O avião, além de ser um meio de transporte fantástico, é também uma notável ferramenta de trabalho. No mundo atual globalizado, há uma grande demanda por viagens a negócios ou lazer. Contar com uma aeronave executiva significa conforto, status e agilidade nos negócios. A seleção de um motor para equipar uma determinada aeronave é um processo muito importante já que os motores são o coração da aeronave, permitindo que esta cumpra a missão para a qual foi projetada, com um desempenho satisfatório. O processo de seleção de motores é iterativo, assim como o projeto de outros sistemas aeronáuticos. É necessário avaliar as tecnologias que estarão disponíveis, no que tange aos fatores custo, manutenção, ruído e consumo, cada vez mais importantes no mundo atual. Toda esta análise é balizada pelo estudo de mercado, que justifica o investimento no projeto da aeronave ao encontrar o nicho certo de mercado. Além do conhecimento técnico envolvido, esta dissertação tem como objetivo analisar as ferramentas utilizadas pela indústria aeronáutica no processo de seleção de motores, exemplificando o processo para determinada aeronave executiva.

Medidores de vazão tipo tubos de Venturi são amplamente utilizados nas indústrias aeronáuticas devido a sua construção simples, grande faixa de medição, menores perdas de carga e melhor precisão quando comparados a outros medidores de vazão mássica. Este trabalho consiste em realizar uma análise metrológica da calibração de tubos de Venturi utilizados para medir vazão mássica de sangria de ar de motores em aeronaves ("Bleed"). Neste contexto, é apresentado o estado da arte. A metodologia adotada foi o estudo de um modelo simplificado, comparado ao modelo completo e normalizado de tubos de Venturi, por meio de técnicas de diagnóstico de modelo de regressão. O procedimento de calibração usualmente empregado foi analisado e a análise metrológica foi conduzida por meio do estudo do processo de medição, dos dados da calibração e do modelo matemático estudado, incluindo as especificações técnicas da instrumentação utilizada na medição. Os resultados obtidos trouxeram benefícios mensuráveis na simplificação do procedimento de calibração, na identificação das principais fontes de incertezas (medidor de vazão mássica) e formulação de uma metodologia de projeto para especificação de tubos de Venturi, em função da aplicação e das especificações técnicas necessárias dos instrumentos de medição, que compõe todo o processo de medição de vazão mássica de ar em aeronaves.

O desempenho satisfatório de uma aeronave depende do bom desempenho de sua instalação motora e do projeto aerodinâmico. No entanto, as informações descrevendo as características de desempenho de motores instalados em uma aeronave são, na maioria das vezes, restritas ao fabricante/país desenvolvedor da tecnologia. Alguns indicadores da condição de desempenho de helicópteros e sua instalação motora são a potência de saída e o combustível consumido pelo motor. Usualmente, as informações de desempenho do motor são obtidas a partir de ensaios em bancada, ou seja, no solo, onde, na maioria das vezes as perdas de instalações não são representativas daquelas observadas em voo. Esta pesquisa tem como objetivo geral estimar o desempenho em voo de motores turbo-eixo instalados em helicópteros. Para atingir este propósito, o H-225M da fabricante Airbus é utilizado como helicóptero-exemplo. Os objetivos específicos deste estudo são: (i) determinar os parâmetros aerodinâmicos e propulsivos influentes no desempenho da instalação motora em sua plataforma final (helicóptero); (ii) elaborar um experimento para a coleta de dados de desempenho em voo; (iii) analisar os resultados utilizando Análise de Variância (ANOVA); (iv) obter um modelo matemático para o consumo e potência de saída do motor e verificar a capacidade de previsão deste modelo aos resultados experimentais. O método apresentado nesta pesquisa permite estimar, monitorar e simular o torque de saída e o consumo de combustível pelo motor mesmo em condições de potências parciais aplicadas, independente da condição de voo. O resultado pode ser utilizado ainda na produção de gráficos de consumo e potência do motor no voo à frente para o manual de operação de um helicóptero.

Dentre os sistemas que compõem uma aeronave não tripulada está o sistema de propulsão, conjunto formado pelo motor e a hélice. O ITA recentemente adquiriu motores a pistão de dois tempos com o objetivo de equipar o sistema de propulsão de um projeto de desenvolvimento de uma aeronave não tripulada e tendo a necessidade de levantamento de dados do sistema de propulsão, curva de torque, de tração e consumo específico de combustível, neste trabalho foi desenvolvido um banco de ensaio para executar ensaios estáticos e dinâmicos neste motor. Por razões de tempo e disponibilidades do túnel de vento, foi executado somente o teste estático do motor num sistema de propulsão. Pode-se comparar com os dados do fabricante com o sistema de propulsão desenvolvido, e ensaiado para um conjunto de quatro hélices, foi verificado que os dados reais, de potência e rotação máxima, estão abaixo dos dados fornecidos pelo fabricante.

O contexto deste estudo é relacionado com a perda de tração em um motor de uma aeronave de transporte. Neste caso, o motor falhado irá contribuir para perda de tração e aumento de arrasto, ocasionando voo assimétrico. Pela análise do envelope de voo, constata-se que, ao ocorrer uma perda parcial (até 45%), a velocidade e altitude da aeronave são mantidas, mas se ocorrer a perda total de um motor, a aeronave desce e perde velocidade. A trajetória da aeronave é calculada através de método numérico no qual se divide a descida em trechos, buscando uma razão de descida mínima em cada trecho até que esta seja igual a zero, onde a aeronave atinge sua nova condição de equilíbrio. De acordo com a análise de várias configurações de voo, observa-se que é necessário que o ângulo de derrapagem seja igual a zero para que o arrasto provocado pela perda de tração seja mínimo. Dois projetos de Piloto Automático (PA) são analisados: (i) PA de altitude, controlando a altitude através da deflexão no profundor; e (ii) PA latero-direcional, controlando o ângulo de rolamento - para que o ângulo de derrapagem seja igual a zero - através da deflexão dos ailerons, e a trajetória direcional, controlada através da deflexão do leme. Introduziu-se os efeitos do vento e verificou-se que o projeto do PA é estável e contribui para diminuir a carga de trabalho do piloto.

Este trabalho se propõe a simular a emissão de NOx na condição de decolagem, para motores de diversos fabricantes, usando o software de simulação de desempenho GasTurb (versão 10) e obter resultados próximos aos dados experimentais apresentados na planilha de certificação de emissões da ICAO (Organização Internacional de Aviação Civil). O GasTurb é utilizado sobretudo em cálculos do ponto de projeto e permite similar, numa única subrotina, vários motores. Mais que isso, objetiva-se apresentar os passos a serem seguidos para a avaliação dos ciclos completes de emissões (LTO), usando-se o GasTurb, embora não seja o objetivo dessa dissertação um estudo detalhado desses ciclos. Finalmente, mostra-se que um modelo empírico de emissões de NOx que depende apenas da pressão e temperatura de entrada na câmara de combustão (P3 e T3) prevê com boa confiabilidade as emissões experimentais desse poluente em combustores convencionais.