Este trabalho tem por objetivo principal informatizar as atividades do cálculo do Nível de Ruído Efetivo Percebido ("EPNL"- Effective Perceived Noise Level) do ruído externo de avião. Essa ée uma ferramenta importante que passa a estar disponível no CTA/IFI/CAvC. A metodologia utilizada está totalmente baseada nos itens 4 e 9 e respectivos sub-itens do Anexo 16, Volume I da Organização de Aviação Civil Internacional (OACI ). Os resultados obtidos são satisfatórios, concordando em menos de 0,7 % com os resultados obtidos por firma estrangeira de consultoria em ruído aeronáutico.

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.

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.

A Computational Aeroacoustics (CAA) and a novel semi-empirical model is developed for predicting the noise generated by the jet flow through dual stream (coaxial) nozzles, as found in modern turbofan engines. The acoustic source model was developed in a 2D and 3D framework, based on the Lilley's Equations, following the traditional MGBK method from NASA Langley Research Center. The semi-empirical model was based on the Four-Source model from the Institute of Sound and Vibration (ISVR). This suite of methodologies provided a mean of investigating the mechanisms of noise generation and propagation of subsonic coaxial jet flows, as well as the noise prediction at different operating conditions. The work done contributed to the development and improvement of a numerical tool for jet noise prediction of dual-stream exhaust systems, commonly employed in turbofan engines. Such research also subsidies the improvement of semi-empirical methods used in the Center of Reference in Gas Turbine (ITA) for the noise prediction of turbofans in all operating conditions.

Alguns setores da indústria aeronáutica encontram-se em fase de estudo para uma nova e muito exclusiva categoria de aviação executiva, designada por Ultra Rápida de Longo Alcance. Tais aviões seriam capazes de cruzar distâncias da ordem de 4.500 milhas náuticas em velocidades supersônicas, levando não mais do que 12 passageiros. Esta tendência, contudo, é ameaçada por um antigo problema que assola essa indústria desde sua infância: o ruído gerado durante as operações aeroportuárias. Neste caso agravado pelo sistema propulsivo adotado em aeronaves supersônicas. Este trabalho visa otimizar a trajetória de decolagem de um jato supersônico executivo hipotético, tendo como objetivo a minimização do Nível Efetivo de Ruído Percebido por um observador situado imediatamente abaixo à trajetória do avião, de acordo com os requisitos de homologação aeronáutica. As entradas de controle estudadas são somente de natureza aerodinâmica, o que é modelado pela variação do coeficiente global de sustentação (CL), segundo leis matemáticas de parametrização. O modelo adotado para o ruído total da aeronave assume o jato de exaustão dos motores como a fonte acústica dominante.

As normas cada vez mais exigentes de conforto acústico de passageiros em aviões comerciais demandam estudos detalhados das características vibro acústicas de subsistemas estruturais, e o desenvolvimento de técnicas para eliminação e controle do ruído acústico e vibracional em cabines aeronáuticas. Entre os subsistemas utilizados no controle do ruído acústico, os painéis com revestimento visco-elástico e as placas reforçadas são as estruturas mais comumente utilizadas na indústria aeronáutica. Vários estudos têm sido realizados com o objetivo de caracterizar as propriedades do ruído interno em cabine de aeronaves, associado ao ruído irradiado pela vibração estrutural bem como o ruído externo gerado pelos motores. O presente trabalho discute o problema da modelagem vibro-acústica em painéis através da técnica de Análise Estatística Energética (ou "Statistical Energy Analysis-SEA") e sua utilização na predição do campo sonoro irradiado por essas placas (Lyon, DeJong, 1995). Neste trabalho considerou-se a utilização do aplicativo comercial AutoSEA para análise do problema de acoplamento fluido-estrutura. Para o desenvolvimento, foram gerados dois modelos vibro-acústicos. O primeiro modelo simulou dois ambientes acústicos separados por uma placa simples e o outro simulou dois ambientes acústicos separados por uma placa reforçada. Uma fonte acústica primária foi colocada num dos ambientes que através de uma excitação especificada acionou a placa isoladora fornecendo a resposta acústica no outro ambiente, e desta maneira caracterizou as propriedades de transmissibilidade da placa isoladora para os dois modelos. A técnica da Análise Estatística Energética apresenta vantagens sobre os outros métodos numéricos existentes, pois os custos são menores e o modelo foi criado em um tempo computacional muito menor. Pôde-se observar o comportamento da transmissibilidade com a adição dos reforçadores e de outros parâmetros importantes para o estudo bem como a melhor forma de melhorar as características do sistema.