O avião, além de ser um meio de transporte fantástico, é também uma notável ferramenta de trabalho. No mundo atual globalizado, há uma grande demanda por viagens a negócios ou lazer. Contar com uma aeronave executiva significa conforto, status e agilidade nos negócios. A seleção de um motor para equipar uma determinada aeronave é um processo muito importante já que os motores são o coração da aeronave, permitindo que esta cumpra a missão para a qual foi projetada, com um desempenho satisfatório. O processo de seleção de motores é iterativo, assim como o projeto de outros sistemas aeronáuticos. É necessário avaliar as tecnologias que estarão disponíveis, no que tange aos fatores custo, manutenção, ruído e consumo, cada vez mais importantes no mundo atual. Toda esta análise é balizada pelo estudo de mercado, que justifica o investimento no projeto da aeronave ao encontrar o nicho certo de mercado. Além do conhecimento técnico envolvido, esta dissertação tem como objetivo analisar as ferramentas utilizadas pela indústria aeronáutica no processo de seleção de motores, exemplificando o processo para determinada aeronave executiva.

The aeronautical industry, more precisely the aircraft manufacturing sector, is a demanding business area in which the design development cycles are continuously shrinking whilst the technical requirements are becoming more stringent due to the fierce competition. The present work considers the adoption of the multidisciplinary design optimization concept, which is also known by the MDO acronym, as a way of adapting to this new reality. In the MDO concept, the design is performed in a concurrent fashion through the integration of the engineering processes in environments know as ``frameworks';';. The work presents the development of a set of tools that can be adopted as numerical procedures inside existing frameworks or they can be coupled to create the basic structure of an open MDO framework, focused in aeronautical engineering and with special attention to aerodynamic design problems. These tools are embedded in different modules and they are employed in a series of study cases focused in aeronautical applications. These studies have shown how aspects associated with the choice of the geometrical parameterization and the upper and lower range limits of the parametric variables can yield different geometries during the optimization process. Moreover, the present work shows that only those geometric parameterizations that consider high order polynomials can guarantee that the same final geometry is achieved at the end of the optimization process. The increase in the polynomial order leads to optimized solutions with lower drag coefficients. The aerodynamic optimizations performed with a neural network have shown the benefits that the approximation methods can provide in terms of computational cost. The complete set of tools developed during this work can contribute to improve the capability of the Computational Fluid Dynamics group at Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE) and at Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA) by the incorporation of this open environment for analysis and multidisciplinary optimizations. These tools can become an initial structure focused in a collaborative research activity between academia and industry.

Os serviços de manutenção, reparo e overhaul (MRO) na aviação comercial são um mercado relevante, de valor estimado acima de US$ 59 bilhões em 2013. Dentre os serviços de MRO de componentes aeronáuticos, têm destaque os serviços de disponibilidade, ou pay-by-the-hour (PBH), que se destinam a atender a manutenção de itens reparáveis, quanto ao seu reparo no caso de falha e ao compartilhamento de um estoque de peças de reposição. Assim, reduz-se a necessidade de investimento e evita-se a interrupção da operação da aeronave no caso de falha de um componente essencial. Embora a literatura sobre gestão de estoques de peças de reposição seja vasta, poucos estudos são relacionados a custos de serviços. O objetivo deste trabalho é aplicar o processo de extração de conhecimento de bases de dados (KDD, do inglês Knowledge Discovery from Data) na criação de um modelo de previsão de custo de reparo de um grupo de componentes cobertos por um PBH, para apoio à precificação e ao planejamento orçamentário da oferta do serviço por um certo provedor. Discorre-se sobre os diferentes métodos de estimação de custos presentes na literatura. A coleta e seleção dos dados é descrita, bem como sua transformação e pré-processamento, de modo a permitir a construção do modelo e sua interpretação. O processo de seleção de variáveis para composição do modelo de regressão linear múltipla é comentado em detalhes. Foi aplicada análise de elasticidade para comparar o impacto das variáveis explicativas sobre a variável resposta. Observou-se que a variável mais influente foi criada durante o pré-processamento, para representar os dados faltantes, oriundos de ordens de reparo que não estavam fechadas no momento da extração dos dados. Após investigação, descobriu-se que o processo de registro dos dados favorece a ocorrência de dados faltantes, constituindo uma oportunidade de melhoria. Como uma medição de qualidade, foi calculado o erro absoluto percentual médio do modelo, cujo valor de 9,7% mostrou-se adequado quando comparado com a literatura de estimação de custos.

O efeito causado por reparos rebitados na integridade estrutural ée um aspecto que precisa ser avaliado para assegurar a aeronavegabilidade e operação segura da aeronave. A mensuração da degradação da vida em fadiga da aeronave provocada por reparos estruturais rebitados pode ser uma tarefa bastante árdua. As metodologias de análise que retratam com fidelidade o comportamento de reparo estrutural sob tolerância ao dano geralmente despendem um tempo considerável, tornando-se muitas vezes inviável sua utilização na indústria aeronáutica. Neste trabalho, um reparo retangular típico de fuselagem ée analisado estaticamente e sob tolerância ao dano utilizando-se como ferramentas de análise o software RAPID (Repair Assessment and Integrated Design), desenvolvido pelo FAA, modelos em elementos finitos e uma metodologia utilizada atualmente na indústria aeronáutica. O trabalho tem como finalidade avaliar a aplicabilidade do software RAPID como uma ferramenta alternativa de análise de reparos estruturais, além de estabelecer um novo procedimento de análise de reparos.

O objetivo deste trabalho ée criar um fluxo de processos referentes às disciplinas aeronáuticas utilizadas no projeto preliminar de aeronaves e utilizar esse fluxo para análises e otimizações multidisciplinares. Foram consideradas as disciplinas de Peso e Centragem, Aerodinâmica, Estabilidade e Controle e Desempenho. Na disciplina de peso e centragem foram utilizados modelos semi-empíricos para a estimativa de peso de componentes, no cálculo aerodinâmico foi utilizado um código de potencial completo com correção de camada limite para análise de configurações asa-fuselagem, em desempenho foram utilizados modelos semi-empíricos para cálculo de consumo de combustível e distância de decolagem e, finalmente, em estabilidade e controle foram utilizadas simplificações consagradas na literatura para realizar uma análise simplificada da qualidade de vôo da aeronave. Também foi considerado nesta disciplina o efeito proporcionado por um sistema de aumento de estabilidade de simples arquitetura. Foram realizados diferentes estudos de caso nos quais as variáveis de projeto e os métodos e critérios de otimização eram modificados a fim de observar a resposta do modelo. Reduções de atée 6% no consumo de bloco foram obtidas, resultado que pode ser considerado bastante expressivo. Entretanto, alguns resultados mostram-se relativamente irreais quando comparado à aeronaves de mesma categoria e alguns estudos adicionais foram propostos a fim de validar esse procedimento para aplicações industriais.

Alguns setores da indústria aeronáutica encontram-se em fase de estudo para uma nova e muito exclusiva categoria de aviação executiva, designada por Ultra Rápida de Longo Alcance. Tais aviões seriam capazes de cruzar distâncias da ordem de 4.500 milhas náuticas em velocidades supersônicas, levando não mais do que 12 passageiros. Esta tendência, contudo, é ameaçada por um antigo problema que assola essa indústria desde sua infância: o ruído gerado durante as operações aeroportuárias. Neste caso agravado pelo sistema propulsivo adotado em aeronaves supersônicas. Este trabalho visa otimizar a trajetória de decolagem de um jato supersônico executivo hipotético, tendo como objetivo a minimização do Nível Efetivo de Ruído Percebido por um observador situado imediatamente abaixo à trajetória do avião, de acordo com os requisitos de homologação aeronáutica. As entradas de controle estudadas são somente de natureza aerodinâmica, o que é modelado pela variação do coeficiente global de sustentação (CL), segundo leis matemáticas de parametrização. O modelo adotado para o ruído total da aeronave assume o jato de exaustão dos motores como a fonte acústica dominante.

A tecnologia dos compósitos vem ganhando uma grande notoriedade nos dias atuais com crescentes estudos sobre o seu comportamento, propriedades e aplicações. Seguindo essa tendência, este trabalho busca realizar dois anteprojetos da estrutura primária de uma asa delta de um protótipo de avião executivo supersônico: um de fibra de carbono e outro de alumínio. Foram criados diversos modelos de elementos finitos para auxiliar as concepções e as análises das estruturas primárias, de modo a obter propostas iniciais com baixos pesos. Critérios de tensão e de estabilidade foram adotados em ambas as soluções. Os anteprojetos resultantes são apresentados, comparados, e suas diferenças são discutidas.

O estudo da qualidade de vôo de uma aeronave envolve a interação entre a mesma e o piloto que irá operá-la. No presente trabalho, um modelo matemático do piloto humano é utilizado no estudo dessa interação. Desta forma, as equações que regem a dinâmica da aeronave são tratadas conjuntamente com as equações que modelam as ações de controle do piloto, e o sistema é analisado em malha fechada. Os resultados desta análise fornecem uma medida do desempenho do sistema avião/piloto, e são relacionados com a opinião do piloto no que concerne à qualidade de vôo. O modelo para o piloto, baseado nas teorias de otimização e estimação, é utilizado para analisar a influência de alguns parâmetros da aeronave na qualidade de vôo da mesma. Analisa-se em particular o movimento longitudinal na condição de aproximação para o pouso. A comparação dos resultados teóricos, obtidos com o modelo, com resultados de ensaio em vôo indicam a técnica aqui apresentada como instrumento eficiente a ser utilizado na fase de projeto de aeronaves.

Neste trabalho é apresentado um estudo do algoritmo dos Múltiplos Tiros para solução do problema de valor de contorno em dois pontos que surge da aplicação do Princípio de Mínimo de Pontryagin para guiagem ótima de veículos aeroespaciais. É feita uma descrição do método e é proposta uma modoficação no sentido de aumentar a sua velocidade e robustez, tornando-o mais adequado para uso em tempo real. É feita, através de simulação digital, uma avaliação do método modificado para a guiagem em malha fechada e em tempo real de um míssil solo-ar.

Como o fenômeno de instabilidade conhecido como "whirl-flutter" pode ocorrer durante o vôo da aeronave, este deve ser estudado durante a frase de projeto da mesma, tanto para satisfazer os requisitos internacionais no processo de homologação, como manter um nível de segurança adequado. As considerações históricas e técnicas, que levaram ao estudo da instabilidade dinâmica aeroelástica do sistema motor-hélice, serão inicialmente identificadas. Em seguida, será feita uma análise breve sobre o modelamento do grupo propulsor e apresentado o mecanismo de instabilidade dinâmica do mesmo. Será, então, elaborada a definição de um modelo que leva em consideração dois graus de liberdade (arfagem e guinada) e as equações de movimento obtidas por meio de uma abordagem Lagrangeana do problema. As forças aerodinâmicas atuantes no grupo propulsor são obtidas utilizando-se resultados convencionais, pela teoria do elemento de pá rígida. Considera-se também a possibilidade dos centros elásticos de arfagem e guinada do grupo propulsor terem posições diferentes. Este estudo teve por objetivo a verificação da influência global da estrutura na estabilidade em "whirl flutter", para várias configurações diferentes de aeronaves (bi-motor turbo propulsor sobre pilones ligados na parte traseira da fuselagem, bi-motor ou quadri-motor trator sobre as asas).