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.

O uso de materiais compósitos em estruturas aeronáuticas pode proporcionar algumas vantagens, tais como redução do peso e conseqüente redução no consumo de combustível, e redução do custo de manutenção. Estas vantagens estimulam o aumento da utilização de materiais compósitos e o desenvolvimento de técnicas para repará-los. O dimensionamento e análise dos reparos em estruturas aeronáuticas, visando estimar o comportamento elástico e a resistência, são desejáveis para redução de custo de ensaios e aumentar a segurança destas estruturas. O trabalho a seguir tem como objetivo avaliar um modelo analítico de reparo/junta, onde os aderentes são modelados como vigas ou placas em flexão cilíndrica e são consideradas como laminados ortotrópicos, modelados pela teoria clássica de laminados, e o adesivo é modelado como molas em cisalhamento e em tração ou compressão. Neste modelo as equações de equilíbrio são baseadas no equilíbrio de forças diferenciais considerando o equilíbrio dos elementos dentro e fora da junta. Os carregamentos podem ser escolhidos de forma arbitrária. Os resultados, carregamento versus deformações (comportamento elástico), serão comparados com outro modelo analítico onde o adesivo é modelado considerando apenas seu cisalhamento, e com resultados de modelos de elementos finitos computados utilizando o programa MSC.NASTRAN.

O ruído aeronáutico é apontado como um dos principais impactos ambientais provocados pelo transporte aéreo. Em todo o mundo, o aumento do tráfego de aeronaves, associado ao aumento da consciência ambiental e da expectativa de qualidade de vida, tem provocado uma demanda social por medidas de mitigação do incômodo causado pelo ruído. De modo geral, as medidas de mitigação podem ser de comando e controle, representadas por alterações nos gabaritos de aproximação das aeronaves, proibição da operação das aeronaves mais ruidosas e de vôos noturnos, entre outras, e, também, por medidas chamadas de instrumentos econômicos, como as tarifas de ruído aplicadas às companhias aéreas. Essas tarifas, associadas aos instrumentos de comando e controle, têm se mostrado eficazes no tratamento do ruído aeronáutico. No Brasil são aplicadas apenas medidas de comando e controle. Este trabalho propõe um modelo de tarifa de ruído aeronáutico a ser aplicado às companhias aéreas que operam no Aeroporto Internacional de São Paulo Governador André Franco Montoro, situado em Guarulhos. O município de Guarulhos tem mais de 1.200.000 habitantes e 17 bairros em área crítica de ruído aeronáutico. Nesta pesquisa, para modelagem do custo causado pelo incômodo, utilizou-se duas variáveis: o ruído emitido pelas aeronaves, de acordo com dados da Federal Aviation Administration (FAA), órgão regulador americano, e uma variável de percepção subjetiva em relação ao incômodo, cujas medidas foram tomadas por meio de questionários aplicados à população que reside na área de ruído com o objetivo de definir os horários do dia em que o incômodo por causa do ruído é maior. Para a primeira variável, que considera o ruído medido, foram analisadas 363 aeronaves diferentes, e para a variável de ruído percebido, foram obtidos 248 questionários válidos. A modelagem das variáveis foi realizada utilizando Lógica Fuzzy. Por meio da aplicação do Modelo de Larsen, foram considerados, simultaneamente, o ruído medido na homologação das aeronaves e o ruído percebido pelas pessoas. Esses dados apresentam assimetria em razão da forte componente subjetiva da percepção de desconforto e incômodo. O resultado foi a criação de um multiplicador a ser aplicado às tarifas de pouso vigentes no Aeroporto Internacional de São Paulo. O valor do multiplicador varia entre 0.8 e 1.2, o que significa que uma aeronave que apresente ruído considerado fraco, voando em horário de incômodo não significativo, pode receber uma redução na tarifa de pouso, como incentivo. Por outro lado, aeronaves mais ruidosas e/ou que operem em horários de incômodo crítico, como no período noturno por exemplo, podem pagar até 20% de sobretarifa na tarifa de pouso, representando a parcela destinada a cobrir os custos provocados pelo ruído sobre a população, bem como encorajar as companhias aéreas na utilização de aeronaves mais silenciosas. Os resultados obtidos se mostraram consistentes com o objetivo do trabalho. A aplicação desse tipo de tarifa faz parte das medidas de políticas públicas e este modelo é uma ferramenta de auxílio ao tomador de decisões no sentido de se atingir um modelo de gestão aeroportuária mais moderno e condizente com os anseios da população.

The goal of this work is to verify the pylon design of a 174 passenger aircraft. This aircraft was studied by the fourth class of Embraer's Engineer Specialization Program (PEE 4). The engine of this aircraft is located below the wing and its model is GE CFM-56. The fan size was increased in order to reach a higher air passage ratio. This pylon concept presented here was studied and adopted by the group as the better option for this type of airplane. Due to the short time allowable to this study along the program, this dissertation aim to verify the design chosen, analyzing the pylon loads and, using a finite element model, estimate the preliminary dimensions of this structure. For this verification, the loads were studied and applied in the model. The materials considered were aluminum and steel. Titanium was dismissed due to its high cost nowadays. The dimensions of the engine related to the wing could not be changed because they are a design requirement. The analysis showed that the engine position, forward the wing, causes a high load in the front lugs, increasing these lugs dimensions. Besides, the entire pylon had to be reinforced to withstand the reactions of the front lugs. The solution for this issue would be change the engine dimension related to the wing, reducing the moments or change the pylon concept, with the same purpose. Therefore, the conclusion of this project shows that the pylon configuration shown here is not efficient for this type of aircraft.

Os requisitos de certificação aeronáutica estão cada vez exigentes, fazendo com que os fabricantes aeronáuticos realizem análises mais complexas e de maior abrangência de seus produtos. Em linhas gerais, as companhias aéreas escolhem aeronaves mais confortáveis e com menor custo operacional. Dentro deste cenário, os fabricantes de aeronaves têm procurado aperfeiçoar suas ferramentas de anteprojeto, pois é nessa fase onde se definem as principais características da aeronave. Nessa fase melhorias estão cada vez mais ligada à utilização de ferramentas computacionais que se mostram mais atraentes em termos de custo/benefício, quando comparadas com ensaios em túneis de vento e em vôo, por exemplo. As análises computacionais são feitas objetivando-se obter a melhor configuração, reduzindo os custos de desenvolvimento, possibilitando direcionar os ensaios práticos para a comprovação dos resultados computacionais e obtenção dos primeiros bancos de dados aerodinâmicos. O presente trabalho tem por objetivo apresentar uma metodologia de projeto e otimização multidisciplinar (MDO) para projeto de fuselagem dianteira de aeronaves de transporte, buscando a minimização do seu arrasto (calculado através dos atuais modelos de cálculo numérico) e minimização do peso estrutural. Para isso, inicialmente, resultados de simulações realizadas em diversas formas de fuselagens onde são calculados valores de peso e coeficientes de arrasto são utilizados na construção de um banco de dados. Em seguida, um tratamento estatístico validou um metamodelo que levará a configuração ótima. A metodologia proposta se mostrou satisfatória apresentando redução tanto do arrasto quanto do peso para o modelo ótimo.

As mudanças no cenário sócio-econômico e político mundial com reflexos diretos no âmbito aeronáutico, a demanda por produtos inovadores, sustentáveis, com melhor desempenho e qualidade, menores custos e atenção a todos os aspectos do ciclo de vida, juntamente com os avanços tecnológicos nas últimas décadas, todos esses fatores fazem com que tecnologias sejam inseridas nos produtos, mas ressalta-se para a necessidade de se determinar, analisar e avaliar os impactos de se inserir uma ou mais tecnologias em futuros produtos para melhor decidir sobre sua incorporação nos mesmos. Para atender a esses desafios, o trabalho discorre a respeito de um método desenvolvido para avaliação de impacto da inserção de uma ou mais tecnologias, com suas incertezas associadas, em um produto aeronáutico. O método elaborado intitula-se AT2IPD - Assessing Technology Infusion Impact on Product Development - e constitui-se de 7 etapas. Na elaboração do método, passa-se por uma contextualização do mercado aeronáutico, ressaltando as mudanças mais evidentes e de maior impacto sobre o mesmo nas últimas décadas para compreensão das pressões atuais que recaem por produtos e tecnologias. Na seqüência, procede-se a exploração da bibliografia acerca de processos, técnicas e ferramentas que abordem os campos relacionados a produtos, tecnologias, prontidão ou maturidade tecnológica, incerteza e probabilidade para construção e desenvolvimento do método. A aplicação do método AT2IPD foi demonstrada para o caso de uma aeronave comercial do tipo narrow-body na faixa de 150 passageiros, onde foram avaliados os impactos da inserção de até 7 tecnologias e suas combinações no produto. A escolha desse tipo de aeronave está relacionada à importância da mesma para o sistema de transporte aéreo e pela expectativa de que novas e melhores aeronaves neste segmento de mercado entrem em serviço por volta do ano de 2020. Os resultados da aplicação do método permitem a quantificação dos impactos das tecnologias sobre as métricas do produto, indicar os conjuntos de tecnologias mais promissoras a serem consideradas no desenvolvimento da aeronave e propor recomendações para as fases seguintes do desenvolvimento do produto e de desenvolvimento de tecnologias. O método AT2IPD elaborado, justificado, testado e analisado apresenta o ganho primário de poder trazer e lidar com informações acerca de tecnologias, produto e requisitos para avaliar os benefícios, penalidades e riscos no nível do produto, ainda em suas fases iniciais de desenvolvimento e levando em consideração os aspectos de todo ciclo de vida e as necessidades dos stakeholders.

An aeronautical engine is a complex machine composed of different components operating at different temperatures that in conjunction with the nacelle creates a crowded region with the coupled heat transfer mechanisms to be covered by the nacelle cooling/ventilation system. The final configuration of this system is defined through a demanding refinement of the preliminary design. For this reason the preliminary design is considered the key point and as a rule it can be based on the use of similar design scaling or by the use of numerical approaches. The numerical approaches available are the use of a one-dimensional heat transfer analysis or a complete heat transfer analysis via Computational Fluid Dynamics, or CFD. The short lead time usually available to get the nacelle ready leads the using of a more simplified analysis. Even though this simplified analysis is a lesser laborious activity than a more complete heat transfer analysis, it is still a relatively complicated task. Thus this work aims at presenting a simple methodology for supporting the preliminary design of nacelle cooling/ventilation which is basically relies on confirming if such system is really necessary taking into consideration the temperature distribution in the region between the engine/nacelle and the specified limits. In this case, the proposed methodology presented in this work is concerning to the natural convection analysis in a bidimensional engine/nacelle model by the use of CFD. In view of the fact that there is no specific literature reference available about such methodology or the natural convection analysis in an analogous model configuration or even experimental tests results, it was decided to utilize the studies about natural convection in concentric cylinders in the model validation process and to show the suitability of the proposed methodology, it was directly compared to the natural convection analysis in a simplified tridimensional engine/nacelle model by the use of CFD tool which would be performed by the manufacturer.

Sistemas que operam com dissipação de calor e estão instalados na região pressurizada de uma aeronave podem requerer ventilação forçada, sendo necessário rejeitar este calor para fora da aeronave. A rejeição deste calor ée feita por sistema dedicado de ventilação, descarregando ar pressurizado através de alguma válvula controlada pelo sistema de pressurização, ou por uma tubulação com restrição de vazão, como venturi ou placa de orifício. Neste caso, a vazão deve ser limitada de tal forma que não prejudique a operação do sistema de pressurização, mas deve ser suficiente para ventilar os componentes que dissipam calor. Simulações de escoamento de ar pressurizado de aeronaves em estrangulamentos devem ser feitos considerando compressibilidade e a possibilidade de ocorrência de ondas de choque (escoamento sônico). Neste trabalho ée apresentado um modelo para cálculo de perda de carga em venturi e placa de orifícios, incluindo em condições de formação de onda de choque. O principal objetivo ée simular o sistema de ventilação de um Chiller, que ée composto por dutos, curvas, venturi e placa de orifícios, e estimar a vazão do sistema de ventilação em vôo, considerando compressibilidade e ondas de choque. Os resultados do modelo são próximos de resultados de ensaios em vôo, comparações feitas para diversas altitudes.

Esta tese apresenta o estudo da confiabilidade do sistema de controle de voo embarcado de um Veículo Aéreo Não Tripulado (VANT) de pequeno porte e de baixo custo usado em aplicações civis fabricado pela empresa canadense Micropilot (MP-Trainerg). Este estudo abrange as fases de voo "decolagem/subida" e "aproximação/pouso" em controle manual. Inicialmente são apresentados os fundamentos de teoria de confiabilidade. É então feita a predição da taxa de falha de cada subsistema que compõe o sistema de controle de voo usando a norma americana MIL-HDBK-217F e o software Relex Reliability Studio 2008. Usando árvores de falhas é demonstrado que a arquitetura original implementada pelo fabricante do VANT é pouco confiável (MTTF, Mean Time To Failure, de 11379 horas). São então apresentadas e analisadas 3 propostas de mudança na arquitetura do sistema de controle do VANT: 1) inclusão de redundância do sistema de rádio-controle, 2) inclusão de redundância dos servo-atuadores, e 3) inclusão de redundância do sistema de rádio-controle e dos servo-atuadores. É mostrado que: 1) as 2 primeiras propostas não produzem um aumento significativo na confiabilidade do sistema de controle de voo (MTTF de 16113 e 19788 horas respectivamente), e 2) a terceira proposta praticamente triplica o MTTF do sistema (de 11379 para 33111 horas). A viabilidade de implementação das redundâncias propostas é demonstrada através de testes em bancada. O estudo da confiabilidade deste VANT mostra que pequenas alterações na arquitetura do sistema de controle de voo resultam em um aumento significativo na confiabilidade deste sistema.

O presente trabalho fornece uma ferramenta de análise e avaliação de conforto para os passageiros em cabines pressurizadas de aeronaves. A ferramenta foi desenvolvida com base em um modelo matemático que simula as reações do ouvido humano às variações de pressão da cabine da aeronave durante o vôo. A simulação do modelo e análise de resultados foi realizada através da ferramenta de programação Matlab / Simulink. Pôde-se concluir do estudo que existe uma boa aproximação entre os resultados do modelo proposto e os dados contidos na ARP 1270. O modelo possui diferenças maiores para altas taxas de subida e descida, mas tem boa aproximação para as taxas comumente encontradas na aviação comercial. Um estudo de 3 casos foi conduzido para demonstrar a utilização do modelo na análise do conforto de aeronaves comerciais.