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.

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.

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.

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.

Há diversas metodologias empregadas para a determinação das cargas de rajadas usadas em dimensionamentos estruturais da aeronave, e que incluem métodos determinísticos e métodos estocásticos. As cargas de resposta à turbulência continua são, hoje, obtidas pelo método estocástico (Random Process Theory - RPT) em conformidade com o estabelecido nos requisitos aeronáuticos em vigor (FAR). Este trabalho visa implementar uma alternativa ao RPT na determinação das cargas de turbulência contínua, baseada na teoria dos filtros correlacionados (Matched Filter Theory - MFT). Historicamente, o MFT foi originalmente utilizado na obtenção mde sinais maximizados de radares. Pototzky (POTOTZKY, 1997) demostrou que o MFT é aplicável também para a solução de problemas dinâmicos e aeroelásticos genéricos, especificamente para cálculos de cargas correlacionadas de rajadas. Será demonstrado aqui que as cargas correlacionadas geradas pelo MFT são fortemente similares às geradas pelo RPT. É apresentado neste documento uma descrição detalhada da metodologia de cálculo de cargas baseada em RPT e em MFT, e os resultados numéricos obtidos.

The main objective of the present research work consists of studying turbulent flows over typical aerospace configurations. In order to accomplish such goal, a numerical tool to simulate 3-D compressible flows is validated and improved. A finite difference method for structured grids, written for general curvilinear coordinates, is used. A centred spatial discretisation, which requires explicit addition of artificial dissipation terms, is chosen, and the time marching procedure is explicit. In the validation process, comparative analysis of systematic mesh refinement and grid topology is considered. Subsequently, adequate turbulence models for the applications of interest are implemented. This implementation must be carefully performed in order to robustly and consistently include the turbulence model subroutines into the numerical code. Convergence acceleration techniques such as multigrid and implicit residual smoothing are required in order to avoid the slower convergence rates associated with the more refined and stretched grids that are necessary for turbulent simulations. The validation of these new implementations, for the applications of interest, is done by comparison of numerical results with experimental or theoretical data. Thereafter, flows about the VLS central body configuration are simulated in order to obtain aerodynamic results necessary for the development phase of the vehicle. In general, good agreement between numerical and experimental results are obtained within engineering error margins. Some limitations of the turbulence models could be observed. These limitations could be addressed with a careful study of the numerical results and previous knowledge of the capabilities of these models. Nevertheless, the conclusions that could be drawn are very positive for this initial effort on advanced turbulence modelling, and these conclusions are important for future development of the numerical code.

As modificações de projetos de aeronaves existentes para a instalação de novos sistemas e armamentos de forma a afetar a configuração externa da aeronave é prática comum na aviação de defesa. Modificações que impactam significativamente a aerodinâmica ou as condições de vôo influenciam os coeficientes de pressão ao longo das superfícies da aeronave. Essas mudanças no escoamento podem causar perturbações nas medidas dos sensores anemométricos exigindo que recalibrações anemométricas sejam realizadas para que os requisitos de certificação continuem a ser atendidos. Atualmente, a recalibração dos sensores é feita com ensaios em vôo. O objetivo do presente trabalho é propor alternativas que possam minimizar ou até mesmo substituir ensaios em vôo para recalibração dos sensores anemométricos e demonstração do cumprimento dos requisitos. O uso de ferramentas de dinâmica dos fluídos computacional (Computational Fluid Dynamics, CFD, em inglês). torna-se cada dia mais comum e aceito como fonte confiável de dados. Algumas análises para avaliar o melhor posicionamento dos sensores anemométricos, por exemplo, já são realizadas com o uso de ferramentas deste tipo. A análise de impacto de manutenções estruturais próximas a sensores também já é realizada com o uso de CFD. No desenvolvimento do trabalho, analisou-se o impacto da instalação de sistemas militares em uma plataforma civil utilizada em vôos regionais. Estudando os dados disponíveis da certificação do sistema anemométrico da plataforma básica foi possível relacionar aspectos que não sofreram alterações e com o uso da ferramenta de dinâmica dos fluidos computacional CFD++ calculou-se a variação do escoamento no entorno dos sensores anemométricos. Uma metodologia alternativa para certificação do sistema anemométrico, em especial para operação em espaço aéreo com Separação Vertical Mínima Reduzida (do inglês Reduced Vertical Separation Minimum, RVSM) é proposta. Metodologia esta baseada na reutilização de boa parte dos dados referentes à variação produtiva e erros decorrentes desta variação e na utilização de cálculos de CFD para avaliação da magnitude dos efeitos provenientes destas modificações. Como resultado, mostra-se possível a redução do número de ensaios em vôo necessários para a certificação da aeronave derivada, sem influenciar na qualidade e confiabilidade dos dados utilizados para embasar a calibração deste novo modelo de aeronave.

O projeto aerodinâmico de uma asa segue determinados processos bem definidos: a otimização da forma em planta para a missão desejada, a otimização da perfilagem para a forma em planta otimizada, e a otimização dos dispositivos hiper-sustentadores para a asa de cruzeiro. Todas estas etapas são cumpridas em série de forma que resultados altamente interdependentes são otimizados separadamente. Neste trabalho é proposto o acoplamento das duas primeiras etapas do projeto aerodinâmico de uma asa de cruzeiro. A perfilagem e a forma em planta de uma asa são simultaneamente otimizadas com o objetivo de maximizar a razão L/D e o máximo coeficiente de sustentação. Para tanto, é adotada uma nova forma de parametrização geométrica proposta por (KULFAN & BUSSOLETTI, 2006), pela qual é possível a representação geométrica de uma asa completa por meio de uma quantidade extremamente reduzida de parâmetros, aumentando assim a eficiência e a velocidade da otimização. Também são propostas modificações para a parametrização de forma a torná-la ainda mais robusta e diminuir ainda mais a quantidade de parâmetros necessários. As análises aerodinâmicas são realizadas por meio do código Boundary Layer Wing-Fuselage, BLWF, e os processos são integrados utilizando o ambiente de otimização modeFrontier. Foram testados algoritmos de otimização baseados no método SIMPLEX e em Algoritmos Genéticos em otimizações mono-objetivo e multi-objetivo. Os resultados mostram que, para objetivos concorrentes, otimizadores baseados em algoritmos genéticos são mais eficientes na localização do máximo global, conseguindo aumentar consideravelmente a razão L/D de uma configuração. Pode-se observar que nas otimizações multi-objetivos, a geometria das asas ótimas obtidas são bastante semelhantes à geometria de asa de aeronaves regionais. Também foi possível observar que o acoplamento da forma em planta com a perfilagem durante a otimização causou um ajuste do máximo coeficientes de sustentação bi-dimensional e dos coeficientes de sustentação locais da asa com o objetivo de redução de arrasto.