No projeto de aeronaves é incessante a busca pelo mínimo custo de operação, composto em grande parte pelo consumo de combustível. O peso estrutural da aeronave está diretamente ligado a este consumo. Para projeto de uma estrutura mais leve, é necessário a representação fidedigna das cargas atuantes na aeronave. Para o correto cálculo dessas cargas é muito importante a elaboração de um modelo aerodinâmico representativo das forças atuantes na aeronave. Neste trabalho é feita a comparação entre envelopes de cargas atuantes em uma asa calculados com modelos aerodinâmicos obtidos por diferentes formulações aerodinâmicas teóricas, sendo elas: potencial linearizado, potencial completo com correção de camada limite, Euler e RANS. De posse das distribuições de pressão representativas das que ocorrem na aeronave em todo seu envelope de vôo, é feita uma calibração para que se atinja coeficientes integrados de força normal correspondentes aos valores obtidos em ensaios de túnel de vento. Os envelopes de esforço cortante e momento fletor da asa em condições de vôo simétricas foram equivalentes em todas as metodologias empregadas, porém limitações dos métodos de obtenção de distribuição de pressão assim como do processo de calibração fizeram com que o envelope de momento torsor obtido não fosse representativo da física do problema. Em condições assimétricas, apenas nos envelopes de esforço cortante e momento fletor gerados pelos modelos obtidos com votex-lattice, os resultados foram aceitáveis.

Uma Carga Pulsada de Alta Potência, cujo comportamento é típico de uma classe de equipamentos militares, deve ser instalada em uma aeronave comercial adaptada com tensão padrão do sistema elétrico de 28 Volts em corrente contínua. Por ser um equipamento sensível com consumo não-linear de corrente, o sistema elétrico dessa aeronave deve ser modificado para adequar sua qualidade de energia àquela requisitada, além de garantir que nenhuma carga necessária para o voo seguro seja afetada durante a sua operação. Para atender estes dois objetivos, uma fonte de tensão deve ser instalada entre o sistema elétrico e a carga pulsada. Em seguida, requisitos para definição da arquitetura desta fonte de tensão são estabelecidos, possibilitando que algumas alternativas sejam apresentadas e comparadas. Uma proposta de arquitetura é, então, desenvolvida e simulada computacionalmente para verificar o seu comportamento. Ao final deste trabalho, uma proposta de instalação da carga pulsada é apresentada de forma a cumprir com ambos os objetivos estabelecidos. Além disso, esta proposta diminui a necessidade de componentes da arquitetura da fonte de tensão, tornando seu projeto e realização prática mais simples.

Made available in DSpace on 2016-04-15T21:44:14Z (GMT). No. of bitstreams: 2 Marcelo Silva Oliveira1.pdf: 3584802 bytes, checksum: 6c449bc2868b11debc6abaf00c790c95 (MD5) Marcelo Silva Oliveira2.pdf: 1736464 bytes, checksum: 7b5ab81c163e2f6fa851d4a953bba239 (MD5) Previous issue date: 2010-08-25 / The present work is the matureness of the research for new primary/basic trainer aircraft requirements to substitute the current Brazilian made Universal Neiva T-25C. These aircrafts are at the end of their service life with the Brazilian Air Force and, at the moment, there are no substitutes to act as a replacement trainer to the Braziliam Air Force Academy (AFA) cadets. In the search for requirements and standards to define the characteristics of the new trainer, the author took advantage of a Systems Engineering analysis methodology with which, under a more holistic and macro point - of - view, he highlighted three main aspects of the instruction system: man, machine and method. The work begins with the definition of the interfaces among engineering, design and architecture; after that there is an exposition of the objectives and a national private (civilian) and military flight training programs review, in order to emphasize the problems and build up the hypotheses and the thesis. After the analysis and comparison of the Brazilian system with the USAF (United States Air Force) program, a change in the Brazilian flight training program was discussed, which would start with an initial flight instruction phase using light aircraft. This new revised program would contribute for the reduction of the attrition number (elimination of cadets not suited to flying in the training process) and would save hundreds of thousands of reais per year of the tax payers money. A research was done with the Brazilian Air Force Academy instructors, aiming to reveal the real facts, problems and characteristics for a hypothetic brand new trainer aircraft. There is still an analysis of the systems engineering process and its role in the aeronautical industry. In the final part of this work, a comparative study of commercially available trainer aircraft can be found. The trade study aims to establish a scenario for the changes in the present training system and the adoption of the light aircraft as an initial trainer. The requirements extracted from the reports review and the instructor survey can help future works concerning aircraft selection or the design of a new trainer aircraft. / O presente trabalho é o amadurecimento da pesquisa de requisitos para o projeto de uma aeronave de treinamento primário/básico, para substituir os atuais treinadores de fabricação nacional Neiva T-25C Universal. Estas aeronaves estão no término de suas vidas operacionais e, até o presente momento, não há ainda uma aeronave escolhida para dar continuidade à tarefa de instrução dos cadetes na Academia da Força Aérea Brasileira (AFA). Na busca por requisitos e normas para a definição das características do novo treinador, o autor acabou por utilizar uma metodologia de análise, emprestada da Engenharia de Sistemas, onde, sob uma ótica mais holística e macro, destacou três principais aspectos do sistema de instrução: Homem, Máquina e Método. O trabalho inicia-se com a definição das interfaces entre: engenharia, design e arquitetura, seguindo a uma exposição dos objetivos do trabalho e uma revisão do processo de pilotagem civil e militar neste país, procurando enfatizar os problemas, para a construção das hipóteses e da tese. Foi discutida, após análise e comparação do sistema brasileiro com o processo de instrução da USAF (Força Aérea dos Estados Unidos), a mudança no programa de instrução brasileiro, que passaria a contar com uma fase inicial de instrução utilizando-se aeronaves leves, que além de contribuir para a diminuição do número de atrito desligamentos dos cadetes não adaptados para a tarefa do vôo), economizaria aos cofres públicos uma centena de milhares de reais por ano. Foi realizada uma pesquisa com os instrutores da AFA, visando saber das restrições, problemas e características ideais para o cumprimento da tarefa de instrução na força aérea brasileira. Há ainda uma revisão do processo de engenharia de sistemas e seu emprego na indústria aeronáutica. Na parte final do volume, pode ser encontrada um estudo comparativo entre aeronaves de instrução disponíveis comercialmente no mercado. A comparação se faz com o objetivo de estabelecer um cenário para a mudança no sistema de treinamento e a inclusão do novo vetor de instrução. Foram gerados requisitos gerais com relação à configuração, características e desempenho em voo, que podem servir para embasar o processo de seleção ou projeto de uma nova aeronave de instrução.

O presente trabalho tem por objetivo a avaliação das características aeroelásticas referentes a flutter de uma aeronave militar de treinamento em sua fase inicial de projeto. Para a execução da análise ée elaborado um modelo aeroelástico da aeronave, composto de dois modelos distintos: um em elementos finitos representativo das características dinâmicas da aeronave e um modelo aerodinâmico não-estacionário baseado na teoria Doublet Lattice. Correções para ajuste do comportamento aerodinâmico estacionário do modelo são feitas com base em resultados obtidos junto ao grupo de aerodinâmica do Projeto Treinador Avançado. A ocorrência do fenômeno de flutter colocará restrições ao projeto. Os detalhes do modelamento dinâmico e aerodinâmico, bem como ajuste aerodinâmico adotado, são também apresentados. O software utilizado na solução dos problemas dinâmico e aeroelástico ée o MSC.Nastran V.70.7. Um estudo paramétrico ée realizado para analisar o comportamento do modelo aeroelástico após alteração de parâmetros relacionados com as superfícies de controle (canard, aileron, leme e empenagem horizontal). Os resultados são apresentados em forma gráfica através dos gráficos V-g-f que mostram a tendência do comportamento do amortecimento e freqüência de cada modo com a variação da velocidade do escoamento.

Na fase preliminar são estabelecidos os pesos metas para todos os grupos de estrutura e sistemas que compõem a aeronave. Estes pesos devem ser estritamente controlados durante toda a fase de desenvolvimento do projeto usando-os sistematicamente como um guia. O controle do peso meta ée uma das ferramentas mais importantes para o sucesso de uma aeronave e ée um requisito de grande preocupação na indústria aeronáutica. De fato, soluções que produzem pesos menores e controlados dos componentes estruturais e de sistemas corroboram, para que se atinja a meta da carga paga, resultando em uma aeronave competitiva e com menor custo de operação. Este trabalho tem como objetivo estudar, desenvolver e modificar um programa de computador para o cálculo e estimativa de pesos para aviões comerciais. As modificações propostas são para adaptá-lo e criar um programa específico de estimativa de pesos para a classe executiva. Este programa será utilizado na geração dos pesos metas de projeto do avião executivo em questão, e os resultados derivados deste estudo, serão utilizados nas análises preliminares de peso e balanceamento e demais atividades correlatas. Como forma de aferir e aprovar as modificações, os resultados do programa serão comparados com os pesos reais conhecidos e os métodos acadêmicos existentes.

O crescente interesse do Exército Brasileiro no desenvolvimento de veículos aéreos não tripulados (VANT) é a motivação para a redação de uma proposta de requisitos técnicos que atendam às necessidades da Força Terrestre, para o estudo de projetos aeronáuticos de VANTs e para a análise de estruturas de material composto, enfatizando painéis sanduíche com núcleo de honeycomb NOMEX. Este trabalho apresenta o projeto preliminar da asa de uma aeronave não tripulada de reconhecimento tático, tendo como base as metodologias aplicadas para aviões tripulados, porém adaptadas aos dados de veículos aéreos não tripulados. Além disso, são apresentados modos de obtenção das propriedades mecânicas de honeycombs, traçando-se comparações entre os métodos, identificando a melhor opção para cada constante elástica. Finalmente, propõe-se duas maneiras de realizar a análise estrutural, pelo método de elementos finitos, de estruturas aeronáuticas composta por sanduíches de fibra de vidro como face e honeycomb como núcleo. A fim de comparar resultados teóricos com os obtidos experimentalmente, realizou-se ensaios em uma empenagem horizontal do alvo aéreo Harpia, construído com o mesmo tipo de estrutura. Buscou-se com este trabalho o aprofundamento do conhecimento de análise de estruturas de material composto empregando tanto desenvolvimentos analíticos, como o método de elementos finitos, permitindo aplicá-los em futuros projetos de engenharia a serem desenvolvidos pelo Exército Brasileiro.

O presente trabalho tem como objetivo o desenvolvimento de uma lei de controle longitudinal para o rastreamento do sinal de glideslope através do uso da metodologia Linear Quadrática com realimentação de saída e restrições do conjunto de controles admissíveis. Várias condições de vôo de uma aeronave comercial a jato em aproximação para pouso, incluindo diferentes configurações de centro de gravidade, massa, velocidade e altitude foram consideradas. A arquitetura básica utilizada para o projeto consistiu na criação de uma malha interna, responsável pelo aumento de estabilidade do sistema (SAS), e de malhas externas, cuja função é efetuar o seguimento das variáveis que traduzem o perfil da trajetória. O cálculo dos parâmetros do controlador foi realizado por um método algorítmico de otimização local com restrições, de acordo com a metodologia proposta e utilizando matrizes de ponderação diagonais. O projeto do controlador feito de duas maneiras diferentes: síntese parcial ou conjunta dos ganhos. Para cada maneira são expostos os resultados, tais como resposta dos atuadores, análises de estabilidade e de qualidade de vôo. O controlador projetado através da síntese parcial dos ganhos apresentou melhores margens de estabilidade. Foram realizadas simulações temporais do modelo linear em malha aberta e em malha fechada, para efeitos de comparação. Foi possível mostrar que o sistema em malha fechada é capaz de efetuar o seguimento das trajetórias propostas, ainda que submetido a desvio das condições de equilíbrio, rajada e turbulência. Um escalonamento de ganhos do SAS, em função da velocidade verdadeira e da pressão dinâmica, foi proposto de modo a englobar o envelope de operação da aeronave. Através desse escalonamento, foi possível manter as mesmas características dinâmicas para o conjunto aeronave com SAS, independentemente da condição de altitude de vôo, massa da aeronave, posição do centro de gravidade e velocidade calibrada de aproximação.

O descarte de aeronaves após o fim de sua vida útil é um problema atual que merece atenção já que, com freqüência, ocorre pouco reaproveitamento de materiais e/ou componentes e essas aeronaves são simplesmente abandonadas. Esse problema torna-se ainda mais crítico quando se observa a crescente tendência interna do uso de materiais compósitos em estruturas aeronáuticas, cujos processos de descarte e/ou reciclagem são ainda complexos e com poucas soluções práticas. Esse trabalho apresenta a aplicação do conceito de Design for Environment (DFE), propondo um método para a elaboração de uma lista de critérios que possam ser aplicados ao longo do processo de desenvolvimento de estruturas aeronáuticas em material compósito para gerar aeronaves mais fáceis de serem recicladas ou desmontadas ao final do seu ciclo de vida.

O presente trabalho trata da interferência aerodinâmica asa-fuselagem sem geometrias de integração (por exemplo, carenagens). Os autores dos resultados experimentais, utilizados como base para o presente estudo, apontaram o efeito de convergência-divergência como sendo o principal fator do aumento de arrasto em configurações asa-baixa, por induzir um gradiente adverso de pressão na região divergente e promover um descolamento prematuro de camada limite. Assim, adotou-se o método dos painéis como ferramenta de análise de interferência asa-fuselagem, para que o efeito de convergência-divergência pudesse ser mais bem compreendido. Para concluir se o efeito de convergência-divergência é o efeito dominante no aumento de arrasto em configurações asa-baixa, cálculos de camada limite foram feitos em linhas de corrente nas proximidades da junção asa-fuselagem de configurações asa-baixa, utilizando o método integral de cálculo de camada limite no qual, por meio de parâmetros empíricos, o descolamento é estimado. Concluiu-se, com a análise de camada limite, que o efeito de convergência-divergência, por si só, não é capaz de causar um descolamento de camada limite que justifique o aumento de arrasto observado experimentalmente. Consequentemente, acredita-se que a migração de partículas fluido da fuselagem para a asa, não considerada no presente trabalho, pode ser o efeito dominante no aumento de arrasto em configurações asa-baixa, comparadas com as configurações asa-média.