A computional model is developed for prediction of noise emission from na existing or new turbofan engine. This model allows the simulation of noise generation from high bypass ratio turbofan engines, appropriate for use with computational programs for gas turbine performance developed at ITA. Analytical and empirical methods are used for spectrum shape, spectrum level, overall noise and free-field directivity noise. The most significant noise sources in turbofan engines are modeled: fan, compressor, combustion chamber, turbine, jet (separate streams or mixed jet), with corrections for forward speed, atmospheric attenuation, ground reflection, and nacelle acoustic treatment (perforate liners). The procedures for component noise prediction are combined to yield total turbofan engine noise emission, as a funtion of engine operation condition and of observer (distance and directivity angle).

Este trabalho tem como objetivo mostrar a utilização de uma técnica para estimar o nível de ruído interno de uma aeronave, servindo como alternativa às limitações encontradas nos métodos determinísticos, tais como Elementos Finitos e Elementos de Contorno. Para a referida aplicação, foi utilizada a técnica Análise Estatística de Energia (SEA) para ruído na faixa de alta freqüência. Para auxiliar a execução do trabalho foi utilizada a ferramenta computacional baseada na teoria da técnica SEA, conforme Lyon & Dejong (1), para simulação de sistemas dinâmicos. Aplica-se a teoria SEA para revisão dos níveis de pressão sonora na cavidade interna de uma aeronave. Esta teoria ée utilizada, já que as análises de sistemas aeronáuticos devem ser realizadas para a investigação, considerando os modos de altas ordens. Assim, utilizando-se técnicas estatísticas, podem-se obter respostas dinâmicas num espectro de freqüência mais largo, com consideráveis níveis de aceitação, sem as limitações impostas por métodos determinísticos, citados acima. Neste trabalho são constituídos modelos da seção de uma fuselagem onde ocorre a fixação asa/fuselagem, para uma análise de sensibilidade da influência da localização de fontes, das fontes de ruído e da rigidez da estrutura. Desta maneira, pode-se comparar as respostas acústicas na cavidade de cabine para os casos em estudo. São realizados três grupos de simulação. O primeiro grupo de simulação visa analisar a importância da localização das fontes excitadoras no modelo. O segundo grupo tem como objetivo verificar a influência das fontes excitadoras. Já o terceiro estuda diferentes estruturas para verificar a influência da rigidez no nível de pressão sonora do interior da cabine.

Rastreamento de alvos ée a capacidade de estimar a posição de um ou mais alvos em tempos específicos, utilizando as medidas feitas por um ou mais sensores. As medidas geralmente não correspondem às posições reais do alvo, já que as mesmas são afetadas por ruído e erro sistemático (bias), ou podem fornecer informações incorretas devido à falha do respectivo sensor. As metodologias de rastreamento de alvos conhecidas são probabilísticas, no sentido de que elas têm a intenção de fornecer o valor esperado da estimativa, considerado premissas sobre o movimento do alvo e o conjunto de medidas disponível. Em algumas aplicações, no entanto, as informações sobre outros valores possíveis (ou prováveis) ée potencialmente mais útil ou pode ser usada para complementar a informação do valor esperado. Este ée particularmente o caso de aplicações de predição, onde posições futuras do alvo (ou mais especificamente, posições após a última medida) precisam ser rastreadas. A proposta deste trabalho ée prover uma abordagem possibilística em rastreamento de alvos, através do uso de dados fuzzy. Ao invés de fornecer apenas o valor esperado da estimativa, o método proposto ée capaz de prover informações sobre os valores possíveis, classificados segundo um critério de relevância. Esta informação pode ser valiosa já que a informação sobre valor esperado pode diferir consideravelmente da trajetória real sendo executada (ou que será executada) pelo alvo.

Modelos para a previsão de ruído gerado por motores a jato, como turbofan de alta razão de bypass, são utilizados neste trabalho. Estes modelos, em conjunto com programas computacionais desenvolvidos no ITA, simulam a geração de ruído em cada componente do motor e, então, determinam o ruído total irradiado. Métodos empíricos são utilizados na determinação do nível de pressão sonora para cada banda de 1/3 de oitava, em função da direcionalidade da fonte de ruído e da distância do observador até a fonte. A importância da previsão de ruído gerado por motores aeronáuticos é ressaltada, sobretudo nos critérios que tangem a certificação de aeronaves comerciais. Os componentes principais a serem estudados são: fan/compressor, câmara de combustão, turbina e bocal propulsor (jato simples). Resultados para jatos simples são comparados com dados da literatura e para um motor tipo turbojato novo são obtidos. A simulação de funcionamento do motor completo, para gerar dados do escoamento para o cálculo do ruído, é comentada. Os dados de propriedades do escoamento e de projeto do motor são feitos de modo a obterem as informações necessárias a cada modelo de previsão de ruído. Os modelos utilizados para previsão de ruído de compressor, de câmara de combustão, de turbina e de jato simples são respectivamente NASA TM-195480, SAE ARP-876D, NASA-ANOPP e ESDU Item 98019. Um módulo capaz de calcular o nível de ruído produzido por um motor é incorporado ao programa de simulação numérica de funcionamento de turbinas a gás, sendo capaz de predizer os níveis de ruído em condições de operação fora do ponto de projeto. Espera-se, com isto, obter informações importantes sobre ruído, na fase de projeto do motor e/ou para subsidiar proposições para a sua redução.

A importância de se desenvolver aeronaves com baixos níveis de ruído interno e externo já é uma cultura generalizada na comunidade aeronáutica e de aviação. Aeronaves ruidosas podem ser simplesmente banidas de operar em determinados aeroportos ou pagar taxas maiores para poder operar em vários outros. Neste contexto, para auxiliar o projeto de aeronaves menos ruidosas, o presente trabalho ocupa-se com o desenvolvimento de uma ferramenta numérica para estimação de ruído externo gerado por motores turbofan instalados em aeronaves. Um código computacional foi desenvolvido seguindo a metodologia de alguns relatórios NASA TM-X para fornecer uma estimativa de ruído em volta da aeronave em distâncias desejadas pelo usuário. Cada relatório aborda um componente específico do motor, a saber, entrada de ar, câmara de combustão, turbina e bocal de exaustão. O código foi implantado na plataforma MATLAB visando à integração com rotinas de projeto e otimização já existentes, escritas nesta linguagem. O código foi validado com uma comparação com a metodologia ESDU e com um trabalho semelhante desenvolvido na Universidade de Berlin, e suas aplicações em projeto de aeronave são exemplificadas e discutidas no presente trabalho.

A redução dos impactos ambientais ocasionados pela operação de aeronaves vem sendo alvo de interesse. Neste contexto, insere-se a redução dos níveis de ruído permitidos em pousos e decolagens devido ao crescimento do número de residências próximas a aeroportos. Nessas regiões, há sensores estrategicamente localizados capazes de medir o ruído, acarretando pesadas multas aos operadores caso desrespeitem certos limites. Isto exige que sejam encontradas alternativas para aeronaves cujos projetos são antigos, quando limites impostos pelas autoridades aeronáuticas eram mais brandos. Uma medida é atuar sobre os comandos da aeronave, executando procedimentos de decolagem e pouso com nível de ruído percebido EPNL ("Effective Perceived Noise Level") em dB reduzido. Neste trabalho analisa-se a trajetória de decolagem em busca de uma solução ótima que minimiza o ruído no ponto de interesse nesta fase de vôo. A dinâmica do problema é modelada através de equações diferenciais de movimento tridimensional e massa da aeronave concentrada, sem levar em conta sua dinâmica de corpo rígido já que esta não influencia no modelo de predição de ruído. Considera-se como fonte de ruído apenas os motores. Através de restrições não lineares, garante-se que a trajetória otimizada respeita limites físicos da aeronave. A atmosfera é modelada sem vento e segue o modelo de atmosfera padrão da ICAO, amplamente utilizado pela indústria em cálculos de desempenho. Por sua vez, o modelo dos motores é construído com curvas de tração em função de altitude e Mach de vôo, as quais provêm de dados conhecidos de motores reais, cujos valores serviram para ajustar um modelo termodinâmico teórico de motor turbojato. Parâmetros do modelo como a massa da aeronave, suas dimensões e suas características aerodinâmicas foram tomadas de um avião bimotor a jato de pequeno porte, cujos dados foram encontrados na literatura. Isto torna o modelo fisicamente similar à aeronave Bombardier Learjet 25.

Neste trabalho apresentamos um estudo sobre técnicas de classificação com uso de conjunto representativo. Existem diferentes técnicas aplicadas à classificação, sendo uma das principais vantagens da classificação com conjuntos representativos a simplicidade de implementação e de entendimento. Porém, para a composição deste conjunto, ainda existem dificuldades a serem abordadas. Neste trabalho estamos interessados em três destas dificuldades que consideramos importantes, que são a escolha do tamanho do conjunto representativo, a distribuição dos vetores representativos entre os grupos/classes e como evoluir este conjunto com uma menor dependência de seu estado inicial. A maneira como estas dificuldades são enfrentadas atualmente é discutida através de uma revisão bibliográfica onde apresentamos trabalhos relacionados. Um dos produtos deste trabalho é a proposta de uma alteração no método de aprendizado Growing Neural Gás (FRITZKE, 1995) para que permita a classificação reduzindo a influência dos problemas abordados, o qual foi testado com problemas de classificação largamente conhecidos, e também demonstrado com a implementação de um estudo de caso de reconhecimento de voz. Com base nos testes apresentados foi possível verificar que o método proposto é eficiente na abordagem dos problemas considerados, atingindo níveis de precisão comparáveis aos de outros métodos de classificação com menor necessidade de conhecimento prévio dos dados.

This work investigates the numerical prediction of the compression after impact behavior of woven composite laminates. Intralaminar and interlaminar damage prediction of the composites lay-ups are evaluated using a proposed damage model implemented as user defined material on ABAQUS Explicit multipurpose FEM code. The numerical models are developed using finite elements method with two different modeling approaches. The Single Shell Model (SSM) used only shell elements to model the laminates and the delamination effects are neglected. To add the delamination effects on the numerical model the Split Shell Model (SpSM) is developed using a delamination contact-logic to predict the out-of-plane effects using the shell elements to model the sub-laminates. An experimental programme is carried out to validate the proposed damage modeling methodology. The proposed damage model and the modeling methodologies prove to be capable of reproducing experimental results with good accuracy for the impact tests and Compression After Impacts (CAI) tests.

The objective of this work is to present a methodology to predict the maximum lift of clean twisted wings. To this end, a methodology that couples aerodynamic input data from airfoils with a modified Weissinger method is implemented in a computational tool package. The model considers wings with break, sweep, and dihedral, whereas geometric and aerodynamic twists are properly considered by means of an interpolation technique. The analysis and validation procedure of the methodology is presented. A comparison with available data confirms both robustness and accuracy of the proposed numerical method.

Motores foguetes a propelente sólido de um artefato militar (Sistema Balístico Ar Terra, SBAT 70mm) foram utilizados em estudo comparativo de envelhecimento natural e acelerado confinados, semi e abertos. Sendo que um deles, além do tempo (10 anos) em estocagem em paióis da FAB-Força Aérea Brasileira, ainda foi submetido a um programa de envelhecimento acelerado. Após este processo de envelhecimento artificial dos motores ter sido concluído, os foguetes do artefato foram desmontados sendo então retiradas amostras dos grãos propelentes sólidos compósitos as quais foram conduzidas para análises físico-químicas pela aplicação de técnicas de análise térmica, mais especificamente, termogravimetria (TGA) e calorimetria exploratória diferencial (DSC). Concomitantemente, amostras do grão propelente sólido não confinadas também foram submetidas a ciclos de envelhecimento artificial semelhante ao do motor. Estas amostras apresentaram mudanças nas propriedades térmicas semelhantes àquelas encontradas na literatura para as amostras não-confinadas. Essas mudanças, caracterizadas principalmente pelas propriedades energéticas, indicam que o compósito instalado no motor tem uma vida útil pré-determinada que leva em conta os parâmetros balísticos de projeto do motor correspondente, sendo a principal delas o desempenho em voo. Observou-se uma queda na variação de entalpia (?H) da fase exotérmica da curva DSC de amostras do grão o que indica possíveis alterações na performance do motor, especialmente um aumento do Erro Circular Provável (CEP), que é o principal parâmetro de qualificação do artefato impulsionado pelo motor estudado nesta pesquisa. Da mesma forma, houve uma queda do valor absoluto da energia de ativação (Ea) na decomposição térmica do material envelhecido. Ainda foram realizados ensaios de natureza mecânicas de formulação semelhante à utilizada no motor do SBAT, envelhecida artificialmente sob diferentes condições. Foram avaliadas as seguintes propriedades mecânicas: resistência máxima à tração, módulo elástico ou de Young, alongamento na região elástica, alongamento de ruptura e dureza. Verificou-se uma variação nas propriedades mecânicas com o incremento de temperatura e tempo de envelhecimento acelerado, o que indica um possível aumento na densidade de ligações cruzadas nas amostras estudadas. O processo de envelhecimento do grão é intrínseco às suas matérias primas e processamento de obtenção.