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Estudo da variação do peso estrutural da asa de uma aeronave comercial de transporte em função do Mach de cruzeiro.

André Luiz Delgado Regis 08 December 2003 (has links)
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.
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Dinâmica de aeronaves flexíveis empregando teoria das faixas não-estacionária.

Grégori Pogorzelski 14 October 2010 (has links)
Uma formulação da dinâmica da aeronave flexível é apresentada e usada na investigação das contribuições da flexibilidade e efeitos de aerodinâmica não-estacionária sobre as características da mecânica de voo. A metodologia é aplicada a um planador construído em material composto com asas enflechadas de alto alongamento. Para a representação dos fenômenos aerodinâmicos não-estacionários, uma teoria das faixas modificada aplicável a asas enflechadas é empregada. A formulação permite que a matriz de coeficientes de influência seja calculada no domínio da frequência. São consideradas, na obtenção das forças aerodinâmicas, tanto as contribuições dos graus de liberdade flexíveis quanto de corpo rígido, no regime linear e de pequenas perturbações. O modelo aerodinâmico, no domínio do tempo, é obtido após a aplicação da aproximação por funções racionais segundo o modelo de Roger. As informações relacionadas ao comportamento estrutural decorrem, inicialmente, de um modelo de elementos finitos de casca, empregado em uma análise modal para obtenção dos modos naturais de vibração. As formas deformada e indeformada das superfícies sustentadoras são aproximadas através de um procedimento de interpolação empregando splines de superfície. O eixo elástico é obtido, para diversas seções ao longo da envergadura, segundo uma metodologia baseada no método de mínimos quadrados. Processo semelhante é empregado para a caracterização das formas modais. O resultado é uma viga equivalente para a qual são dados um deslocamento vertical e um ângulo de torção ao longo da envergadura. Fica, assim, assegurada a correlação entre pontos de controle aerodinâmicos e estruturais. Através de formulação Lagrangeana, são obtidas as equações diferenciais do movimento, apoiadas sob as hipóteses de desacoplamento inercial e pequenas perturbações. Tais equações podem ser utilizadas para obtenção de condições de voo de equilíbrio, estudo da estabilidade e resposta em frequência ou mesmo integradas ao longo do tempo, como ilustrado através de uma série de exemplos aplicados à aeronave estudada. Especial atenção é dada à identificação de contribuições dos efeitos de flexibilidade e de aerodinâmica não-estacionária. Destacam-se as simulações de resposta a perturbações do tipo doublet aplicadas às superfícies de comando. O impacto da variação na quantidade de modos elásticos e termos de atraso aerodinâmico utilizados é também abordado.
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Análise aerodinâmica de asas por meio de modelos de linha sustentadora

Hudson Faglioni Kimura 22 September 2011 (has links)
A modelagem matemática do escoamento sobre asas através da Teoria da Linha Sustentadora possibilita a compreensão do fenômeno físico e serve como estimativa preliminar dos coeficientes aerodinâmicos da asa. O modelo clássico de Prandtl da linha sustentadora ainda é empregado atualmente devido à relativa simplicidade e por apresentar bons resultados para asas retas, perfis variados e de área em planta generalizada. Entretanto, para asas com enflechamento o modelo de Prandtl não possibilita a predição correta da distribuição de circulação, resultando em erros nos coeficientes aerodinâmicos cada vez maiores na medida em que o enflechamento aumenta. Neste trabalho, realiza-se uma revisão acerca dos modelos baseados na Teoria da Linha Sustentadora presentes na literatura e implementam-se adaptações do modelo clássico a fim de predizer a distribuição de circulação de uma asa enflechada. Foram propostos três modelos: duas formulações lineares com diferentes condições de contorno e um modelo não linear. Através dos modelos foi possível observar a distribuição de circulação ao longo da envergadura da asa. Utilizando o modelo fundamentado na Linha Sustentadora de Prandtl, foi possível obter resultados condizentes com a literatura para enflechamentos pequenos e/ou com elevados valores de alongamento. O modelo linear da Linha Sustentadora Estendida de Weissinger possibilitou a obtenção de resultados mais coerentes para asas com enflechamentos e/ou alongamentos pequenos. O modelo não linear para a Linha Sustentadora de Prandtl mostrou resultados coerentes com a literatura para casos específicos, porém requereu maior esforço para calibração dos parâmetros numéricos de simulação.

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