Os Sistemas de Manutenção Embarcados atuais das aeronaves executivas VLJ e LJ não são explorados em todo seu potencial. O downtime dessas aeronaves, tempo de indisponibilidade da aeronave para realização de manutenção, é alto em função dos processos de manutenção executados atualmente. O objetivo do trabalho foi de analisar melhorias para os SMEs que visam diminuir o downtime, trazendo para o SME funções de monitoramento de eventos extremos, ativação de built-in tests, integração com Data Link e publicações técnicas. Concluiu-se que incorporar as funções propostas traz uma redução de 81% no downtime na execução dessas funções e uma redução de 17% no downtime global das aeronaves, um resultado bastante expressivo dentro do contexto executivo.

Os modelos convencionais da Mecânica do Vôo apresentam equações linearizadas, que são deduzidas utilizando entre outras hipóteses, a de desacoplamento dos movimentos longitudinais dos látero-direcionais. Esta hipótese porém não é aceitável quando se pretende a otimização dos controles, na presença de manobras onde existe tal acoplamento. É o caso por exemplo de ocorrência de assmetrias de inércia, ou de captura de trajetórias 3D com 6 graus de liberdade. Por outro lado se deseja levar em conta as derivadas das variáveis na função objetivo que determina os ganhos ótimos, isto é feito comumente aumentando a ordem do sistema, com a inclusão destas variáveis no vetor de estado. Este trabalho apresenta o desenvolvimento teórico que mantém as características de acoplamento e permite a obtenção de ganhos, com efeito das derivadas, sem o aumento do vetor de estado. Diversos exemplos ilustrativos com aviões existente são incluídos, demonstrando a importância e a aplicação do presente desenvolvimento.

A Indústria Aeronáutica Brasileira obteve um relativo sucesso tecnológico desde sua implementação definitiva em 1969 com a criação da EMBRAER. A literatura existente até então sobre o assunto não chega a analisar em detalhe os elementos essenciais desse desenvolvimento tecnológico. O objetivo principal dessa tese é descrever e analisar o processo de desenvolvimento tecnológico da indústria aeronáutica nacional, identificando os ganhos técnicos, incorporados aos produtos, em áreas tecnologicamente relevantes, selecionadas através da elaboração de um modelo estrutural que analisa as relações técnicas importantes existentes entre as áreas e em cada uma delas. Procurou-se, através do desenvolvimento desse modelo estrutural, examinar o desempenho tecnológico da indústria, utilizando-se da abordagem provida pelo campo de economia da tecnologia.

Este trabalho apresenta um estudo de caso da atuação da engenharia de projeto na melhoria do processo de instalação das portas de trem de pouso principal do EMB190, visando a diminuição de ciclo de montagem, problemas operacionais e atrasos na entrega de aeronaves. As portas do trem de pouso são um elemento crítico no processo de montagem de uma aeronave porque fazem interface com diversos elementos estruturais e sua instalação é um dos últimos itens da cadeia de produção do produto, cuja qualidade é assegurada através da medição de folgas e degraus em relação ao entorno. A produção em série da aeronave demonstrou a dificuldade de estabelecer eficiente procedimento de instalação, que atenda às tolerâncias especificadas. Também foram registradas interferências e falhas estruturais em algumas peças durante voos de produção e em aeronaves em operação. No capítulo 2.2 são apresentados os processos investigativos utilizados para definir as causas raiz dos problemas apontados no capítulo 2.1. No capítulo 2.3 é analisado o mecanismo de combinação destas causas raiz e as soluções adotadas para atingir os resultados esperados. Propõe-se uma solução que passa pela revisão de projetos, análises de estruturas, ferramentais e processos de produção, e que mostra as demandas conflitantes de uma linha de produção com prazos rígidos, da interface com um parceiro internacional e dos rígidos procedimentos associados aos requisitos de certificação aeronáuticos.

Usualmente, o projeto conceitual de aeronave de transporte comercial é realizado através de otimização do custo direto operacional em uma etapa escolhida pela equipe de projeto. Não há maiores considerações para a adequação do produto em uma rede de transporte aéreo de uma grande companhia de aviação. Assim, o projeto de aeronave se dá de maneira desacoplada das necessidades das companhias aéreas, pois o estudo de implantação de uma rede é realizado por grupos com perfil bem distinto daqueles de fabricantes de aviões. O que ocorre é que são feitas simplificações e otimizações focadas em um escopo de subsistemas, ignorando o alto grau de dependência que existe entre os mesmos, pode resultar em ineficiência e desperdícios dos sistemas de transporte aéreo com um todo. No entanto, é possível otimizar o sistema completo, aeronave e rede, de maneira mais efetiva, otimizando as aeronaves ou grupo de aeronaves capaz de operar em redes aéreas típicas de grandes companhias de aviação. Três tipos de casos de desenvolvimento do sistema de transporte foram analisados, para validar o projeto integrado, objetivo maior do presente trabalho. Os dois primeiros retratam otimizações feitas no escopo dos subsistemas, aeronave e rede. Por fim, é feita a otimização integrada, onde tanto as variáveis de projeto da aeronave, quanto as da rede, são variadas. Assim, foi demonstrando que é possível eliminar desperdícios que as abordagens tradicionais introduzem e se chegou a uma redução no custo global de operação em pelo menos de 6%.

O processo de concepção de uma aeronave é um processo iterativo, e um de seus grandes desafios é o dimensionamento dos motores a serem utilizados, dimensionar seu tamanho, peso e parâmetros de desempenho com os poucos dados de entrada disponíveis. Atualmente os métodos tradicionais valem-se de correlações de dados históricos para estimar os parâmetros geométricos e de desempenho de um motor para uma aeronave em estudos conceituais. Estas estimativas trazem imprecisões, que ficam evidentes durante o processo de concepção, no qual a tração requerida para cumprir a missão da aeronave varia e, consequentemente, o motor deve ser redimensionado. Essa imprecisão causa um grande impacto quando tentamos programar métodos de otimização de projeto automatizados, como otimização de múltiplos objetivos. É necessária uma estimativa robusta para estes métodos gerarem respostas adequadas. O objetivo deste estudo é propor uma metodologia para a geração de dados básicos de motores genéricos a partir de sua tração de referência. O método escolhido foi construir um banco de dados de motores turbofan comerciais, utilizá-lo na geração de relações paramétricas entre informações básicas de entrada durante as fases iniciais de projeto de aeronave - estudos conceituais, quando o motor da aeronave em desenvolvimento ainda não foi escolhido. As relações para o cálculo dos parâmetros de motor são estabelecidas com base em uma análise teórica, evitando reduções de dados históricos com base em relações puramente estatísticas. O dado básico de entrada é a tração necessária para a aeronave na decolagem. Dados de entrada opcionais são: razão de passagem, razão de compressão, altitude de cruzeiro e velocidade de cruzeiro. Os dados de saída do programa são: dimensões geométricas do motor - diâmetro do fan, diâmetro da nacele, comprimento da nacele e peso do motor; dados de desempenho - consumo específico de combustível na decolagem e em cruzeiro, vazão mássica, e tração em cruzeiro; dados de emissões de poluentes, segundo modelos termodinâmicos e relacionados aos dados da ICAO para decolagem - HC e NOx, caso sejam inseridos os dados opcionais. O objetivo proposto foi atingido. A metodologia utilizada gerou um banco de dados de motores turbofan extenso e completo. As correlações propostas demonstraram excelente correlação com os dados do banco de dados, e a ferramenta de cálculo de parâmetros de motor, desenvolvida em Excel, possui uma interface simples e intuitiva, e está apta a auxiliar a engenheiros na execução do dimensionamento de motores e aeronaves durante a fase de estudos conceituais de aeronaves. Os desdobramentos possíveis deste trabalho seriam a geração de banco de dados e correlações para outras classes de motores, como Turboprops ou GTFs, e a utilização das correlações desenvolvidas em desenvolvimentos multi-objetivo.

Este artigo apresenta um modelo Simulink para controle de temperatura de cabine para uma aeronave da Aviação Comercial e analisa o comportamento dinâmico da temperatura de cabine em diversas de condições de operação. O modelo inclui os componentes mais importantes do Sistema de Controle Ambiental incluindo a unidade de ar condicionado, a válvula de controle de vazão e válvula de bypass. Diversos casos de estudo são apresentados utilizando o modelo de simulação e os resultados são comparados com dados experimentais de aeronaves similares. O modelo de simulação pode ser usado para avaliar o desempenho do controle de temperatura de cabine e para melhorar o projeto e a funcionalidade dos componentes do Sistema Ambiental em condições transientes. Baseado nesta análise o controlador do Sistema Ambiental pode ser projetado para melhorar o tempo de resposta e a estabilidade do controle de temperatura de cabine.

Dissertação (mestrado) - Universidade Federal de Santa Catarina, Centro Tecnológico. Programa de Pós-Graduação em Engenharia Mecânica. / Made available in DSpace on 2012-10-19T16:16:31Z (GMT). No. of bitstreams: 1 194337.pdf: 2335505 bytes, checksum: b59560e9b50a3d8b0dfb41b46d1775d7 (MD5) / Esta dissertação tem por objetivo a análise do campo sonoro interno de um protótipo de segmento de aeronave e sua relação com as propriedades vibro-acústicas do sistema cavidade/casca, quando este é excitado externamente por ruído de banda larga. Inicia-se este estudo apresentando-se os fundamentos teóricos de Análise Estatística de Energia - SEA, seu histórico, bem como as aplicações possíveis desta metodologia. Os parâmetros de SEA, densidade modal e fatores de perda, são descritos e determinados experimentalmente. Os resultados para um cilindro de alumínio são comparados com a teoria e resultados de simulação. O balanço de potência entre os subsistemas e a modelagem do sistema constituem a segunda parte da dissertação, sendo então apresentados os modelos utilizados na simulação por SEA. Através da comparação de valores de perda de transmissão e valores de nível de vibração da casca cilíndrica realiza-se a validação do modelo. Apontam-se as vantagens da modelagem híbrida utilizando-se dados analíticos e experimentais na construção do modelo. O estudo de Elementos Finitos (FEM), análise modal e iteração fluido- estrutura, e o estudo Elementos de Contorno (BEM), ruído irradiado, são realizados. Explica-se quais parâmetros de SEA podem ser extraídos de modelos de FEM e BEM, contribuindo para a acuidade das predições em fases inicias do projeto. Por fim, mostra-se que a integração das metodologias de simulação FEM, BEM, SEA, conjugada à inserção de dados experimentais no modelo contribuem para predições de alta precisão.

En el presente trabajo se ha realizado una caracterización de un vehículo aéreo no tripulado. Esta caracterización consiste en obtener la distribución de carga del vehículo analizado realizando cálculos aerodinámicos en base a las teorías tradicionales, seguido de una comprobación de resultados mediante simulaciones con ayuda de software CFD y finalmente una prueba de vuelo para corroborar lo obtenido. Los resultados del análisis aerodinámico difieren a los de la simulación con ayuda de software CFD ya que las fuerzas de sustentación y arrastre obtenidas mediante esta última, son 39% y 25% menores respectivamente, en comparación con los resultados analíticos. Esta reducción de las fuerzas obligó a realizar un vuelo con menos carga para evitar un posible accidente. El vuelo comprobó lo obtenido mediante análisis con software CFD, ya que el vehículo despegó del suelo y realizó un vuelo bastante estable, cumpliendo con los requerimientos definidos en el presente trabajo, se comprobó de esta forma que la metodología utilizada es útil para el análisis de otros vehículos. El peso vacío operativo del VANT es de 1.1 kilogramos, el peso a combustible a cero es de 1.675 kilogramos y el peso de despegue es de 2.175 kilogramos, lo que resulta en una carga útil posible de 0.575 kilogramos y una carga alar de 4.83 kg/m2. Finalmente, las velocidades alcanzadas están entre los 12 y 18 m/s, lo que corrobora que el resultado de la simulación brinda valores de carga adecuados, que se pueden utilizar si se requiere conocer las capacidades de un diseño en particular. / Tesis

En el presente trabajo de tesis se realiza el análisis aerodinámico de una hélice 17x5 de un Vehículo Aéreo No Tripulado (VANT) del tipo cuadricóptero para precisar el efecto de la modificación del ángulo de paso en las fuerzas aerodinámicas con el objetivo de incrementar la eficiencia de vuelo vertical. En primer lugar, el estudio aerodinámico se realiza a partir de cálculos analíticos bajo la formulación de la teoría del Impulsor del Elemento Pala o también llamada Blade Element Momenthum Theory (BEMT) por sus siglas en inglés. El cálculo analítico se realiza en el software JBLADE el cual emplea el código BEMT para la resolución de problemas aerodinámicos de hélices. Los resultados se verifican que tengan un correcto sentido físico con tendencias y valores numéricos acordes con el estudio y experimentación de hélices; estos resultados forman punto de partida para el posterior análisis. Luego, el análisis aerodinámico se realiza a partir de la simulación computacional mediante el uso del software ANSYS Fluent. El paquete de ANSYS Fluent proporciona un análisis basado en el uso de volúmenes finitos. En específico, se enfoca la resolución del problema mediante el método del Marco de Referencia Móvil (MRF - Moving Reference Frame); el método resuelve los campos de flujos que involucran superficies rotatorias bajo un enfoque estacionario. El método MRF proporciona una solución físicamente correcta, simple y con menor uso de recurso computacional. En seguida, los resultados de la simulación se verifican frente a los cálculos analíticos a manera de validar los resultados. La tendencia de la respuesta muestra una correcta similitud con respecto a los cálculos analíticos. Sin embargo, existe un error promedio de 17,0% entre los valores numéricos de ambos métodos; esto debido a las simplificaciones realizadas en la configuración del modelo y en el proceso general de simulación. Finalmente, en la presente tesis se concluye que se logra obtener un aumento de la fuerza de empuje a partir de un cambio en el ángulo de paso; cabe resaltar que este aumento representa un impulso del 17,8% del peso total del cuadricóptero, con solo incrementar el ángulo de paso de cero a dos grados, lo cual resulta en un beneficio aerodinámico. / Tesis