O trabalho consiste de um breve histórico dos sistemas de APU (Unidade Auxiliar de Potência, do inglês "Auxiliary Power Unit") utilizados até a atualidade em aeronaves comerciais, consiste ainda de: um estudo qualitativo das propostas atuais de turbinas para APU com projeto renovado visando redução na vazão de combustível destinado a esta, utilizando para isto novas gerações de materiais e simplicidade na sua construção; um estudo qualitativo das propostas para um futuro próximo (2010) de sistemas regenerativos de APU combinados com o sistema de controle ambiental (ECS - Environmental Control System); um estudo qualitativo das propostas para um futuro mais distante (2015) de utilização de célula de combustível em substituição da APU. O trabalho aborda ainda um estudo para implementação de um destes novos sistemas em uma aeronave que deve entrar no mercado até 2010, portanto a escolha do sistema deve levar em conta esta variável. O estudo deverá apontar, explicar qualitativamente a escolha dos diversos componentes do sistema para esta aeronave e quantificar a redução no consumo de combustível da aeronave com a implementação deste sistema.

Este trabalho consiste na utilização de técnicas de otimização multidisciplinar no projeto conceitual de uma aeronave militar de treinamento avançado. Devido ao projeto conceitual envolve várias disciplinas com elevado grau de integração, tais como aerodinâmica, estrutura, qualidade de vôo e propulsão, a junção entre a teoria da otimização multidisciplinar com a metodologia de atendimento de metas torna-se essencial para que o objetivo de desenvolver o projeto que melhor atenda aos requisitos de missão seja alcançado. A metodologia de atendimento de metas consiste em um conjunto de metas e restrições de projeto, aos quais estão associadas a um conjunto de objetivos que podem ser sub ou sobre atendidos. As metas e restrições estão relacionadas com os requisitos de projeto e os objetivos com as características da aeronave. Esta metodologia ée utilizada por sua formulação minimizar o problema de otimização multiobjetivo; e teoria da otimização multidisciplinar, devido às suas características de integração entre as diversas disciplinas analisadas. Assim, aliando-se a metodologia de atendimento de metas com a filosofia de projeto da teoria da otimização multidisciplinar, tem-se a ferramenta necessária para a obtenção dos resultados do projeto conceitual otimizando, idéia principal deste trabalho.

Civil aircraft manufactures seek profitable subsonic transport category operations above 40.000 feet through new and advanced civil aircraft projects, in order to meet with modern airline needs. This is due to the increase of air traffic below this altitude, as well as lower operational cost, and more efficient engines above this altitude. The Federal Aviation Administration (FAA), responsible for certification of aeronautical products in the United States has adapted requirement 14 CFR 25.841(a) for high-altitude operations, based on the numerous executive jets that operate at altitude above 40.000 feet and have obtained their type cetificate based on special conditions1. Although the FAA is considering revising this regulation, there is not enough physiological substantiation to do so at this time. This way, aircraft with wing-mounted engines cannot fully comply with this requirement and petition for a exemption which is always required. A trade-off analysis of a typical 70-seater regional jet, with wing-mounted engines, for high altitude operation trends has been completed. Aspects such as operational and economical advantages, certification and compliance impacts were considered.

A velocidade de cruzeiro de uma aeronave comercial ée normalmente estabelecida através de estudos comparativos com aeronaves existentes e com o compromisso de vários outros parâmetros, tais como consumo de combustível, tempo necessário para executar uma missão típica e mesmo, apelo comercial de venda. Contudo, ao se estabelecer velocidades de cruzeiro elevadas, em decorrência de se desejar um menor tempo de vôo, o peso estrutural da aeronave aumenta consideravelmente em algumas faixas de número de Mach. Também, a necessidade de se enflechar a asa faz com que, eventualmente, dispositivos hipersustentadores complexos sejam empregados, aumentando o peso estrutural. O maior consumo de combustível em velocidades elevadas, faz com que se tenha asas de maior área, para poder alojar a quantidade então requerida. Assim, essa e outras considerações fazem com que a aeronave apresente uma degradação do desempenho de subida, impactando desfavoravelmente no tempo de vôo. Finalmente, a economia de tempo proporcionada por velocidades maiores pode não ser significativa se a missão típica ée de pequeno ou médio alcance. O presente trabalho tem por objetivo avaliar como o Mach de cruzeiro de uma aeronave comercial de transporte influencia o peso estrutural da asa. Para tal, aeronaves foram projetadas para atender a uma missão com alcances especificados com a premissa de que todo o combustível seja alojado na asa. Uma rotina de anteprojeto foi desenvolvida para o cálculo do coeficiente de sustentação de cruzeiro e determinação das características geométricas da asa, tais como, enflechamento e área, para atender os requisitos da missão e estimativa inicial do peso estrutural da asa através do método do Torenbeek. A partir daí, o peso estrutural dessas asas ée calculado através de um método com maior exatidão. Para tal, criou-se geometrias iniciais das asas para aeronaves com velocidades de cruzeiro variando de Mach 0,75 a 0,90 com sistema de CAD CATIA. Essas geometrias foram geradas e analisadas pelo módulo PDO (Predesign Optimisation - Otimização do Pré-dimensionamento) do aplicativo WSDS (Wing Structural Design Sistem - Aplicativo para Projeto Estrutural da Asa). O aplicativo WSDS ée um sistema multidisciplinar, desenvolvido empregando a metodologia da engenharia baseada no conhecimento, que auxilia no projeto estrutural do caixão central da asa desde a concepção atée um nível bastante sofisticado. O módulo PDO necessita do fornecimento do arquivo de lofting da asa feito no CATIA e de um envelope de cargas da aeronave em questão. O PDO então constrói a representação plana da asa, a qual define a posição das longarinas, das nervuras e reforçadores, além de fornecer todas as dimensões iniciais dos elementos estruturais, dentre de uma margem de segurança requerida. Todos os cálculos são efetuados usando expressões analíticas e gráficas disponíveis na literatura. O método numérico obtém uma estimativa otimizada de peso do caixão central da asa, assim como o número ótimo de nervuras por caixão central, número ótimo de reforçadores por baias (região formada entre duas nervuras) e o dimensionamento dos componentes estruturais (revestimento, longarina, nervuras e reforçadores), para os quais servem de entrada no WSDS com um erro de aproximadamente 5%. Essa metodologia ée aplicada apenas para aviões do tipo EMB 170/190.

Este trabalho apresenta uma análise das diversas alternativas de engenharia na prevenção de ignição dentro dos tanques de combustível das aeronaves de transporte, ou pelo menos, na contenção da expansão dos gases em decorrência de uma ignição, avaliando a viabilidade técnica e econômica das alternativas estudadas de maneira a produzir um ranking das alternativas mais viáveis na direção de se obter uma avaliação comercial mais segura com o menor impacto possível no custo operacional das aeronaves. Objetivando-se a cobertura de um maior número de possibilidades de solução para o problema proposto neste trabalho, são analisadas não só ações sobre o projeto das aeronaves como também sobre os aeroportos, sobre os combustíveis ou até mesmo sobre os procedimentos de operação. São analisadas ainda dois tipos de alternativas: as ativas, que agem nas causas da ignição através da criação de um ambiente impróprio ao desenvolvimento desta, e as alternativas passivas, que minimizam as conseqüências da ignição depois de ocorrida. Adicionalmente, são estudadas tanto alternativas para novos projetos de aeronaves quanto para aeronaves já em operação.

O projeto aeronáutico é um pouco complexo e integrado que exige, desde suas faces iniciais, dados de entrada e diretrizes de diversas disciplinas. Este cenário exige sistemas capazes de acompanhar a complexidade dos projetos por meio da integração de todas as ferramentas especializadas, reduzindo o tempo consumido pelo trabalho repetitivo, o que permite aos engenheiros se empenharem mais em criatividade. A otimização de projetos multidisciplinares, que consiste na busca pela melhor solução de compromisso em projetos que envolvem diversas disciplinas de interesses conflitantes, se mostra uma abordagem adequada para tratar do projeto aeronáutico. O presente trabalho tem como objetivo o desenvolvimento de uma ferramenta computacional eficiente que aprimore o projeto de aeronaves em suas fases iniciais, integrando em um ambiente de projeto multidisciplinar ferramentas e processos necessários à tarefa da otimização. A ferramenta computacional gerada tange disciplinas de aerodinâmica, peso e CG, análise de qualidade de vôo e desempenho, e o método de otimização multidisciplinar utilizado é a programação seqüencial quadrática. Quanto à aplicação desta ferramenta, o estudo é focado no projeto conceitual de uma aeronave executiva, considerando o uso de sistemas de aumento de estabilidade longitudinal e látero-direcional. Os resultados obtidos demonstraram que o projeto conceitual de aeronaves pode ser aperfeiçoado através do emprego adequado de métodos de otimização multidisciplinar.

Esta dissertação apresenta o projeto preliminar e análise estrutural estática linear da concepção para a região pressurizada traseira da fuselagem de uma aeronave de pequeno porte envolvendo as estruturas primárias: cavernas, reforçadores, revestimento, placas de piso, vigas de piso e suporte do piso. Aplicam-se os requisitos de projeto e certificação aeronáutica (RBHA/FAR/JAR parte 23). Para o dimensionamento preliminar consideram-se os casos de cargas de pressurização e manobras em vôo: arfagem e guinada. A escolha da geometria é baseada em recomendações bibliográficas, catálogos, manuais e históricos das indústrias aeronáutica. Para analisar a estrutura utilizam-se ferramentas computacionais de CAD (CATIA) e CEA (MSC.PATRAN, MSC.NASTRAM e FEMAP) para o desenvolvimento. O CATIA V4 é usado para modelagem de geometria, MSC.PATRAN 2000 r2 como gerador de malha e pré-processador, MSC.NASTRAN 2001 como solver e o FEMAP 8.20 como pós-processador e visualizador dos resultados. Estes resultados, baseados no método de elementos finitos, determinam as tensões, deslocamentos e as margens de segurança da estrutura.

This work develops a systematic design procedure for flight control laws design which allows: the use of best practices; compatibility with current fly-by-wire implementation; and integration with aircraft and systems design. Such procedure is based on a two-degree-of-freedom control structure, the first degree of freedom defining input to output characteristics and the second coping with disturbance rejection, noise rejection and robustness. The procedure uses a frequency domain based uncertainty description for treating robustness. A case study comprising a primary longitudinal flight control law design for a business aircraft is defined to evaluate the procedure. Results show the adequacy of the procedure: to coalesce many different requirements into simpler ones; evidence compromises between different requirements; design robust control laws given a set of reasonable requirements.

Esse trabalho apresenta uma validação do sistema de análise modal experimental disponível no Instituto de Aeronáutica e Espaço. A análise modal experimental é uma técnica consagrada para investigação do comportamento dinâmico estrutural, caracterizado pelos parâmetros de freqüência natural, fatores de amortecimento e formas de vibração, associados a cada modo natural da estrutura investigada. Na condução de ensaios modais, sistemas constituídos por cadeias de excitação e de medição são empregados, envolvendo o uso de vibradores, transdutores de força, condicionadores de sinais, filtros, sample-holds, conversores analógico-digitais e uma unidade de aquisição e processamento digital dos sinais. Neste trabalho, cadeias de excitação e de medição são avaliadas e validadas experimentalmente através de dois casos estudados. O primeiro caso adotado foi a análise de uma placa quadrada, em alumínio, de comportamento amplamente conhecido, excitada por meio de um vibrador alimentado com um sinal aleatório, e tendo como sistema de medição de dados um vibrômetro a laser por varredura de imagem. O segundo caso adotado foi o ensaio modal de uma maquete de vigas conceitualmente representativa do Veículo Lançador de Satélites - VLS, levando em consideração três configurações distintas: a primeira configuração, utilizando um único vibrador como fonte de excitação; a segunda configuração adotando uma dupla excitação da maquete cujos vibradores foram posicionados num mesmo plano e, por fim, a última configuração analisada, cuja excitação da maquete utilizou dois vibradores situados em planos ortogonais, o que possibilitou a análise mais detalhada da estrutura, em função da complexidade do comportamento apresentado pelo sistema em estudo.

O objetivo principal deste trabalho é apresentar o desenvolvimento de uma metodologia de dimensionamento de uma longarina de asa considerando os efeitos da tração diagonal e apresentar os resultados desta metodologia para a longarina de asa de uma aeronave corporativa. A ferramenta para esta análise é um programa desenvolvido em Visual Basic baseado no método das seções idealizadas para o cálculo do fluxo de cisalhamento e no método NACA para a análise de tração diagonal, ambos os quais são amplamente aplicados na indústria aeronáutica.