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.

Este estudo refere-se à análise de soluções de projeto voltadas às cavernas em painéis metálicos aeronáuticos, a fim de se obter uma proposta de menor peso agregado, respeitando as condições de carregamento. Para a passagem de stringers no painel metálico é necessário a abertura de pequenos recortes nestas cavernas, o que ocasiona grande perda de sua rigidez a flambagem. Realizando uma análise por elementos finitos de um modelo de comparação, que é de uma caverna sem nenhum recorte, obtém-se o fator de flambagem e peso para as comparações com soluções de projeto elaboradas com o intuito de realizar a recomposição de sua estabilidade original após sofrer os recortes. O peso da estrutura final entra como parâmetro importante nesta análise, já que é este que se busca otimizar. Como resultado tem-se o comportamento de cada variável da estrutura em relação ao seu fator de flambagem, podendo-se então adotar uma solução mais rapidamente e alterar suas variáveis sabendo o que irá ocorrer, gerando uma concepção de projeto que necessite de menor interação entre as áreas envolvidas, resultando em um menor custo de desenvolvimento.

Este estudo refere-se à análise de diferentes tipos de união, focando na comparação entre a utilização do processo de soldagem por fricção-mistura (Friction Stir Welding), em relação ao processo de rebitagem convencional, para união de peças em projetos aeronáuticos. Ambos os métodos de união são comparados por meio de análises de engenharia, englobando custos para os diferentes processos, análise de resistência mecânica e fadiga e aspectos referentes à produção, operação e manutenção de aeronaves. A solda por fricção-mistura apresenta inúmeras vantagens e ganhos produtivos em relação a outros tipos de solda ou à rebitagem. Ocorrendo em estado sólido, a solda por fricção-mistura não necessita de nenhum material de adição, como nos casos de soldagem por arco elétrico ou gás inerte, resultando em otimização de peso da aeronave e sendo mais "ecológica", além de não incorrer em problemas ocasionados pela fusão dos materiais base. As características mecânicas dos componentes soldados são iguais ou superiores às dos componentes rebitados.

This dissertation aims to apply piezoelectric materials as actuator and sensor to perform aeroelastic analysis. Two semi-span wing models based on flat plates with different characteristics were tested using PZT (Lead Zirconate Titanate) as actuator, PVDF (Polyvinylidene Fluoride) as sensor and the results were compared with vibrometer laser results. An aluminum model with a ballast on the wing tip, whose its location can be modified was tested in experimental modal analysis. Using the aluninum model, an investigation about aeroelastic behaviour was conducted in wind tunnel and the V-g/V-f diagram determined. This diagram shows the aeroelastic evolution of the natural frequencies and damping as function of speed (or dynamic pressure). In this aeroelastic analysis, the ability of the PVDF in determining the V-g/V-f diagram was evaluated. A numerical model of composite flat plate was generated considering the piezoelectric instrumentations. The second specimen tested corresponds to composite wing models that are based on laminate composite flat plate. Five models with different fiber orientations were tested in (pure) experimental modal analyses and wind tunnel, hence, the capability of excitation of PZT was verified. Good results were obtained regarding the estimation of natural frequency and damping factor using a single PVDF element. The application of PZT as actuator in the wind tunnel test showed improvement on the data acquisition in terms of noise. However, were observed some characteristics that require careful. As support to experimental tests, several studies were performed.

A aplicação de materiais compósitos em estruturas aeronáuticas extraindo-se sua máxima capacidade de resistir a fenômenos mecânicos não é tarefa simples. Muito das dificuldades são oriundas das características não lineares da formulação das matrizes da relação constituinte do material compósito originadas das relações trigonométricas para determinação dos termos das matrizes de rigidez do material. Tais dificuldades são notórias em diversas publicações abordando processos de otimização de materiais compósitos. Contudo, uma abordagem mais simples é passível de ser explorada através dos parâmetros de laminação. A aplicação de tal conceito aliado à utilização de algoritmo robusto e eficiente, assim como do conceito de bancos de laminados para determinação das regiões viáveis de projetos permite a otimização de estruturas aeronáuticas perante os fenômenos de impacto transversal e flambagem linear. No primeiro caso, impacto transversal, é proposto a utilização de equações fechadas para a solução do problema de impacto transversal de baixa massa. Códigos FORTRAN são utilizados para realizarem a otimização para diferentes espessuras de placas laminadas. Apesar de apresentar limitações de utilização, as equações fechadas demonstram-se como uma boa ferramenta, especialmente, na determinação do número de camadas mínimo para resistir ao fenômeno de impacto. No caso da otimização da carga de flambagem, códigos FORTRAN são utilizados aliados ao software ABAQUS para a solução do problema de flambagem linear via solução do problema de autovalor. Um metamodelo linear é utilizado para a estimativa das funções objetivo. O processo demonstra-se muito robusto e eficiente na determinação do ótimo global para problemas de flambagem linear de placas laminadas sujeitas a cargas uniaxiais.

Neglecting the structural dynamic effects on the flight dynamics of modern aircraft may be inadequate. Dynamic coupling between the rigid-body and the elastic degrees of freedom can occur when the design favors strength over stiffness and the frequency separation between the classical flight dynamic modes and the aeroelastic modes becomes small enough. Degraded flying and ride qualities and increased susceptibility to fatigue damage and pilot-induced oscillations are among the possible consequences of the dynamic coupling. The design of control systems is also highly affected. The initial models for the flight dynamics of flexible aircraft considered only quasi-static aeroelastic effects on the aerodynamic coefficients of the rigid aircraft. The dynamically-coupled formulations, on the other hand, have often neglected the inertial coupling between the rigid-body and the elastic degrees of freedom. Indeed, most authors have used linearized mean-axis constraints in deriving simplified equations of motion that remain only aerodynamically coupled. To analyze the accuracy of the inertially-decoupled formulation in the context of small deformations, a formulation that takes into account all the coupled dynamics and allows an arbitrary choice of the body-axis system is developed in this thesis. The availability of a finite-element model of the aircraft structure, together with lumped mass properties, is required. In the equations of motion, the inertial coupling terms are linearized with respect to the elastic displacements around an equilibrium condition determined with the full nonlinear dynamics. Appropriate modes of vibration are then used as shape functions in the calculation of the dynamic deformation of the structure. The generalized aerodynamic forces are treated as the superposition of the rigid-body contributions and the incremental ones due to elastic deformation. The latter are modeled by the doublet-lattice method, aerodynamically corrected to take into account major transonic and viscous effects. Rational-function approximations are part of the process that allows the representation of the frequency-domain aerodynamics in the time domain, leading to an augmented state-space system that considers the aerodynamic lag phenomenon. The formulation is implemented and tested in the flight simulation of a generic narrow-body airliner (GNBA) model, developed for the purpose of these studies. Results are presented that show that the different body axes lead practically to the same overall motion of the aircraft with respect to an inertial reference frame. The benefits and the limitations in using each different axis system and in considering or not the dynamic and the inertial couplings are analyzed.

Este trabalho tem como objetivo desenvolver duas novas propostas de reparos estruturais em juntas mecânicas de compósitos laminados tipicamente utilizadas na indústria aeronáutica. Tratam-se de juntas de laminado de carbono com furos deslocados. Em um dos métodos foi utilizado um elemento metálico instalado na região afetada pelo deslocamento da furação. A outra proposta consiste na adesão de batoques de laminados compósitos pré-fabricados aderidos nas faces da junta. Ensaios de bearing (esmagamento) e pull-out (arrancamento) foram realizados na temperatura ambiente (RTA - room temperature ambient) e úmida elevada (ETW - elevated temperature wet) de forma a comprovar a eficiência destes reparos. Na temperatura ambiente, as propostas de reparos com adição de elementos metálicos e com utilização de batoques laminados apresentaram resistências mecânicas equivalentes a 82% e 78% do laminado original, respectivamente. Na condição ambiental úmida e elevada, mostraram resultados equivalentes a 80% e 68% do laminado original, respectivamente.

O presente trabalho tem por objetivo contribuir para a redução do peso estrutural de uma aeronave através de estudos sobre a configuração e seleção de materiais da caverna de pressão traseira da fuselagem. Esta aeronave foi motivo de estudo durante a fase de treinamento no Programa de Especialização em Engenharia de responsabilidades do ITA e EMBRAER. O projeto conceitual da aeronave tem como base a família de aeronaves EMBRAER 170/190, sendo, portanto o projeto da caverna de pressão traseira desenvolvido especificamente para estas aeronaves. A metodologia utilizada para o desenvolvimento do projeto da caverna considera a utilização de materiais compósitos na estrutura bem como realiza um estudo sobre a configuração geométrica ótima da caverna visando obter uma maior eficiência estrutural. As configurações analisadas partem de uma caverna de pressão traseira plana, passando por configurações com 40 e 20 graus de ângulo meridional atée a uma configuração similar ao encontrado hoje na família EMBRAER 170/190, de aproximadamente 51 graus. As configurações da caverna foram modeladas através do software CATIA V4 e posteriormente exportadas para o MSC.PATRAN Versão 2001 com o intuito de se realizar as devidas analises. O material selecionado para compor o laminado ée o carbono/epóxi disposto em forma de tecido pré-impregnado de resina. Este material demonstrou ser bastante adequado ao projeto por apresentar altas razões resistência/peso e rigidez/peso e ainda possuir alta resistência à fadiga quando submetido principalmente ao carregamento de tração. Este material atualmente ée largamente utilizado na indústria aeronáutico sendo alvo de diversas pesquisas possuindo dessa forma uma grande variedade de resinas, fibras e arranjos dos mesmos. Dentre as configurações analisadas para a caverna de pressão traseira, a caverna com ângulo meridional de aproximadamente 51 graus revelou ser a melhor escolha em termos de projeto por apresentar o menor nível de tensões e baixos valores de deslocamentos e massa estrutural. Esta configuração permitirá a obtenção de um conjunto caverna/anel de menor massa. A caverna plana demonstrou ser extremamente ineficiente do ponto de vista estrutural, resistindo basicamente aos esforços de pressurização através de flexão, sendo necessária uma maior massa estrutural para obter um nível de tensões e deslocamentos equivalente à configuração de 51 graus de ângulo meridional. As demais configurações demonstraram possuir características intermediárias entre a configuração plana e de 51 graus.

O efeito causado por reparos rebitados na integridade estrutural ée um aspecto que precisa ser avaliado para assegurar a aeronavegabilidade e operação segura da aeronave. A mensuração da degradação da vida em fadiga da aeronave provocada por reparos estruturais rebitados pode ser uma tarefa bastante árdua. As metodologias de análise que retratam com fidelidade o comportamento de reparo estrutural sob tolerância ao dano geralmente despendem um tempo considerável, tornando-se muitas vezes inviável sua utilização na indústria aeronáutica. Neste trabalho, um reparo retangular típico de fuselagem ée analisado estaticamente e sob tolerância ao dano utilizando-se como ferramentas de análise o software RAPID (Repair Assessment and Integrated Design), desenvolvido pelo FAA, modelos em elementos finitos e uma metodologia utilizada atualmente na indústria aeronáutica. O trabalho tem como finalidade avaliar a aplicabilidade do software RAPID como uma ferramenta alternativa de análise de reparos estruturais, além de estabelecer um novo procedimento de análise de reparos.

Este trabalho tem como objetivo projetar e analisar a caverna de pressão traseira de uma aeronave corporativa, propondo uma solução que melhor atenda aos requisitos de projeto. Ao longo do trabalho são aplicadas diversas técnicas utilizadas no meio aeronáutico sendo que tais técnicas são explicadas de maneira a poderem ser reproduzidas e para substanciar as decisões tomadas. O trabalho começa com uma análise dos requisitos de certificação e exigências necessárias a este tipo de aeronave; partindo deste ponto seguem os trabalhos de concepção da caverna. No início da concepção são definidos a geometria da caverna, material e as possíveis configurações. Para a definição da configuração da caverna são levados em conta critérios econômicos, tais como: processo de manufatura, peso estrutural e vida em fadiga. A configuração da caverna de pressão escolhida possui um domo esférico de baixa curvatura, a qual se mostrou a mais interessante por ocupar pouco espaço comparado com as demais configurações abordadas e ter uma distribuição de tensão quase uniforme. O desvio na tensão se deve à fixação da caverna na fuselagem, onde ée utilizado um anel de fixação, o qual facilita a união entre as partes devido esta solução prover maior espaço para a rebitagem. Após a definição da configuração, são feitas análises de tensões, análises de vida em fadiga e tolerância ao dano. Na análise de tensões, verificou-se a necessidade de aumentar a espessura do domo próximo aos locais onde existem concentradores de tensão. Sendo assim, foi definido que este deve ser fabricado com a maior espessura e posteriormente ser usinado quimicamente. Ao final do trabalho, foi possível obter uma configuração da caverna de pressão bastante simples, composta de um anel reforçador e um domo inteiriço, diferentemente de muitas soluções encontradas, onde o domo ée particionado, o que aumentaria o peso e a complexidade da estrutura.