The present work discusses the application of neural networks for the accurate prediction of aerodynamic coefficients of airfoil and wing-body configurations. Meta-models based on neural-network are able to handle non-linear problems with a large amount of variables. In this highlight, an efficient methodology employing neural networks for predicting aerodynamic coefficients of generic aircraft was developed. Basic aerodynamic coefficients are modeled depending on angle of attack, number of Mach, Reynolds number, and the lift coefficient of the configuration. A database is provided for the neural network, which is initially trained to learn an overall non-linear model dependent on a large number of variables. A new set of data, which can be relatively sparse, is then supplied to the network to produce a new model consistent with the previous model and the new data. The new model is able to accurately estimate in the sparse test data points and thus the obtaining of a result for a generic configuration is relatively an easy and quick task. Because of this, the methodology is highly suited to be incorporated into a multi-disciplinary design and optimization framework, which make extensively use of aerodynamic calculation for using in other applications, to evaluate performance and loads, besides other core tasks. A Multilayer Perceptrons (MLP) network was designed and employed for predicting drag polar curves of generic airfoils for a given Mach and Reynolds number variation. Airfoil geometry is modeled by polynomial functions described by twelve variables.

O trabalho consiste na implementação e na análise da lei de controle TECS (Total Energy Control System) em sistemas de automanete. Objetivando-se estabelecer uma comparação de desempenho, foram implementados, ainda, mais dois tipos de controladores (de velocidade e de ângulo de trajetória) baseados em leis de controle convencionais. Os modelos não-linear e linear e as topologias de controle utilizadas foram desenvolvidas através do software MatLab/Simulink (versão R13). Os ganhos dos controladores foram encontrados por meio de algoritmos de otimização, baseados nos índices de desempenho comumente utilizados na indústria aeronáutica. Visando-se a praticidade no manuseio dos modelos aeronáuticos em estudo, foi desenvolvida também uma ferramenta de interface com o usuário, capaz de demonstrar o comportamento dos modelos longitudinais de duas aeronaves conhecidas no mercado, em três pontos distintos do envelope de vôo.

Este trabalho tem como objetivo projetar e analisar a caverna de pressão traseira de uma aeronave corporativa, propondo uma solução que melhor atenda aos requisitos de projeto. Ao longo do trabalho são aplicadas diversas técnicas utilizadas no meio aeronáutico sendo que tais técnicas são explicadas de maneira a poderem ser reproduzidas e para substanciar as decisões tomadas. O trabalho começa com uma análise dos requisitos de certificação e exigências necessárias a este tipo de aeronave; partindo deste ponto seguem os trabalhos de concepção da caverna. No início da concepção são definidos a geometria da caverna, material e as possíveis configurações. Para a definição da configuração da caverna são levados em conta critérios econômicos, tais como: processo de manufatura, peso estrutural e vida em fadiga. A configuração da caverna de pressão escolhida possui um domo esférico de baixa curvatura, a qual se mostrou a mais interessante por ocupar pouco espaço comparado com as demais configurações abordadas e ter uma distribuição de tensão quase uniforme. O desvio na tensão se deve à fixação da caverna na fuselagem, onde ée utilizado um anel de fixação, o qual facilita a união entre as partes devido esta solução prover maior espaço para a rebitagem. Após a definição da configuração, são feitas análises de tensões, análises de vida em fadiga e tolerância ao dano. Na análise de tensões, verificou-se a necessidade de aumentar a espessura do domo próximo aos locais onde existem concentradores de tensão. Sendo assim, foi definido que este deve ser fabricado com a maior espessura e posteriormente ser usinado quimicamente. Ao final do trabalho, foi possível obter uma configuração da caverna de pressão bastante simples, composta de um anel reforçador e um domo inteiriço, diferentemente de muitas soluções encontradas, onde o domo ée particionado, o que aumentaria o peso e a complexidade da estrutura.

Durante as fases de concepção de uma aeronave, a segurança ée um dos principais itens considerados, bem como desempenho, custo e tempo de desenvolvimento. Com relação à segurança, a proteção contra incêndios a bordo ée uma preocupação constante, tanto de fabricantes, como operadoras e órgãos homologadores. Vários acidentes aéreos ocorreram por falta de meios e procedimentos adequados para a correta ação na presença de fogo em vôo. Esse problema agrava-se ainda mais quando o incêndio ocorre nos compartimentos de carga, geralmente locais de difícil acesso em vôo. Após a ocorrência de alguns acidentes, os órgãos homologadores determinaram regras para o projeto de compartimentos de carga em aeronaves. Uma dessas imposições ée o uso de sistemas de detecção, extinção e supressão de fogo em certos compartimentos. Atualmente, na maioria das aeronaves de transporte de passageiros os compartimentos de carga possuem uma classificação que exige a presença de sistemas antifogo. Como os requisitos de um projeto são, além do desempenho, custo e tempo de desenvolvimento e, no caso de aeronaves, o peso; há um interesse em criar ferramentas que auxiliem no desenvolvimento do sistema de extinção e supressão de fogo, determinando um sistema adequado com bom desempenho, em um espaço curto de tempo, e que atenda aos requisitos de segurança impostos. Esse presente trabalho apresenta inicialmente uma introdução à origem do fogo, ao elemento extintor e suas propriedades, aos critérios de certificação que criaram o sistema antifogo e aos sistemas comumente utilizados. Em uma segunda etapa, o trabalho apresenta a formulação de uma ferramenta matemática que determinará o comportamento temporal do agente extintor, valendo-se de teorias físicas. Essa formulação resultará em uma ferramenta computacional que será devidamente validada, atingindo assim a capacidade de simular com antecedência os resultados de um ensaio de certificação de um sistema de extinção e supressão de fogo.

No presente trabalho é realizada uma análise paramétrica de perfis transônicos, baseado-se em suas expectativas de distribuições de pressão para obterem-se as características de desempenho aerodinâmico. O método aqui utilizado consistiu no uso de um perfil transônico típico, com uma dada distribuição de pressão, e perfis derivados deste primeiro, sendo que cada um destes apresenta uma diferença específica na distribuição de pressão em relação aos perfis básicos. Analisando cada um destes perfis, e comparando-os com o perfil básico, foram obtidas as características de desempenho tais como: curvas de máximo c1 utilizável em alta velocidade, evolução do arrasto com a velocidade, e evolução do momento de arfagem com a velocidade, possibilitando identificar as influências das variações da distribuição de pressão nestas características. Foram também analisadas as alterações resultantes na geometria dos perfis e alguns parâmetros específicos da camada limite, quando necessários. As análises foram realizadas com o código MSES, que é um código de CFD utilizado no projeto e análise de perfis transônicos.

O objetivo deste trabalho ée criar um fluxo de processos referentes às disciplinas aeronáuticas utilizadas no projeto preliminar de aeronaves e utilizar esse fluxo para análises e otimizações multidisciplinares. Foram consideradas as disciplinas de Peso e Centragem, Aerodinâmica, Estabilidade e Controle e Desempenho. Na disciplina de peso e centragem foram utilizados modelos semi-empíricos para a estimativa de peso de componentes, no cálculo aerodinâmico foi utilizado um código de potencial completo com correção de camada limite para análise de configurações asa-fuselagem, em desempenho foram utilizados modelos semi-empíricos para cálculo de consumo de combustível e distância de decolagem e, finalmente, em estabilidade e controle foram utilizadas simplificações consagradas na literatura para realizar uma análise simplificada da qualidade de vôo da aeronave. Também foi considerado nesta disciplina o efeito proporcionado por um sistema de aumento de estabilidade de simples arquitetura. Foram realizados diferentes estudos de caso nos quais as variáveis de projeto e os métodos e critérios de otimização eram modificados a fim de observar a resposta do modelo. Reduções de atée 6% no consumo de bloco foram obtidas, resultado que pode ser considerado bastante expressivo. Entretanto, alguns resultados mostram-se relativamente irreais quando comparado à aeronaves de mesma categoria e alguns estudos adicionais foram propostos a fim de validar esse procedimento para aplicações industriais.

The aim of this dissertation is to evaluate the possibility of using electrically powered systems instead of a centralized hydraulic system composed of set of distribution pipes for aircrafts' primary control surfaces actuation. Focus will be given in the following topics: Description of new actuation technologies; Option chosen to be studied among the new possibilities; Comparison between the traditional system and the new proposal e System engineering evaluation regarding: weight, safety, thermal issue, connection with electric system, maintenance and certification. Besides that, a more electric actuation architecture will be proposed and compared with the conventional option for an airplane design's case study. A simulation model will be developed to describe the more electric actuator behavior and preview its interaction with other systems. This model will be included in a closed loop to command a primary surface. The closed-loop project will be developed based on an algorithmic method. A Genetic Algorithm (GA) will be implemented to define the gains. Finally, the results obtained will be discussed.

O comportamento transiente do escoamento de combustível e do ar no interior de tanques de aeronaves é uma informação que é obtida tradicionalmente somente através de ensaios. Esta dissertação propõe uma metodologia para simular o comportamento do combustível no interior de tanques através de métodos computacionais. Com o estudo do comportamento do combustível para condições de reabastecimento e durante manobras é possível avaliar aspectos importantes para otimizar o projeto dos tanques em função do tipo de operação da aeronave. As ferramentas utilizadas para efetuar as simulações têm como base casos matemáticos e simulações em CFD. Esta dissertação propõe a avaliação do comportamento do combustível em um tanque para duas situações: a primeira considerando somente a ação da gravidade com o intuito de simular o movimento do combustível após uma manobra e a segunda situação considerando o processo de reabastecimento. A avaliação do comportamento do combustível tem como finalidade prover informações sobre o tempo de reabastecimento, tempo de estabilização do movimento do combustível, posicionamento da fronteira combustível-ar, dados de velocidade e pressão. Através das informações referentes ao comportamento do combustível é possível a identificação de problemas em fase prematura de projeto, redução de custos de projeto, e redução da necessidade de ensaios em bancada e em vôo.

A constante busca pela excelência empresarial aliada ao cenário mundial competitivo e desafiador faz com que as empresas do segmento da aviaçãoo executiva busquem maneiras de se destacar, sendo a garantia da satisfaçãoo de seu cliente requisito fundamental. A utilizaçãoo do método QFD busca ouvir com eficácia a voz do cliente, traduzi-la com precisão para engenharia e transmiti-la para a produçãoo em busca da qualidade do produto e processos. O presente trabalho propõe a criação do modelo QFD-EA que consiste na adaptação do método QFD à entrega de aeronaves executivas com objetivo de captar as necessidades dos clientes deste segmento e transmiti-las às áreas envolvidas na cadeia produtiva da aviação executiva. Assim estas necessidades são desdobradas em modificações do produto e/ou ações de melhoria dos processos. As conclusões apresentadas apontam para necessidade de garantir que ações significativas com base no QFD-EA sejam estabelecidas visando um tratamento exclusivo para cada cliente da aviação executiva.

Neste trabalho foi realizado o cálculo das cargas aerodinâmicas e o pré-projeto estrutural de asa de uma aeronave de 50 passageiros durante o Mestrado Profissionalizante em Engenharia Aeronáutica e Mecânica, ministrado pelo ITA em parceria com a EMBRAER, através do seu Programa de Especialização em Engenharia. Primeiramente, o modelo estrutural foi desenvolvido baseando-se nas características aerodinâmicas iniciais da aeronave, possibilitando que o programa de análise aerodinâmica BLWF fosse utilizado para a geração numérica das distribuições de pressão na asa. Estas foram transferidas para o modelo estrutural através do método de interpolação linear bidimensional. Comparativamente, a diferença entre os totais de cisalhamento e de momento fletor obtidos pelo BLWF e pelo NASTRAN apresentou-se menor que 10%. Após isto, foi realizada uma análise estrutural estática de dois casos de carregamento da pressão aerodinâmica em um modelo de elementos finitos construído no MSC.Nastran a partir da geometria do programa CATIA. Através da comparação com aeronave da EMBRAER de porte semelhante, os resultados obtidos nas análises aerodinâmica e estrutural mostraram-se coerentes, necessitando de mais iterações do projeto para a otimização do modelo. A validação da primeira foi realizada através de gráficos de distribuição de sustentação, de esforço cortante, momento fletor e momento torçor. E a segunda através da análise dos valores de tensão obtidos.