A definição do tipo de junção asa-fuselagem, a ser utilizada em um projeto aeronáutico, passa por aspectos como: qualidade e precisão dos processos fabris necessários à fabricação da junta, tempo previsto para execução do projeto, disponibilidade de matérias-primas, cadência esperada de produção etc. A definição e a análise do número de parafusos, como também dos valores de pré-cargas aplicadas nos mesmos, são frutos de um árduo e complexo trabalho envolvendo as equipes de Projeto Estrutural, Engenharia Estrutural e Cargas. Sendo assim, ressalta-se que o presente trabalho procura explorar algumas possíveis ferramentas para projetar uma junção tipo parafusos em tração, tão somente sob o ponto de vista do Projeto Estrutural. São apresentados dois tipos de análises. A primeira, pelo método analítico, não demonstrou ser uma boa opção, para o caso de estudo, pois apresenta dificuldades quanto à possibilidade de iterações, atividade esta fundamental para otimização da junta. A segunda, via método numérico, demonstrou ser uma opção relativamente melhor, pois permite que haja iteratividade tanto do ponto de vista do número de parafusos na junção como da distribuição das cargas por estes parafusos. O método, obtido do ESDU 85021, para definição dos valores de pré-carga, ou torques de montagem, utilizou como valor de entrada as cargas obtidas pelo método numérico. O método do ESDU 85021 pode ser considerado conservativo, uma vez que despreza a existência de reforçadores nos flanges de junção. Porém, este método merece ser estudado a fim de implementar melhorias que permitam apurar o grau de conservadorismo e viabilizar um caminho prático e seguro para definição dos valores de pré-cargas.

Uma das grandes vantagens da otimização numérica ée a redução no tempo de projeto, ao mesmo tempo em que se pode lidar com uma larga variedade de variáveis e restrições que são dificieis de visualizar usando métodos gráficos ou tabulares. O presente trabalho teve por objetivo a otimização de aerofólios transônicos, sujeitos a um conjunto de restrições, tais como espessura relativa e consideração acerca de condições fora do ponto de projeto (otimização multiponto). Neste trabalho foi feito um acoplamento entre um programa de otimização baseado em algoritmos genéticos, BLWF (código numérico de potencial completo para cálculo do escoamento em torno de asa-fuselagem) e um módulo para gerar a geometria. A asa foi composta por três aerofólios, sendo que cada aerofólio foi representado por duas equações, representando o arqueamento e a espessura ao logo da corda. Foram gerados resultados para números de Mach entre 0,76 e 0,79, utilizando como base uma fuselagem representativa de uma aeronave de 70 passageiros. A função objetivo do presente trabalho visa à maximização do parâmetro ML/D para o número de Mach escolhido.

O objetivo do trabalho consiste no desenvolvimento de uma ferramenta para o projeto conceitual de uma família de aeronaves cujo resultado final produzirá o software chamado AeroGen. Para o sucesso do trabalho foi utilizada a teoria de otimização multidisciplinar (MDO) aliada à teoria de otimização por algoritmos genéticos (GAs). Através da utilização do MDO a ferramenta desenvolvida é capaz de analisar as várias áreas do conhecimento presentes no projeto conceitual de aeronaves, tais como: aerodinâmica, cargas, estruturas, propulsão, qualidade de vôo, estabilidade e controle. Com a utilização de algoritmos genéticos (GAs -Genetic Algorithms) são criadas "populações" para cada versão da família de jatos, evoluindo-as através das gerações, até se chegar a um conjunto de soluções pareto-ótimas da qual se possa escolher uma configuração ótima que atenda de forma satisfatória os requisitos de cada versão.

Este trabalho descreve o estudo de diversas configurações e metodologias de fixação da asa à fuselagem para aviões convencionais, enumerando vantagens, desvantagens e aplicabilidades. Abrange, também, um projeto preliminar de um sistema de junção asa-fuselagem de uma aeronave polivalente de treinamento avançado de pilotos, de apoio tático e ataque leve. Trata-se de uma aeronave desenvolvida pelo grupo Treinador Avançado (TA) do Programa de Especialização em Engenharia (PEE), uma parceria entre o Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA) e a Empresa Brasileira de Aeronáutica (EMBRAER). O projeto é desenvolvido no âmbito estrutural, com cálculos de pré-dimensionamento e especificação dos prendedores da união asa-fuselagem. A análise estrutural, incluindo tensões e distribuição dos esforços, é realizada por elementos finitos e através de métodos analíticos. Os principais elementos estruturais, bem como os prendedores da junção, são gerados em um programa de CAD, para visualização e verificação da integração entre si e da aeronave como um todo.

O objetivo deste trabalho é desenvolver uma metodologia analítica implementada em computador para a determinação das tensões atuantes e a análise preliminar da estrutura principal de ligação asa-fuselagem. Um estudo de caso para um avião de referência é apresentado. No caso apresentado, o wing-stub é subdividido em duas seções, transversal e longitudinal. As seções carregam forças da fuselagem e da asa, as quais são independentemente consideradas. O envelope de cargas utilizado é aquele de um avião similar. Planilhas interativas e interdependentes são utilizadas para obtenção das tensões no wing-stub e para a verificação da estabilidade estrutural dos painéis reforçados da estrutura. O wing-stub do avião de referência é do tipo totalmente molhado, com longarinas, painéis superior e inferior com reforçadores sem flange e nervuras internas construídas em placas planas. A análise preliminar proposta neste trabalho não considera furos para alívio de peso e alocação de sistemas.

Este trabalho tem como objetivo analisar os diferentes tipos de ligações entre asa e fuselagem mais utilizadas atualmente no mercado aeronáutico. Uma revisão bibliográfica do assunto ée apresentada e revela diferentes soluções de ligação em aplicações semelhantes. Nas avaliações das soluções de ligações, procura-se destacar vantagens e desvantagens referentes a aspectos como peso, montagem, acesso, vedação e manutenção dessas ligações, bem como as dificuldades de manufatura e conseqüências na vida útil de uma aeronave comercial ou executiva. Todo estudo ée baseado no projeto de um avião corporativo proposto pela Embraer e desenvolvido por um grupo de projeto durante nove meses.

O presente trabalho propõe uma metodologia de projeto para a seleção da deflexão ótima e da geometria do flape de bordo de fuga para uma aplicação específica ou ajudar a estabelecer uma configuração característica das que não forem mostradas aqui. O projeto otimizado de um Flape de Dupla Fenda (Double Slotted Flap) com gota fixa ée o resultado de um processo que inclui o conhecimento dos efeitos do flape sobre o avião (efeitos sobre a sustentação e o arrasto), verificação preliminar do desempenho da aeronave na decolagem e pouso para se obter as respectivas deflexões "ótimas" (ver se cumpre o requisito). O flape totalmente defletido (configuração de pouso) deve fornecer o CLmax necessário para atender os requisitos de pouso do avião. O flape de decolagem apresenta menor deflexão do que a configuração de pouso e deve proporcionar o menor comprimento de pista possível de decolagem. Além disso, deve-se verificar se o avião possui o gradiente de subida mínimo no 2 segmento com falha de motor. Após ter-se obtido a deflexão "ótima" do flape para decolagem e pouso, refinou-se os valores de CL e CD através da Mecânica dos Fluidos Computacional (CFD) utilizando-se o software MSES, onde um perfil flapeado com geometrias pré-definidas de modo a fornecer boas características aerodinâmicas, foi modificado a fim de melhorar ainda mais o seu desempenho e eficiência. Esse procedimento foi realizado para um avião de transporte regional de 33 assentos, o RJ2, e obteve-se a melhor configuração de flape para decolagem e pouso, isto é, um flape de dupla fenda com gota fixa otimizado. As ferramentas utilizadas para a realização desse trabalho foram os softwares MATLAB 6.1 e MSES 2.92, na qual, parte do tempo dedicado ao trabalho foi exclusivamente para aprender a utilizar tal tecnologia.

Fomentados pelas centenas de dólares gastos anualmente pelas linhas aéreas em combustíveis, diversos estudos foram e continuam sendo realizados visando reduzir o consumo das aeronaves. Desde as primeiras aeronaves a jato de transporte civil atée a atualidade estima-se que a redução de combustível alcançou o índice de 70%, dos quais 30% estão diretamente relacionados à evolução tecnológica no projeto dessas aeronaves e, os 40% restantes, à melhora da eficiência dos motores. Uma alternativa de projeto identificada para este fim consiste no uso de dispositivos de ponta de asa, tais como o Winglet para possibilitar às aeronaves voar mais alto, consumir menos combustível ou mesmo voar mais rápido, além de melhorar a sua performance de decolagem e subida, reduzindo, assim, o ruído externo emitido à população que vive na região próxima dos aeroportos. Contudo o preço pago por essa melhoria envolve aumentos nos custos de fabricação e manutenção, pesos vazios maiores, além de um aumento nos custos que envolvem o estudo da estabilidade e controle das aeronaves. Com o objetivo de fornecer ao leitor aspectos aerodinâmicos práticos e teóricos que envolvem o uso do winglet este trabalho foi dividido em quatro etapas, caracterízadas pelas seguintes ações: realizar uma extensa revisão bibliográfica; implementar e validar um programa de cálculo aerodinâmico de asas, baseado no método de Weissinger ou método da linha sustentadora estendido; desempenhar, com este programa, um estudo aerodinâmico dos parâmetros geométricos do winglet; e por fim, simular um estudo de caso, avaliando as vantagens obtidas com o uso dos winglets na performance de uma aeronave militar de patrulha. Nos estudos comprovou-se a competência do método para uso no estudo preliminar dos parâmetros geométricos do winglet

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.

Esta dissertação apresenta os cálculos e as premissas utilizadas para o desenvolvimento de uma planilha de análise estrutural de seções de vigas aeronáuticas. Serão descritos as fórmulas e os métodos usados para a análise de um grupo de seções escolhidas devido a sua grande utilização no meio aeronáutico. A planilha de análise desenvolvida tem como objetivo a análise rápida de seções, agilizando a tomada de decisão no dimensionamento estrutural. A análise leva em conta a combinação de tensões normais, devido à tração, compressão e momentos fletores; e tensões de cisalhamento, devido às forças cortantes e torção. Para diminuir o tempo de análise existe um banco de dados de materiais com as principais propriedades necessárias para a análise. A análise da flexão plástica de seções também foi implementada, opção que torna possível a redução de peso estrutural na fase de desenvolvimento. Os dados de saída são as tensões atuantes em diversos pontos da seção e suas respectivas margens de segurança.