O aumento da competitividade das empresas de transporte aéreo tem pressionado os fabricantes de aeronaves para desenvolver aeronaves cada vez mais e?cientes. Diversas propostas vem sendo estudadas ao longo dos anos como forma de suprir tal necessidade. Novos materiais, mudança da matriz energética, eliminação da sangria de motores junto com o conceito de aeronave mais elétrica, entre outros. Todas essas linhas de pesquisa convergem para um melhor desempenho da aeronave como um todo, levando os projetos de aeronaves ainda em sua fase conceitual a avaliar a adoção das tecnologias oriundas dessas linhas de pesquisa quanti?cando o impacto das mesmas no custo de fabricação, operação e manutenção da aeronave, sendo este um passo imprescindível para o sucesso do produto comercialmente e ?nanceiramente para o fabricante. De forma a se quanti?car os impactos utiliza-se dados e modelos validados através de ensaios em túnel, ensaios em vôo ou mesmo a partir de análises por CFD como forma de substanciar um modelo de aeronave, entretanto, muitas vezes tais dados ainda não se encontram disponíveis quando do início de um projeto conceitual de uma aeronave, então, como a?rmar que a utilização de uma tecnologia trará benefícios a um determinado projeto quando tal análise somente pode ser conduzida em fases mais tardias do desenvolvimento da nova aeronave? De forma a obter essa resposta é necessário desenvolver métodos aproximados por meio de modelos simpli?cados que avaliem qualitativamente e quantitativamente o uso de uma determinada tecnologia, sendo este, o objetivo deste trabalho no que tange o desenvolvimento de uma metodologia de avaliação do impacto do arqueamento variável no desempenho de aeronaves dotadas de sistemas de controle automáticos de comandos de vôo, de forma que ainda no projeto conceitual o uso do arqueamento variável seja levado em conta como mais uma variável de projeto.

O objetivo deste trabalho é o estudo da correlação primária entre as disciplinas de projeto, análise e otimização estrutural e estabilidade aeroelástica. Isto é traduzido através de um modelo numérico de otimização de peso de uma semi-asa projetada para a fase de estudos preliminares de uma aeronave de característica civil, classificada e normatizada pelo FAA baseado no FAR Part23. De posse de um modelo aeroelástico em elementos finitos de representação por vigas pretendeu-se identificar os principais mecanismos de instabilidade aeroelástica, classificando-os por severidade. Baseando-se em estudos paramétricos foram então gerados requisitos de rigidez, para que a asa atendesse aos requisitos de estabilidade. Esta mesma asa foi otimizada através do método do gradiente visando a minimização da massa através de alterações das características estruturais de construção, como espessuras de longarinas e revestimentos, preservando-se a posição do caixão estrutural e as características aerodinâmicas externas. Para tanto, foi utilizado um modelo completo em elementos finitos equivalente ao modelo aeroelástico de vigas, mas limitado pelas restrições de tensão para atender aos critérios de resistência estática e de rigidez para atender aos critérios de aeroelasticidade. Ao final o modelo aeroelástico foi atualizado com os resultados de otimização e a análise de flutter foi novamente realizada, para verificar o atendimento dos requisitos. Os cálculos estáticos, dinâmicos, aeroelásticos e de otimização foram realizados utilizando o software MSC. NASTRAN versão 2007r1. Os resultados de estabilidade aeroelástica são plotados em diagramas V-g-f utilizando ferramentas adequadas de pós-processamento.

The Computational Fluid Dynamics is extensively employed in aerospace industry, which has become feasible due to the evolution of the computers (increased capacity) and to the relatively low computational cost. A great challenge is the inclusion of viscosity effects in the flow simulations, also using a mesh fine enough to catch all the velocity fluctuations due to turbulence. The demand for computational power makes it unfeasible for aerospace applications. Due to the coming of the turbulence models and Reynolds-averaged Navier-Stokes equations, the use of CFD has become common in aerospace industry, allowing optimization and reducing cycles of wind tunnel testing. This work presents the results of two-dimensional flow simulations made using three different turbulence models, as well as two distinct airfoils - a conventional and a supercritical. The simulated cases were chosen taking into account the availability of data for validation. A discussion concerning the results is presented, as well as the conclusion.

não consta resumo.

Este trabalho aborda estudos da dinâmica do movimento de abertura dos painéis solares do satélite Sino-Brasileiro CBERS. Este problema dinâmico pode ser resumido na necessidade de se garantir que haverá energia suficiente para que os painéis abram totalmente e na determinação da velocidade angular dos painéis ao final do movimento de abertura em órbita. A solução do problema consiste na execução de testes de abertura e na elaboração de modelos dinâmicos de simulação. Os resultados dos testes são utilizados para ajustar os parâmetros de um modelo dinâmico de simulação em laboratório. Admite-se que se o modelo ajustado é capaz de prever precisamente o movimento em laboratório, também será capaz de fazê-lo em órbita após a remoção da influência do laboratório e atualização daqueles parâmetros sensíveis ao ambiente espacial. Tem-se assim dois diferentes modelos dinâmicos de simulação: um para o laboratório, de razoável complexidade, e outro para órbita. Inicialmente é apresentada uma descrição detalhada do problema e a determinação dos parâmetros de simulação. Uma discussão entre a formulação Lagrangeana e a utilização de um programa de análise computacional de mecanismos, o ADAMS (marca registrada), é realizada. A solução do problema usando-se este programa é justificada. A formulação Lagrangeana e a utilizada pelo ADAMS (marca registrada), os modelos dinâmicos de simulação, os resultados de teste e das simulações em laboratório e órbita, assim como o ajuste de parâmetros do modelo de simulação em laboratório com os resultados de teste são descritos. Excelente aproximação entre os resultados de simulação do modelo de laboratório ajustado e os de teste foi obtida. A importância da inclusão nos modelos de simulação dinâmica do mecanismo de sincronismo, da interação aerodinâmica dos painéis solares com o ar existente dentro do laboratório de testes e das deformações apresentadas pelos painéis solares são discutidas.

O estudo realizado teve como objetivo verificar que a utilização de uma maquete inercial, em substituição aos procedimentos atuais de calibração da máquina MRC MK9 - 11.000, utilizada para as medidas de momentos de inércia na Intespace, poderia trazer melhorias significativas no resultado das medidas. A proposição deste trabalho é baseada no fato que o método atual de calibração é realizado com massas de calibração que possuem os períodos e outras características, considerados na determinação da constante de torção da máquina (fundamental para a medição do momento de inércia), muito diferentes das características do espécime ensaiado. Acredita-se que se tivermos configurações de uma maquete de calibração com momentos de inércia que se aproximem daqueles do item ensaiado, teremos determinado a constante de torção da barra (K) com um erro menor (dK) desta determinação. Para determinar K com melhor precisão, propõe-se aplicar à uma maquete de calibração o método da diferença de inércias entre duas configurações que forneçam uma gama de momentos de inércia próxima àquela do item de teste. Determina-se, através de cálculos executados em planilha, as características físicas principais de uma maquete que deve criar momentos de inércia numa faixa de 880 a 2.000 m2.Kg. Dentro desta faixa útil de criação de momentos de inércia de calibração, avalia-se a melhoria que a técnica proposta traz sobre a precisão das medidas dos momentos de inércia. Os resultados dos cálculos para definir as configurações de calibração e avaliar os erros de determinação da constante de torção da barra (dK) para cada intervalo de 200 m2.Kg, são apresentados. Estes dK, aplicados a um exemplo prático de medida de momento de inércia de um satélite, confirmaram o impacto favorável do procedimento proposto sobre a precisão global da medida. Igualmente, realizou-se um breve estudo de determinação das características físicas de uma segunda maquete destinada a adaptar o procedimento de calibração dos meios de medidas físicas da Intespace às necessidades futuras.

Esta tese apresenta os resultados de uma avaliação dos efeitos de atraso puros e indiretos (devido a filtros) nas qualidades de vôo longitudinais de uma aeronave de caça. A avaliação foi limitada a manobras de perseguição Ar-Ar e de aproximação e pouso. A escala Cooper-Harper foi utilizada para quantificar a degradação devido a esses atrasos. A aeronave de ensaio foi o NT-33A da USAF, equipada com um sistema de estabilidade variável. Os resultados experimentais mostram que o Sistema Equivalente de Ordem Reduzida é o melhor método para se calcular os atrasos equivalentes devidos a filtros de primeira e segunda ordens. Além disso, esses resultados indicam que, na fase Ar-Ar, as qualidades de vôo degradam linearmente a uma taxa de um grau Cooper-Harper para cada 48 ms de atraso, enquanto que na fase de aproximação e pouso a degradação não é perceptível até 100 ms. Após este valor, a degradação também é linear a uma taxa de um grau Cooper-Harper para cada 22,5 ms. Não foi possível correlacionar os resultados entre as duas tarefas para os mesmos valores de atraso. Os resultados da tarefa de aproximação e pouso confirmam os limites estabelecidos pela norma MIL-F-8785C. Contudo, para a terefa de perseguição AR-AR o limite para o nível 2 deve ser reduzido de 100 ms para 50 ms. Testes futuros deverão avaliar se é necessário estabelecer requisitos diferentes para as diversas categorias de fase de vôo.

A interação entre o Veículo Lançador de Satélites, VLS, e um micro-satélite embarcado é estudada. Procura-se determinar o envelope de acelerações que este micro-satélite irá suportar desde a ignição do lançador até a injeção final em órbita. O problema é estudado segundo a técnica de condensação e aproximação modal. Utiliza-se a base de Craig e Bampton para descrever o comportamento dinâmico de subestruturas de um veículo lançador de satélites. O interesse do trabalho está na determinação do envelope de acelerações que a base da Carga Útil embarcada no veículo lançador está sujeita desde a fase de lançamento, vôo atmosférico e injeção em órbita. Adota-se como resposta para a interação dinâmica entre o veículo lançador e a Carga Útil duas soluções que se superpõem: uma parte estática representando o movimento de conjunto como corpo rígido e uma parte dinâmica representando o movemento elástico relativo entre o veículo lançador e a Carga Útil. Como Carga Útil é proposto um modelo estrutural de um micro-satélite. Esse modelo servirá como referência para análises dinâmicas de quaisquer outros satélites que venham a ser lançados pelo veículo em pauta. Obtém-se como resultado final uma redução considerável da análise do problema quando comparado a uma análise completa através da técnica de elementos finitos em instantes específicos de vôo. Essa redução é particularmente evidenciada quando busca-se determinar a dinâmica de qualquer outro satélite através da similaridade com o satélite de referência proposto. Nesse caso somente operações matriciais simples e rápidas serão necessárias, evitando-se um novo estudo particular completo.

A new and promising technique for improving shock tube/tunnel performance is presented. This technique is able to produce higher reservoir enthalpy levels than the ones usually obtained with conventional shock tubes/tunnels, when operating in the Equilibrium Interface Condition. The new technique, which is tentatively being called "Gaseous Piston Technique", has been proven also to prevent combustion from taking place at the air-hydrogen interface, and seems to be capable to improve the available testing time by reducing the test gas contamination by the driver gas. The qualitative agreement of both numerical and experimental investigations is very encouraging.

Em missões aerotáticas é necessário que um veículo aéreo aborte a missão de outro veículo opressor, o qual é denominado de alvo. As leis de navegação aplicadas a este veículo determina, uma trajetória adequada para a colisão, enquanto que as leis de controle o estabilizam e tendem a minimizar o erro entre a sua trajetória e a calculada. Este erro pode ser desprezível a grandes distâncias do alvo, mas se torna altamente significativo nas suas proximidades, e que, em muitos casos impossibilita a navegação e o controle. Portanto, como é dificil a obtenção da colisão com o alvo, precisa-se de um sistema que passe a atuar quando as leis de navegação e de controle não são mais efetivas. Tal sistema é composto de um sensor de proximidade e de uma cabeça de guerra. Este trabalho consiste em desenvolver um modelo matemático de um sensor de proximidade, da cinemática dos fragmentos de uma cabeça de guerra e determinar uma lei de tempo ótimo de atraso de iniciação de uma cabeça de guerra. O problema é analisado para o caso tridimensional para vários tipos de encontros, considerando o alvo como um corpo tridimensional.