No presente trabalho, são apresentados os campos de velocidade na esteira próxima de cunhas. Em uma primeira série de experimentos, utiliza-se um único modelo de cunha e verifica-se o efeito da variação do número de Reynolds (Re) entre 0,6x103 e 3,0x103. Na segunda série de experimentos, o número de Reynolds é fixado e o ângulo de separação (semi-ápice) da cunha é variado 15, 30e 45. Na terceira série, para o mesmo Re foram ensaiados dois modelos de cunha com dimensões diferentes da base (semi-ápice de 45) para obter a influência da razão de bloqueio (9,8% e 19,7%). Um aspecto importante deste trabalho foi o desenvolvimento da metodologia experimental para a obtenção de resultados confiáveis, usando um anemômetro laser. Além disto, foi possível realizar medidas em valores baixos de número de Reynolds, em uma faixa onde resultados experimentais não são disponíveis. A freqüência de liberação de vórtices foi determinada experimentalmente (cálculo do número de Strouhal) com o auxilio do LDA. A partir dos campos de velocidade média (u e v) e flutuante (uRMS e vRMS) é possível determinar a posição do núcleo do vórtice médio e a posição onde ocorrem os máximos de uRMS e vRMS. Estas posições, permitem a ampliação da discussão sobre a posição do final da região de formação. Com os campos de velocidade foi determinada a velocidade no ponto de separação e, indiretamente, o coeficiente de pressão na base.

No ano de 2003 foi instalado no Laboratório de Engenharia Aeronáutica Prof. Feng do Instituto Tecnológico de Aeronáutica - ITA um túnel de vento de circuito aberto, neste túnel existe uma peculiaridade, parte dele (bocal de entrada), está localizado no interior do prédio do laboratório. De tal forma que, antes do fluxo de ar ser admitido pelo bocal de entrada do túnel de vento, ele escoa pela porta do laboratório, interagindo com as paredes laterais e teto do prédio. Desta interação ocorre a formação de grandes estruturas vorticais, que são admitidas pelo túnel, resultando valores de nível de turbulência mais elevados que a expectativa inicial na seção de testes do mesmo. Com o intuito de realizar uma avaliação das conseqüências do escoamento mencionado anteriormente, foram realizadas medidas de nível de turbulência e velocidade média na região do bocal de entrada do túnel de vento, além da região interna da câmara de tranquilização (início do circuito aerodinâmico). Para reduzir o nível de turbulência na seção de testes do túnel de vento foi criado um modelo em escala 1:10 em acrílico do conjunto laboratório-túnel de vento, onde estudou-se alternativas para melhoria da qualidade do escoamento na seção de testes do túnel de vento em questão. Velocidade média e nível de turbulência também foram medidos neste modelo. Tanto para as medidas no túnel de vento quanto para as medidas no modelo em escala foi utilizada anemometria de fio quente com auxílio de um sistema de aquisição de dados. Várias configurações foram testadas no modelo em escala, com diferentes inserções de dispositivos que pudessem melhorar a qualidade do fluxo do escoamento nesta região, entre eles pode-se citar: coletores laterais e superior na porta do laboratório, inserção de divisórias de acrílico no interior do laboratório e inserção de tela. Foi desenvolvida toda uma metodologia experimental para as medidas de nível de turbulência e velocidade média no modelo em escala, especialmente devido às dificuldades para obtenção de resultados confiáveis para um regime de escoamento com baixas velocidades, situação que ocorre no modelo em escala.

Unsteady phenomena like flutter, buffeting, rapid maneuvers in flight and gust entry are usually modeled and studied by a theoretical treatment involving potential flow methods. The resulting equation from this approach is the governing differential equation for general non-steady, non-viscous, potential flow known as convected wave equation. The disturbance, represented in this equation by the velocity potential, is propagated as wave which spreads at a rate equal to the local speed of sound. Linearization on the basis of small disturbances in a uniform stream of compressible fluid is made upon the equation by the procedure of retaining first order terms. Elementary solutions for this simplified equation recognized as primary extension of the concepts of source, sink, vortex and doublet, used together with boundary conditions associated with the governing equation, enables proper treatment for understanding and tackling non-steady aerodynamic problems. This thesis presents a numerical solution for the aerodynamics lift coefficient of a thin airfoil in arbitrary motion in a uniform, compressible, subsonic flow field. Distribution of vortex type elementary solutions of the convected wave equation is used together with a time function that schedules the vortex strength in time to represent in effect the arbitrary vortex moving along a chosen path. A field point is then influenced by the continuous disturbances generated by the vortex with a delay relative to the time of action of the same vortex. A fixed coordinate system in space relative to the body is chosen. So the body is fixed in a moving flow. The analytical vortex solution is presented together with the appropriate transformation variables needed to treat the problem.

A análise do Efeito Solo ainda na fase preliminar do projeto ée importante devido ao impacto no desempenho em pista das aeronaves. O desempenho em pistas curtas ée um dos fatores primordiais na aceitação das aeronaves no mercado. No presente trabalho avalia-se e comparam-se diferentes metodologias para estimativa do efeito do solo durante o projeto preliminar de aeronaves comercias. Implementaram-se metodologias semi-empíricas: Torenbeek, DATCOM e ESDU, e o método da Linha Sustentadora Estendida. As metodologias implementadas são comparadas com dados de ensaios em túnel de vento. A partir da análise comparativa pretende-se verificar a aplicabilidade dos métodos de modo a definir-se um processo rápido e comprovado para estimativa do efeito solo nas aeronaves, ainda na fase preliminar do projeto.

The goal of this work is to verify the pylon design of a 174 passenger aircraft. This aircraft was studied by the fourth class of Embraer's Engineer Specialization Program (PEE 4). The engine of this aircraft is located below the wing and its model is GE CFM-56. The fan size was increased in order to reach a higher air passage ratio. This pylon concept presented here was studied and adopted by the group as the better option for this type of airplane. Due to the short time allowable to this study along the program, this dissertation aim to verify the design chosen, analyzing the pylon loads and, using a finite element model, estimate the preliminary dimensions of this structure. For this verification, the loads were studied and applied in the model. The materials considered were aluminum and steel. Titanium was dismissed due to its high cost nowadays. The dimensions of the engine related to the wing could not be changed because they are a design requirement. The analysis showed that the engine position, forward the wing, causes a high load in the front lugs, increasing these lugs dimensions. Besides, the entire pylon had to be reinforced to withstand the reactions of the front lugs. The solution for this issue would be change the engine dimension related to the wing, reducing the moments or change the pylon concept, with the same purpose. Therefore, the conclusion of this project shows that the pylon configuration shown here is not efficient for this type of aircraft.

Os requisitos de certificação aeronáutica estão cada vez exigentes, fazendo com que os fabricantes aeronáuticos realizem análises mais complexas e de maior abrangência de seus produtos. Em linhas gerais, as companhias aéreas escolhem aeronaves mais confortáveis e com menor custo operacional. Dentro deste cenário, os fabricantes de aeronaves têm procurado aperfeiçoar suas ferramentas de anteprojeto, pois é nessa fase onde se definem as principais características da aeronave. Nessa fase melhorias estão cada vez mais ligada à utilização de ferramentas computacionais que se mostram mais atraentes em termos de custo/benefício, quando comparadas com ensaios em túneis de vento e em vôo, por exemplo. As análises computacionais são feitas objetivando-se obter a melhor configuração, reduzindo os custos de desenvolvimento, possibilitando direcionar os ensaios práticos para a comprovação dos resultados computacionais e obtenção dos primeiros bancos de dados aerodinâmicos. O presente trabalho tem por objetivo apresentar uma metodologia de projeto e otimização multidisciplinar (MDO) para projeto de fuselagem dianteira de aeronaves de transporte, buscando a minimização do seu arrasto (calculado através dos atuais modelos de cálculo numérico) e minimização do peso estrutural. Para isso, inicialmente, resultados de simulações realizadas em diversas formas de fuselagens onde são calculados valores de peso e coeficientes de arrasto são utilizados na construção de um banco de dados. Em seguida, um tratamento estatístico validou um metamodelo que levará a configuração ótima. A metodologia proposta se mostrou satisfatória apresentando redução tanto do arrasto quanto do peso para o modelo ótimo.

Uma técnica óptica de medidas de pressão conhecida por Tinta Sensível à Pressão (Pressure Sensitive Paint -PSP) surge na década de 80 para revolucionar as medidas de campo de pressão. Já muito desenvolvida nos grandes centros de pesquisa do mundo, fornece resultados com boa precisão e alta resolução espacial, o grande avanço em relação às tomadas de pressão convencionais. Desde seu surgimento o desenvolvimento da técnica PSP é contínuo, contando com grandes conquistas na formulação das tintas, mas o seu crescimento deve-se principalmente aos avanços tecnológicos em equipamentos como as câmeras CCD e os computadores que permitiram adquirir imagens em grande quantidade e com precisão, além da facilidade e rapidez no tratamento de dados. O objetivo principal deste trabalho é entender o funcionamento da técnica PSP e aplicá-la desenvolvendo procedimentos experimentais para o Laboratório FENG, complementando suas técnicas de medidas de pressão. O trabalho foi dividido em duas partes, onde primeiramente trabalhou-se com as calibrações a priori avaliando-se o sistema PSP, principalmente o comportamento da tinta. Nesta fase verificaram-se algumas limitações do aparato experimental, como a baixa coleção de elétrons pela câmera CCD o que interfere diretamente na incerteza final das medidas, introduzindo um erro mínimo de 0,74% nas medidas de intensidade luminosa. E a dependência da tinta PSP à temperatura, o que também influencia em grande parte os resultados das medidas dos campos de pressão. Numa segunda fase realizaram-se experimentos com um jato de ar inclinado atingindo uma placa plana e os resultados foram comparados aos de tomadas de pressão convencionais distribuídas ao longo da placa. As maiores variações de pressão medidas na placa ficaram entre 3000Pa à 5500Pa e forneceram resultados em relação as medidas brutas do sistema PSP com incerteza absoluta na ordem de 1000Pa ( 25%). Quando foi utilizado para comparação das medidas o resultado do sistema PSP suavizado por um filtro mediana, bastante representativo das medidas brutas, as incertezas diminuíram para cerca de aproximadamente 400Pa ( 10%), chegando a um mínimo de 225Pa ( 3%). Um resultado bastante aquém comparado com incertezas absolutas da ordem de 22Pa já obtidas por pesquisadores no exterior. Esses resultados mostraram que ainda há muito a se fazer para obter-se medidas de pressão precisas com o sistema PSP para fluxos de baixa velocidade. Essa melhora demanda principalmente investimentos no aparato experimental, tornando-o cada vez mais sensível e capaz de medir pequenas variações nas intensidades luminosas decorrentes de pequenas variações de pressão próximas a pressão atmosférica. Um resultado importante e que pode ser usado na prática são os mapas de pressão fornecidos pela alta resolução espacial do método e que apesar das incertezas envolvidas nas medidas descrevem bem o comportamento do fluxo de ar decorrente do escoamento medido.

O desenvolvimento do sistema de controle de vôo está diretamente relacionado ao desempenho, segurança e qualidade de vôo da aeronave. Há a necessidade da concepção de abordagens de controle que assegurem, de uma maneira eficaz, que estes requisitos sejam satisfeitos mesmo na presença de distúrbios, ruídos de medida e imprecisões na modelagem. Neste contexto, o presente trabalho propõe o uso de técnicas de otimização multi-objetivo para a sintonização de controladores empregando formulações preditivas baseadas em modelo. Adicionalmente, é proposta uma abordagem gráfica de análise do desempenho dessas técnicas de otimização e controle por meio da fronteira ótima de Pareto. Para o estudo de caso foi utilizado um modelo longitudinal de uma aeronave semelhante ao Airbus A-310 e verificou-se o desempenho de três abordagens de controle preditivo (formulações em espaço de estados não-incremental, incremental e não-incremental com erro acumulado) segundo os critérios de velocidade de resposta e sensibilidades ao ruído de medida e à turbulência atmosférica. O problema de otimização multi-objetivo foi resolvido por meio de duas técnicas (busca em grade e goal attainment), e as soluções foram comparadas através da análise gráfica baseada em fronteiras de Pareto. Os resultados obtidos indicam a superioridade do desempenho da formulação de controle preditivo em espaço de estados não-incremental com erro acumulado e do algoritmo de otimização goal attainment. Por fim, foi analisada a eficiência do controlador preditivo sujeito a restrições sobre as taxas de variações e excursões das variáveis de controle.

As técnicas de controle preditivo (MPC, do inglês Model Predictive Control) têm sido cada vez mais difundidas em vários setores industriais devido à capacidade de tratar sistematicamente restrições físicas e operacionais do processo. No entanto, formulações tradicionais de MPC não permitem lidar de forma explícita com incertezas presentes no modelo da planta, que podem ser oriundas do descasamento entre planta e modelo, da degradação de componentes ou, ainda, da ocorrência de falhas. Além disso, sua utilização envolve a solução de problemas de otimização em tempo real, o que pode impossibilitar seu uso em processos que possuem dinâmica rápida. Neste trabalho, investigou-se o uso de uma estratégia robusta de MPC para controle de um helicóptero didático de três graus de liberdade sujeito a restrições no nível de tensão aplicado aos atuadores e na excursão de um de seus estados. Tal estratégia se baseia no uso de Desigualdades Matriciais Lineares para construção de elipsóides invariantes assintoticamente estáveis, de modo que todas as otimizações possam ser realizadas antes da implementação do controlador em tempo real. Em ensaios realizados em bancada, a aplicação dessa formulação robusta possibilitou a estabilização do sistema durante a realização das manobras respeitando as restrições impostas.

A perfilagem de asa ée um item primordial no projeto de aeronaves. Perfis definem parâmetros estruturais, desempenho e arquitetura dos sistemas do avião. O projeto dos aerofólios deve ser feito abrangendo diversas fases do vôo e não apenas o cruzeiro. Devem-se considerar espaço interno para montagem estrutural e volume do tanque de combustível para a missão. Tornando o problema extremamente complexo e não-linear, não podendo apenas contar com a experiência da equipe de projeto para obter aeronaves competitivas no cenário aeronáutico atual. O presente trabalho provê uma contribuição ao projeto de asas de aeronave de transporte no que se refere à obtenção da perfilagem de asa num contexto de otimização multidisciplinar. Aplicam-se algoritmos genéticos para projeto da perfilagem de uma aeronave de transporte transônica tendo como função objetivo o consumo de combustível e restrições de coeficiente de sustentação máxima e espaço para combustível missão. Para solucionar este problema utilizou-se um conjunto de módulos baseados em métodos numéricos e teóricos, e parametrização polinomial dos perfis da raiz, quebra e ponta da asa. O estudo de caso ée feito para uma aeronave comercial transônica em uma missão regional típica de transporte de passageiros. Resultados que a perfilagem muda de forma a cumprir a missão e satisfazer as restrições impostas. As principais características dos perfis obtidos são o carregamento traseiro que minimiza o pico de sucção da asa e o maior raio de bordo de ataque que garante o coeficiente de sustentação máxima da asa.