Um método integrado para a estimativa das cargas aerodinâmicas atuando simultaneamente nos principais componentes da aeronave foi desenvolvido. Efeitos mútuos de interferência entre asa, fuselagem e empenagem foram considerados. Para atender aos anseios da indústria, este processo é adequado para a estimativa de cargas internas, como esforços cortantes, momentos fletor e torsor, atuando nos principais componentes da aeronave durante a etapa de projeto conceitual. Um aspecto importante é o nível de automação, o qual foi reforçado com o objetivo de adaptar o método a processos de otimização de projeto automatizados. Através de comparações com métodos disponíveis na literatura, a eficácia do método descrito neste trabalho foi analisada.

Atualmente o desenvolvimento de produto deve ser totalmente orientado ao mercado para aumentar o desejo de consumi-lo e conseqüentemente o seu valor. Isto não é diferente para o caso de aeronaves. Uma maneira de aumentar o interesse do mercado por uma aeronave é desenvolvê-la minimizando o seu custo de ciclo-de-vida (CCV). Uma aeronave que apresenta um reduzido custo de ciclo-de-vida é mais economicamente eficiente. Neste trabalho, uma introdução ao custo do ciclo-de-vida é apresentada e o conceito de desenvolvimento Design For é aplicado visando a minimização do custo do ciclo-de-vida (CCV) de aeronaves durante as fases conceitual e preliminar do desenvolvimento. A técnica de diagrama de redes para modelar as relações entre as variáveis significativas e os custos (ou direcionadores de custo) que compõem o CCV é utilizada. A engenharia simultânea também é introduzida pois esta abordagem de desenvolvimento depende, para ser realizada, de um alto grau de integração entre os times de engenharia. Por fim, a importância de uma ferramenta computacional para operacionalizar o modelo de desenvolvimento implementado em diagrama de redes é evidenciada e um exemplo de aplicação computacional, baseado num modelo de custo de ciclo-de-vida é apresentado.

Quando o negócio da empresa gira em torno de um produto extremamente técnico, como no caso da aviação, inevitavelmente as diversas incertezas em cada fase também precisam ser avaliadas na profundidade exigida pelo produto. Inevitavelmente, ferramentas antes utilizadas no projeto detalhado passam por adequação para o uso antecipado nas fases de concepção do produto. Então, abordando parte do processo de concepção de uma aeronave, este trabalho traz um estudo de caso onde ferramentas de engenharia são aplicadas de forma extremamente prática, vislumbrando o entendimento das possíveis restrições técnicas para prever a viabilidade estrutural de um conceito proposto. O estudo apresenta um ciclo de projeto e análise estrutural de pilone em projeto conceitual de uma aeronave com conjunto propulsivo no cone de cauda. Ao início foi desenvolvida uma metodologia simplificada para obtenção dos carregamentos na região em estudo. Ao longo do trabalho foram realizadas análises pelo Método dos Elementos Finitos nos programas Catia V5 e Nastran for Windows. Por fim, diversas disposições estruturais de pilone em alumínio foram propostas e analisadas, concluindo em uma estrutura final eficiente que servirá para as próximas fases do projeto da aeronave.

Este trabalho possui como objetivo primário a obtenção de um controlador robusto para uma arremetida baseado em controle robusto H"infinito". Um modelo matemático de corpo rígido para o movimento longitudinal foi desenvolvido e expresso no eixo aerodinâmico e no eixo do corpo, os quais mostraram sutis diferenças para o valor singular. Adicionalmente, os projetos foram desenvolvidos com crescente grau de complexidade ao longo do trabalho com o intuito de verificar a influência de cada parâmetro classicamente citado na literatura para um projeto de controle robusto H"infinito". Modelagens para incertezas da planta, estas enumeradas ao longo do texto, funções de performance, funções de perturbação, dinâmicas de profundor e motor, além de penalidades para atuação dos controles são abordados ao longo da dissertação. Como base para a comparação entre os controladores obtidos em cada projeto realizado, respostas no domínio da frequência e simulações em modelo não linear foram utilizados. Como primeiro resultado mostra-se que a descrição do movimento em diferentes eixos não levou a diferenças significativas no controlador projetado, sendo portanto independente do eixo de descrição do movimento. Adicionalmente, verifica-se como ponto crítico do movimento de arremetida o transiente inicial no qual o ângulo de ataque assume valores altos, podendo levar ao estol. Para mitigação foi proposto a utilização de estrutura com dois graus de liberdade para o controlador, sendo concluído que devido ao movimento ser uma arremetida e o controle utilizado ser através da atitude q, um segundo grau de liberdade leva à melhores resultados com significativa redução do ângulo de ataque máximo. Como continuação do trabalho, observa-se a importância da inserção da perturbação por vento junto ao espaço de estados da planta, o que diminui a função custo da norma H"infinito", o que facilita a obtenção de robustez segundo critérios divulgados na literatura. Adicionalmente, mostra-se que a diminuição dos requisitos de performance não influiu significativamente nos resultados de simulação, porém, contribuiu para obtenção de robustez. Mais um ponto abordado foi a obtenção de um controlador , sendo mostrado que a inserção de penalizações da atuação do profundor e a contemplação da dinâmica do mesmo são necessárias para evitar atuações demasiadamente oscilatórias da superfície de comando, o que ocorre a medida que iterações D-K são realizadas. Com base no controlador com melhor relação entre performance e robustez, obtiveram-se simulações utilizando o modelo de vento de Dryden para diferentes direções de entrada na planta. Por fim, estas simulações comprovaram a eficiência da metodologia baseada na norma H"infinito" para obtenção de controladores de arremetida, isto ocorrendo mesmo diante de rajadas severas de vento, sendo ainda constatado que a entrada da perturbação pela cauda configura a situação mais adversa para a aeronave.

A busca por técnicas que permitam aumento da eficiência do desenvolvimento de projetos é fundamental para sobrevivência de qualquer corporação. Neste sentido é proposto o uso de "Model-Based-Design" como forma de reduzir tempo e custo dispendidos no desenvolvimento de sistemas. Este trabalho traz um exemplo de aplicação dos princípios do "Model-Based-Design" no projeto de um controlador de piloto automático, passando pela modelagem da planta, especificação de requisitos, projeto do controlador e verificação e validação do sistema, ilustrando as vantagens obtidas a partir da utilização de modelos no aumento do nível de maturidade dos requisitos.

Esta dissertação tem como objetivo principal realizar o projeto conceitual de um novo motor turbofan, a partir dos requisitos propostos para uma aeronave executiva de alto desempenho. De forma paralela, apresenta uma metodologia para o projeto conceitual de motores turbofan. A aeronave em estudo possui grande alcance e grande velocidade de cruzeiro e assim, o trabalho apresentado visa minimizar as dimensões físicas e o consumo específico do motor. A partir da recepção e interpretação dos requisitos, as principais variáveis do ciclo termodinâmico do motor, nominalmente a temperatura máxima da câmara de combustão, a razão de passagem, a razão de pressão do fan e a razão de pressão do compressor deste motor, são avaliadas através de análises paramétricas e um ou mais ciclos que atendam aos requisitos de consumo específico máximo são escolhidos. Na sequência, a vazão mássica de ar do motor necessária para o cumprimento dos requisitos de tração e as perdas em tração e consumo específico, resultantes da instalação deste motor na aeronave proposta, são calculadas. Por fim, um motor conceito é obtido e seus diagramas de tração máxima, consumo e tração específicas, vazão mássica máxima de ar e desempenho em condição de cruzeiro são apresentados. O trabalho faz uso extensivo das rotinas computacionais ONx e AEDsys, disponíveis em uma das referências bibliográficas, para facilitar o cálculo do desempenho do ciclo termodinâmico em seu ponto de projeto e fora deste.

No desenvolvimento de uma nova aeronave o fabricante tentará obter os melhores resultados possíveis em termos de desempenho para que esta seja mais competitiva e tendo bons resultados operacionais. Com este objetivo um fabricante de aviões irá tentar obter os melhores rendimentos possíveis no ciclo de ar condicionado e tentará também criar condições para que isso aconteça. Porém para alguns processos do ciclo, uma melhora no rendimento trará uma melhora mais significativa no coeficiente de performance do ciclo, que para outros. Com o objetivo de medir essa influência dos rendimentos de cada processo no resultado final do ciclo, desenvolveu-se uma ferramenta para facilitar o cálculo dos ciclos simples, bootstrap e misto, tornando a variação dos dados de entrada e a obtenção dos resultados finais fácil e rápida. E através desta ferramenta foram analisados os efeitos das variações dos parâmetros de voo e cabine, variação da porção de trabalho destinado ao compressor secundário, variação dos rendimentos de cada processo no desempenho final do ciclo e, além disso, foi analisado como o desempenho do ciclo se comporta numa missão típica de uma aeronave comercial. Os resultados mostraram que os ciclos bootstrap são os que apresentam os melhores coeficientes de performance, que o rendimento do compressor do motor, apesar não fazer parte da máquina de ar condicionado é o que tem a maior influência no resultado do ciclo, e que com a altitude o COP apresenta grande variação, devido a queda da temperatura ambiente, apresentando resultado divergente do COPP, devido ao grande aumento do trabalho de pressurização.

Após uma introdução sobre o processo de certificação, este trabalho apresenta uma metodologia para a análise de flutuabilidade requerida em algumas aeronaves. Nesta metodologia, um modelo tridimensional feito no programa CATIA é utilizado junto com informações de peso e centro de gravidade da aeronave para gerar uma projeção da linha que separa as parcelas submersa e não submersa da uma aeronave, após um pouso sobre a água. O procedimento é aplicado na aeronave EMBRAER EMB-500, como parte de seu processo de certificação. O resultado é avaliado e dele surge a necessidade do desenvolvimento de um dispositivo para auxiliar a aeronave no cumprimento de seus requisitos de flutuabilidade: a barreira d';água. O desenvolvimento desta barreira d';água é apresentado e sua utilização de forma a garantir que os requisitos de flutuabilidade sejam atendidos também é analisada.

Este trabalho tem como objetivo o estudo, implementação e validação de métodos semi-empíricos utilizados para estimar as derivadas de estabilidade estáticas longitudinais de uma aeronave regional ainda em sua fase de anteprojeto. Estas derivadas são importantes para se avaliar as características de estabilidade e controle de uma aeronave. Para isso, foi elaborado um código computacional, desenvolvido em linguagem Matlab, tendo como base para o cálculo das derivadas a metodologia ESDU. Nos pontos onde esta metodologia não apresentou exatidão, dois outros procedimentos de cálculo foram utilizados, desenvolvidos: (i) pelo Prof. Dr. Jan Roskam e (ii) pela NASA, relatado no NASA TND-6800. A geometria da aeronave é inserida como dados de entrada do programa/código, que calcula as derivadas considerando a contribuição de cada componente da aeronave e efeitos aerodinâmicos. Os resultados obtidos são comparados a resultados experimentais provenientes de ensaio em túnel de vento, com o objetivo de validar a metodologia.

Esta dissertação apresenta o desenvolvimento das primeiras etapas do projeto conceitual de uma aeronave de combate. Estas etapas compreendem a análise dos requisitos iniciais de desempenho; a definição das missões típicas a serem realizadas pela aeronave; o dimensionamento inicial; a estimativa dos coeficientes aerodinâmicos e uma análise preliminar de desempenho visando a verificação do atendimento dos requisitos.