Este trabalho discorrerá, brevemente, sobre algumas características da aeronave desenvolvida durante o Programa de Especialização de Engenharia (PEE2008), focando na empenagem vertical como componente principal a ser estudado. Será mostrado detalhadamente, como foi escolhido o caso crítico de carga, a matriz de decisão utilizada para direcionar a escolha do material para a empenagem vertical e também o modelo de elementos finitos. Apresentará a metodologia desenvolvida para seleção das zonas de laminação e para otimização da sequência de empilhamento de laminados em material composto. Durante os passos de otimização, será utilizado somente o índice de flambagem como restrição para o caso crítico de carga. Na primeira etapa de otimização estrutural, a estratégia de modelagem de zonas de laminação sobre o modelo de projeto é aplicada em grupos de quatro elementos adjacentes que tem a mesma sequência de empilhamento e somente uma variável de projeto referente a espessura. O critério de gradiente de espessura é utilizado para reagrupar as zonas de laminação após cada ciclo, até a convergência final, quando não é mais possível o agrupamento dos elementos. Uma vez que o conjunto de zonas de laminação é definido, o modelo de elementos finitos (FEM) será reorganizado e variáveis de projeto discretas referentes aos ângulos e espessuras das lâminas são associadas às propriedades dos laminados, de tal forma que a sequência de empilhamento é otimizada, gerando como resultado final um laminado com continuidade entre as zonas. Os resultados mostram que a estratégia é muito eficaz para o projeto de otimização em estruturas aeronáuticas de materiais compostos. O software de otimização GENESIS foi utilizado em todas as otimizações neste trabalho, mas a metodologia que será apresentada é genérica e pode ser utilizada por outros softwares.

O presente trabalho é motivado pelo fato da Montagem de Material Compósito ser um processo que envolve uma qualificação especializada e onerosa para a EMBRAER. Para reduzir os custos operacionais e aumentar a competitividade do avião Legacy 450/500, foi realizado esse trabalho com o objetivo de executar e qualificar o processo de furação automatizada dos revestimentos das empenagens horizontais e verticais dos protótipos do Legacy 450/500. Este trabalho descreve detalhadamente a abordagem de implantação dessa solução com o uso dos conceitos DIP, 3P e automação. Disserta também sobre a implantação da abordagem Design for Automation (DFAut) na empresa, com a seleção e registro das lições aprendidas ao longo do desenvolvimento do trabalho, em particular, na eliminação de máscaras de furação, na análise de reforçadores de nervura e o uso do mock-up de madeira para validar a programação CN. As lições aprendidas são usadas para a elaboração preliminar de um guia de diretrizes DFAut que possa ser utilizado em projetos futuros pela empresa. Por fim, são identificados e discutidos os benefícios da aplicação da solução automatizada expressos em termos quantitativos e qualitativos.

Estudo dos efeitos aerodinâmicos de uma configuração canard-asa desenvolvida para uso em um treinador avançado militar utilizando método dos painéis com enrolamento de esteira (VSAERO). Análise de alguns comportamentos aerodinâmicos como: determinação da distribuição de sustentação ao longo da envergadura para a asa e para o canard, estimativa do Cl máximo da asa e do canard, influência do vórtice de ponta do canard nas características aerodinâmicas da asa, determinação da distribuição de Cp ao longo da corda em algumas estações da semi-asa e determinação da sustentação em função do ângulo de ataque para varias posições, diedros e deflexões do canard na condição de vôo baixo subsônico.

Novos equipamentos têm sido desenvolvidos para medição de coordenadas de grandes volumes. Em especial os equipamentos que utilizam tecnologias ópticas a laser oferecem exatidões superiores a décimos de milímetro e grande flexibilidade de medição. Este trabalho trata sobre o iGPS (indoor Global Positioning System), projetado para a medição de grandes volumes, mas com poucos estudos a respeito de sua confiabilidade metrológica em aplicações aeronáuticas. Assim, levando em consideração um procedimento genérico de medição, verifica-se que diversos fatores podem influenciar significativamente a exatidão de seus resultados. A partir de uma rápida explicação e comparação dos sistemas de medição de grandes volumes utilizados na atualidade, este trabalho demonstra o funcionamento do sistema iGPS, assim como os respectivos experimentos realizados para avaliá-lo. Posteriormente, é apresentada e avaliada análise das incertezas envolvidas no sistema de medição iGPS. Finalmente, é realizada a análise de um caso prático relacionado com o processo de montagem de seções de fuselagem, usando o equipamento em questão.

Neste trabalho apresenta-se uma metodologia para a estimativa dos efeitos de interferência aerodinâmica sobre empenagens devido a jatos turbulentos, subsônicos e aquecidos. Primeiramente emprega-se um método de diferenças finitas para resolver numericamente as equações de Reynolds com as aproximações de camada limite. As equações de reynolds são resolvidas simultaneamente com a equação diferencial parcial oriundado modelo (K) da energia cinética turbulenta desenvolvido por Prandtl. Desta forma são calculados o campo de velocidade e de temperatura resultante. Na segunda etapa modela-se o campo de velocidade radial induzido pelo jato através de uma distribuição linear de sumidouros. Esta distribuição é utilizada com o "Vortex Lattice Method" no cálculo da interferência aerodinâmica sobre uma empenagem horizontal. Finalmente, são obtidas as curvas de sustentação de uma empenagem horizontal em função das principais variáveis do escoamento do jato.

As caudas-T constituem uma importante configuração aerodinâmica e estrutural presente em muitos jatos executivos, aeronaves comerciais e principalmente grandes cargueiros. Devido às suas características dinâmicas, as caudas-T tendem a ser mais críticas com relação ao flutter do que as caudas convencionais. Por isso foram realizados estudos paramétricos acerca do enflechamento, rigidez em torção e flexão da empenagem vertical, posição da linha elástica, momento de inércia de massa, rigidez em arfagem e outros que mostraram a sensibilidade da velocidade de flutter a cada parâmetro e sua relevância em um projeto. As forças estáticas atuantes na empenagem horizontal devidas ao ângulo de trimagem do estabilizador alteram significativamente o comportamento aeroelástico de uma cauda-T. Softwares de análise de flutter difundidos na indústria aeronáutica como o MD/Nastran falham em não considerar as forças de sustentação estática. No decorrer deste trabalho buscou-se compreender por que o fenômeno da sustentação estática influencia tanto na velocidade de flutter de uma cauda-T. Também foram levantados quatro métodos distintos que levam em conta este fenômeno nos cálculos aeroelásticos. Um deles foi escolhido e implementado num modelo genérico de cauda-T empregando o software MD/Nastran. Os resultados mostraram que a velocidade de flutter, em alguns casos, pode ser reduzida em mais de 20% por conta do efeito da sustentação estática. A tendência de comportamento do modelo aeroelástico com sustentação estática foi comparada a experimentos da literatura e houve concordância aceitável. Paralelamente, estudou-se o efeito do diedro da empenagem horizontal no flutter e foi constatado que as cargas aerodinâmicas provenientes de diferentes diedros são as principais responsáveis por mudanças significativas no flutter. A deformação estática do estabilizador também causa mudança temporária de diedro, o que pode agravar o acoplamento de flutter da cauda-T. Estes são os principais aspectos abordados neste trabalho.

O empenamento de um componente mecânico pode ser definido como a distorção geométrica quando o material é submetido a um estado de desequilíbrio das tensões iniciais ou residuais internas, estando livre da ação de forças e vínculos externos. Depois de empenada, a peça apresenta novamente novo estado de equilíbrio de tensões, obtido agora com a nova configuração geométrica, ou seja, a distorção. Essas tensões residuais resultam da interação entre tempo, temperatura, deformações e microestrutura em processos termo-mecânicos. O propósito deste trabalho consiste em apresentar uma comparação entre dois algoritmos numéricos usados para converter remoção de camadas e deflexão de viga associada em níveis de tensões residuais longitudinais e transversais da matéria-prima, induzidas durante o processo de laminação. Neste trabalho é empregado o método dos elementos finitos, utilizando os pacotes comerciais MSC.Patran e MSC.Marc para predizer o empenamento em peças usinadas. As tensões residuais da matéria-prima, obtidas pelo Método de Remoção de Camadas e usando Algoritmos de Flavenot e Flavenot Modificado (teoria presente), são aplicadas como input no modelo de elementos finitos para realizar a simulação do empenamento em peças. São feitas comparações entre as flechas previstas pelo Algoritmo Clássico de Flavenot e Algoritmo Modificado com as flechas medidas experimentalmente. Constata-se que as tensões residuais obtidas pelo Algoritmo de Flavenot não são plenamente satisfatórias, uma vez que as flechas calculadas via MEF não correspondem adequadamente aos valores obtidos nos ensaios de remoção de camadas. Para verificação final da eficiência da metodologia desenvolvida partiu-se para a predição e análise do empenamento de uma peça real fabricada a partir de placas laminadas em alumínio aeronáutico, sujeitas a um estado inicial de tensões residuais. É usado o Algoritmo de Flavenot Modificado, desenvolvido neste trabalho, para a determinação das tensões residuais longitudinais e transversais da matéria-prima. São feitas comparações entre o empenamento calculado e os valores medidos em pontos escolhidos desta peça. A comparação entre a deformação obtida pelo modelo de elementos finitos e a deflexão real medida na peça, apresenta valores próximos, demonstrando a boa precisão do algoritmo numérico modificado. O algoritmo desenvolvido neste trabalho mostra-se mais adequado que o classicamente usado. Com tais informações dos níveis e perfil das tensões residuais torna-se possível, na fase que antecede a fabricação, incorporar estes valores em modelos de elementos finitos para simular o empenamento das peças e também prover um melhor entendimento do processo de manufatura. Com o controle do empenamento, garante-se que os produtos sejam fabricados com uma baixa vulnerabilidade relativa, propiciando competitividade e preço.

Simulações dos escoamentos aerodinâmicos sobre um foguete de sondagem típico são apresentadas. Freqüentemente, os foguetes de sondagem utilizam mais de um conjunto de empenas e necessitam que essas empenas possuam um tamanho razoável. A fim de lidar com esse tipo de configuração, o presente trabalho faz uso de uma nova metodologia, que combina simultaneamente malhas multibloco Chimera e justapostas na discretização do domínio computacional. Os escoamentos de interesse são modelados utilizando as equações de Euler em três dimensões e o trabalho descreve os detalhes dos procedimentos de discretização, os quais utilizam uma abordagem de diferenças finitas para malhas estruturadas multibloco que se conformam ao corpo simulado. O método é utilizado para calcular a aerodinâmica de um veículo de sondagem atualmente em desenvolvimento. Os resultados indicam que a presente metodologia pode ser uma ferramenta poderosa de análise aerodinâmica e de projeto.