eletricidade e desta forma uma atenção deve ser dada para as conseqüências de incidências de descargas atmosféricas em aviões que são constituídos destes materiais. Este trabalho avalia a ocorrência de centelhamento em junções de compósito de fibra de carbono encontradas nas asas de uma aeronave quando da passagem de uma corrente de alta intensidade proveniente de uma incidência direta de uma descarga atmosférica. Para alcançar os resultados desejados os parâmetros da corrente de descarga são avaliados na teoria e na prática.

Este trabalho apresenta e valida um método de fronteira imersa de quarta ordem para escoamentos compressíveis e viscosos e sua aplicação no cálculo do ruído produzido por escoamentos em geometrias complexas. As equações de Navier-Stokes compressíveis e não-permanentes são resolvidas por meio de uma discretização em volumes finitos onde os fluxos são calculados pelo método explícito e anti-simétrico de quarta ordem de Ducros. O avanço temporal é feito usando um método Runge-Kutta de terceira ordem. O método de fronteiras imersas é aplicado de forma que as condições de contorno são impostas diretamente nos volumes de controle que contém os pontos da fronteira imersa, resultando em uma representação precisa da superfície sólida. Os resultados numéricos são apresentados e comparados com soluções analíticas para o escoamento subsônico laminar sobre uma placa plana e o escoamento supersônico laminar sobre um perfil dupla-cunha, com todos os casos mostrando boa concordância com os resultados analíticos. Resultados aeroacústicos são apresentados para o caso do escoamento subsônico turbulento sobre dois cilindros circulares em configuração tandem.

No projeto dos sistemas de uma aeronave o dimensionamento correto de seus componentes e do sistema como um todo são essenciais para a competitividade do produto. No projeto do sistema elétrico, um dos parâmetros utilizados é a corrente máxima que o sistema deve ser capaz de suportar. Quando um conjunto de cargas elétricas é acionado existe um consumo de corrente muito maior que o consumo normal de operação. Esta demanda deve ser suportada pelo sistema. O acionamento das cargas em uma sequência pré-determinada reduz a exigência de corrente elétrica do sistema em relação a um acionamento desordenado, reduzindo a demanda do sistema e resultando no seu dimensionamento mais adequado. Neste trabalho é proposto um algoritmo eficiente para determinar a sequência de acionamento das cargas em um sistema elétrico que minimize a corrente máxima exigida e que obedeça a restrições na ordem do acionamento das cargas. Este algoritmo pode ser utilizado como uma ferramenta no projeto do sistema elétrico de uma aeronave. Vários testes foram realizados avaliar o desempenho do algoritmo em vários cenários de dimensão e complexidade do problema. Foram investigadas várias propostas para a geração de solução inicial e os resultados dos testes apontam que a melhor forma para gerar esta solução é uma ordenação descendente do sobrepasso das cargas.

Sistemas eletro-hidráulicos são comumente empregados no controle direcional de veículos pesados, exemplo disso são médias e grandes aeronaves, que além de desempenho requer sistemas de alta confiabilidade. Devido ao relativamente recente desenvolvimento de métodos e ferramentas para desenvolvimento integrado de produto, os sistemas em questão estão cada vez mais adaptados às suas condições de operação. Sistemas aeronáuticos são exigidos ao máximo pois estão expostos à severas condições de operação, como temperaturas de -54C em vôos longos, podendo atingir em minutos temperaturas de 50C ao pousar. Estas condições devem ser analisadas durante o projeto para que se garanta o correto cumprimento das funções do sistema. Com base na metodologia de grafos de ligação, um modelo dinâmico completo de direcionamento de aeronaves é confeccionado, integrando os domínios físicos mecânico, hidráulico e sinais de controle. A metodologia empregada está fomentando um aumento no conhecimento de sistemas complexos. Diferente da tradicional metodologia de fluxo de sinais, os grafos de ligação através do fluxo de potência e ferramentas computacionais adequadas permitem que engenheiros de sistemas tenham seu foco direcionado nos fenômenos físicos envolvidos, com pouco ou nenhum esforço em tratamentos matemáticos. No modelo proposto, vários fenômenos físicos serão expostos, assim como uma breve introdução nas metodologias de modelagem dinâmica por fluxo de sinais e fluxo de potência e a comparação entre elas. Como estudo de caso são apresentadas a arquitetura e modelagem passo a passo do sistema de direcionamento de uma aeronave regional, sistema este que tem suas variáveis desconhecidas identificadas através de métodos numéricos e assim terá seu comportamento validado junto a dados reais de ensaios. O efeito de variáveis externas como temperatura e carga no eixo da roda são experimentados a analisados. Um estudo paramétrico é utilizado para identificar as variáveis mais significativas no desempenho do sistema e estas são alteradas para implementar uma melhoria no critério adotado.