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Projeto preliminar de junção asa-fuselagem.

Enéias de Souza Freitas 06 April 2004 (has links)
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.
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Otimização de aerofólios transônicos utilizando BLWF.

Alfredo Kazuyuki Mori 29 October 2004 (has links)
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.
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Estudo e desenvolvimento de um sistema de junção asa-fuselagem de uma aeronave de treinamento avançado.

Henrique Gustavo Alecrim Manço 26 March 2004 (has links)
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.
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Análise de tensões da estrutura de ligação asa-fuselagem.

Henderson de Oliveira Santos 28 October 2004 (has links)
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.
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Análise preliminar e comparação de junções asa-fuselagem presentes no mercado aeronáutico.

Fábio Augusto de Oliveira e Silva 06 May 2004 (has links)
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.
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Análise da influência do sopro gerado pela hélice na interação com uma asa finita através da teoria da linha sustentadora de Prandtl

Augusto Dufloth Netto 11 April 2011 (has links)
Este trabalho apresenta o estudo da influência da esteira gerada por uma hélice no arrasto induzido em um sistema que combina uma asa finita com hélice, configuração típica de aeronaves turbo-hélice. A modelagem é realizada da seguinte forma: a asa finita é representada com a teoria da linha sustentadora de Prandtl modificada para efeitos de vórtices tridimensionais e a hélice é modelada com a teoria do disco atuador. São apresentados resultados de arrasto e L/D para algumas asas simples com e sem o efeito da hélice.
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Estudo do impacto da modelagem aerodinâmica nas cargas estáticas de voo de uma configuração asa-fuselagem de avião de transporte comercial

Mauro Raul Nizarala Lopez 11 April 2011 (has links)
O cálculo de cargas durante o desenvolvimento de aeronave é de extrema importância, pois além de dimensionar a estrutura, há impactos significativos no desempenho. Uma metodologia de cálculo de cargas da asa e da fuselagem de uma aeronave comercial a jato foi desenvolvida. Foram consideradas no presente trabalho condições de manobras e rajadas, condições estas estáticas, em voo e simétricas, e a estrutura da aeronave como rígida. Modelos de aerodinâmica, massa e de simulação foram elaborados e são entradas para os cálculos de cargas. Foi avaliado como o nível de fidelidade da modelagem aerodinâmica, a mais demandante em termos de tempo e custo de processamento, impacta nas cargas resultantes da configuração, comparando-se as cargas obtidas usando-se diferentes formulações para a elaboração do modelo aerodinâmico da aeronave. É feita a análise qualitativa do impacto das cargas calculadas sobre o peso estrutural com as diferentes formulações aerodinâmicas e, em última instância, sobre o desempenho da aeronave. Para tal, as condições estudadas são consideradas prováveis condições críticas para o dimensionamento dos referidos componentes, e são obtidas não somente as cargas aerodinâmicas, mas também cargas de inércia e concentradas. Foram calculados os envelopes de esforços cortantes e momentos fletores da asa e fuselagem a partir de quatro formulações diferentes, e considerando os resultados obtidos pela formulação RANS (a de maior fidelidade estudada) como referência para as comparações. Na busca por uma alternativa ao uso de RANS, nenhuma formulação de menor fidelidade obteve resultados similares em todos os pontos dos envelopes dos componentes. As diferenças encontradas podem não ser aceitáveis em fases de projeto nas quais as cargas calculadas servirão para o dimensionamento da estrutura.
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Estudo conceitual dos principais parâmetros geométricos e aerodinâmicos de asas no comportamento do Drag Rise

Raphael Candido Scudiére 01 September 2011 (has links)
Atualmente, o mercado tem mostrado uma tendência da necessidade por aeronaves cada vêz mais rápidas, exigindo o voo para um alto número de Mach. Com o intuito de obter o desempenho ótimo para essa condição, é extremamente necessário observar os efeitos no arrasto advindos da compressibilidade e esses são mensurados através da análise do Drag Rise. Nesse âmbito, o presente estudo tem como objetivo, no nível de projeto preliminar, observar a influência no comportamento do Drag Rise de um sistema asa-fuselagem dada a variação de alguns parâmetros que definem a forma da asa, tais como: enflechamento, espessura, afilamento e alongamento, além de algumas condições de voo modeladas através do coeficiente de sustentação global da aeronave e do número de Reynolds de voo. Uma vez definidos os parâmetros de entrada da análise, estes são colocados no cartão de entrada do programa BLWF, que calcula a aerodinâmica do sistema asa-fuselagem para uma condição pré-definida. Deste programa são extraídos, como dados de saída, os seguintes arrastos: induzido, de atrito, de pressão e de onda. De posse desses arrastos, é feita a soma de seus componentes e calculada a variação da compressibilidade. Tendo a ultima quantificada, a análise do Drag Rise é feita plotando a variação do arrasto de compressibilidade ( CD) vs número de Mach, e assim, é avaliado a influência dos parâmetros anteriormente citados (enflechamento, espessura, afilamento, alongamento, coeficiente de sustentação global e número de Reynolds) em que é observado se o Drag Rise ocorre mais próximo ou mais longe do número de Mach igual a um.
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Aerodynamic coefficient prediction using neural networks.

Mailema Celestino dos Santos 04 July 2008 (has links)
The present work discusses the application of neural networks for the accurate prediction of aerodynamic coefficients of airfoil and wing-body configurations. Meta-models based on neural-network are able to handle non-linear problems with a large amount of variables. In this highlight, an efficient methodology employing neural networks for predicting aerodynamic coefficients of generic aircraft was developed. Basic aerodynamic coefficients are modeled depending on angle of attack, number of Mach, Reynolds number, and the lift coefficient of the configuration. A database is provided for the neural network, which is initially trained to learn an overall non-linear model dependent on a large number of variables. A new set of data, which can be relatively sparse, is then supplied to the network to produce a new model consistent with the previous model and the new data. The new model is able to accurately estimate in the sparse test data points and thus the obtaining of a result for a generic configuration is relatively an easy and quick task. Because of this, the methodology is highly suited to be incorporated into a multi-disciplinary design and optimization framework, which make extensively use of aerodynamic calculation for using in other applications, to evaluate performance and loads, besides other core tasks. A Multilayer Perceptrons (MLP) network was designed and employed for predicting drag polar curves of generic airfoils for a given Mach and Reynolds number variation. Airfoil geometry is modeled by polynomial functions described by twelve variables.
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Cargas aerodinâmicas e pré-projeto estrutural de asa de aeronave de 50 passageiros

Lauro Cavalcanti de Sá 30 August 2010 (has links)
Neste trabalho foi realizado o cálculo das cargas aerodinâmicas e o pré-projeto estrutural de asa de uma aeronave de 50 passageiros durante o Mestrado Profissionalizante em Engenharia Aeronáutica e Mecânica, ministrado pelo ITA em parceria com a EMBRAER, através do seu Programa de Especialização em Engenharia. Primeiramente, o modelo estrutural foi desenvolvido baseando-se nas características aerodinâmicas iniciais da aeronave, possibilitando que o programa de análise aerodinâmica BLWF fosse utilizado para a geração numérica das distribuições de pressão na asa. Estas foram transferidas para o modelo estrutural através do método de interpolação linear bidimensional. Comparativamente, a diferença entre os totais de cisalhamento e de momento fletor obtidos pelo BLWF e pelo NASTRAN apresentou-se menor que 10%. Após isto, foi realizada uma análise estrutural estática de dois casos de carregamento da pressão aerodinâmica em um modelo de elementos finitos construído no MSC.Nastran a partir da geometria do programa CATIA. Através da comparação com aeronave da EMBRAER de porte semelhante, os resultados obtidos nas análises aerodinâmica e estrutural mostraram-se coerentes, necessitando de mais iterações do projeto para a otimização do modelo. A validação da primeira foi realizada através de gráficos de distribuição de sustentação, de esforço cortante, momento fletor e momento torçor. E a segunda através da análise dos valores de tensão obtidos.

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