Esta dissertação apresenta os cálculos e as premissas utilizadas para o desenvolvimento de uma planilha de análise estrutural de seções de vigas aeronáuticas. Serão descritos as fórmulas e os métodos usados para a análise de um grupo de seções escolhidas devido a sua grande utilização no meio aeronáutico. A planilha de análise desenvolvida tem como objetivo a análise rápida de seções, agilizando a tomada de decisão no dimensionamento estrutural. A análise leva em conta a combinação de tensões normais, devido à tração, compressão e momentos fletores; e tensões de cisalhamento, devido às forças cortantes e torção. Para diminuir o tempo de análise existe um banco de dados de materiais com as principais propriedades necessárias para a análise. A análise da flexão plástica de seções também foi implementada, opção que torna possível a redução de peso estrutural na fase de desenvolvimento. Os dados de saída são as tensões atuantes em diversos pontos da seção e suas respectivas margens de segurança.

O objetivo deste trabalho foi o de desenvolver uma metodologia e uma ferramenta utilizando o programa MatLab para analisar a concentração volumétrica de gases tóxicos ao longo do tempo em cabines de pequenas aeronaves durante um evento de fogo. Estes gases podem ser os gerados pela combustão ou pelos agentes extintores utilizados para apagar o fogo. Um modelo matemático foi descrito utilizando a abordagem de uma mistura de gás perfeito com o método dos parâmetros concentrados, já que esta foi demonstrada por testes fornecer dados similares a uma simulação real, bem como ser esta a metodologia sugerida e aceita pelas autoridades atualmente. As entradas do problema são as vazões mássicas do agente extintor e de outros gases tóxicos provenientes da combustão, a variação da altitude de cabine e a taxa de entrada de ar na cabine. As saídas são as concentrações volumétricas de todos estes gases na cabine ao longo do tempo. A contribuição desta ferramenta é na definição preliminar dos extintores de incêndio na cabine e a na visualização dos efeitos de possíveis variações na altitude de cabine e entrada de ar em um evento de fogo. Esta ferramenta também é útil no estudo da substituição de agentes extintores existentes por outros menos tóxicos bem como na reavaliação de instalações existentes de extintores de incêndio com as possíveis mudanças nos valores de nível de toxicidade recomendado pelas autoridades. Os resultados obtidos pela ferramenta apesar de conservadores, demonstraram-se coerentes para casos de simulação em regime permanente, para casos de disparo de mais de um gás na simulação de uma aeronave em cruzeiro e altitude constante, e com variação na altitude de cabine.

Na indústria aeronáutica, muitas companhias estão desenvolvendo sistemas baseados na tecnologia de células a combustível, devido ao seu potencial para elevadas eficiências, baixas emissões, uso flexível de combustíveis e baixos níveis de ruído. A indústria da aviação constantemente se depara com limitações no que se refere ao preço do combustível e custos operacionais totais, os quais incluem o preço devido ao combustível consumido, custos de manutenção e outras variáveis de menor impacto. Este trabalho tem como objetivo ser uma investigação teórica das melhores combinações de células a combustível e combustíveis para as mesmas visando a substituição da RAT, APU, geradores e baterias de uma aeronave típica pré-definida, que neste trabalho foi o EMB-170 da Embraer. É feita também uma análise de TRL para duas potenciais aplicações de células na indústria aeronáutica, a fim de investigar o grau de maturidade: uma PEMFC utilizando hidrogênio puro como combustível para substituição da RAT e uma SOFC utilizando querosene de aviação como combustível para substituição de uma APU.

Este trabalho tem como objetivo desenvolver uma rotina para a geração de um modelo simplificado para o caixão principal de uma asa dimensionado através de uma ferramenta de otimização para estabilidade. Este modelo simplificado deve representar dinamicamente o comportamento do caixão principal. A metodologia foi aplicada para um conceito de aeronave comercial de transporte. Modelos em elementos finitos foram construídos para a validação da metodologia proposta. A rotina implementada mostrou-se capaz de cumprir o objetivo proposto, gerando os resultados com a acuracidade esperada para fases de anteprojeto de aeronaves.

O objetivo deste trabalho é o projeto preliminar de uma aeronave comercial focado no pré-dimensionamento e definições aerodinâmicas iniciais. A metodologia utilizada compreende a abordagem clássica combinada com modernas análises de dinâmica dos fluidos computacional para determinar dimensões, peso, tração e perfis aerodinâmicos da asa.

É apresentado um procedimento de análise usando simulação das correntes elétricas de alimentação de sistemas de comando de vôo para dimensionamento de fios e cabos elétricos a serem utilizados por tais sistemas com ênfase nos atuadores eletro-mecânicos que utilizam motores brushless de corrente contínua como forma de conversão de energia elétrica em mecânica. A abordagem pode ser aplicada a outros sistemas que utilizam a mesma forma de atuação. Os resultados obtidos por simulação são mostrados na forma de gráficos de correntes elétricas para algumas condições específicas de um sistema genérico. Uma análise comparativa desses resultados fornece dados que contribuem para a especificação dos fios e cabos elétricos buscando sua otimização e evitando que sobre-correntes danifiquem o sistema e sua cablagem.

Em sistemas de controle aeronáutico, aeronaves flexíveis são aquelas cuja dinâmica estrutural possui freqüências próximas às de corpo rígido. Filtros estruturais do tipo notch são tipicamente implementados quando existe separação suficiente entre o modo de maior freqüência da dinâmica de corpo rígido e o modo de menor freqüência da dinâmica estrutural. Entretanto, para aeronaves que apresentam maior flexibilidade estrutural, os filtros citados não são efetivos no seu papel. Neste trabalho, é descrito um modelo da aeronave flexível B1, disponível na literatura, que integra as dinâmicas de corpo rígido e flexível. Um piloto automático de altitude para aeronaves flexíveis é projetado utilizando duas técnicas de controle robusto: HIFOO (H8 Fixed-Order Optimization) e Loop Shaping. Estas técnicas são apresentadas, discutidas e seus resultados, comparados.

O objetivo deste trabalho é focalizar um modelo aeroelástico simples, cujos parâmetros são utilizados em outros trabalhos para possibilitar a validação dos estudos e, a partir deste modelo empregar técnicas de análise de estabilidade considerando variações paramétricas da planta e projetar um sistema de controle robusto para ampliar a estabilidade calculada. Este trabalho apresenta a modelagem de uma seção típica aeroelástica com três graus de liberdade para o estudo da estabilidade aeroservoelástica robusta. As forças aerodinâmicas não-estacionárias foram modeladas seguindo a metodologia de Theodorsen e a Aproximação Racional de Roger foi utilizada para a apresentação do modelo aeroelástico em espaço de estados. A análise de estabilidade do modelo nominal foi realizada através do Método K, Lugar Geométrico das Raízes e dos Valores Singulares Estruturados e verificou-se a coerência entre os resultados obtidos. Inseriram-se incertezas paramétricas aditivas na planta e calculou-se a margem de estabilidade robusta a estas incertezas. Os sistemas de controle ativo foram projetados através de técnicas de projeto de controladores H8-ótimo por Iteração-? considerando incertezas paramétricas como perturbações no modelo e através de Fatoração Coprima. A mecanização computacional do projeto foi efetuada em ambiente MATLAB, e foram utilizadas as funções disponíveis no -Analysis and Synthesis Toolbox e Robust Control Toolbox.

O escopo do presente trabalho envolve a síntese de leis de aumento de estabilidade e controle de uma aeronave a jato comercial, que possui estabilidade longitudinal relaxada inerente. As características de estabilidade e de resposta desta aeronave são avaliadas em várias condições de vôo, incluindo diferentes posicionamentos de flapes, variações de CG, de peso, de altitude e de velocidade. Controladores são, então, projetados com a finalidade de aumentar tanto a estabilidade quanto o controle do sistema. Com o objetivo de selecionar a estrutura de controle mais adequada à aeronave em questão, pontos críticos do envelope de cada posição de flap da aeronave são escolhidos e uma estrutura de controle simples é aplicada, o Nz. A definição da estrutura realizou-se de acordo com a necessidade de melhoria das respostas, que está intrinsecamente relacionada aos requisitos de projeto. Dentre os requisitos de projeto, cita-se o cumprimento de determinados critérios de qualidade de vôo, como o C*. Como as respostas obtidas pelo controlador Nz (aceleração normal) não satisfazem este critério, optou-se pela aplicação de uma estrutura com realimentação da velocidade de arfagem ($q$) no CAS. O requisito de estabilidade de velocidade firma, então, a estrutura C*u como a mais adequada. A estrutura utilizada envolve um SAS com realimentação de saída do ângulo de ataque e de $q$ na malha interna, um CAS com realimentação de $n_z$, $q$ e de velocidade, além de um compensador PID na malha externa. Com base no C*u, ganhos são calculados para o ponto crítico de cruzeiro. O cálculo dos ganhos é realizado de acordo com a metodologia LQR, cujas matrizes de ponderação são estimadas por aproximações das regras de Bryson e de Gangsaas. O peso das variáveis que não são pré-determinadas por estas regras é variado para a obtenção da melhor ponderação. Antes da otimização dos ganhos propriamente dito, uma estimativa de ganhos iniciais é aplicada com o objetivo afastar o pólo com a maior parte real do eixo imaginário. Diversas respostas são obtidas devido à gama de parâmetros variáveis de projeto descritos acima. Dentre estas, as respostas consideradas mais satisfatórias são elegidas e aplicadas à diversos pontos de operação. O uso dos ganhos obtidos dividem naturalmente os pontos de operação em quatro intervalos de variação da pressão dinâmica, cada um com seus respectivos ganhos. O escalonamento de ganhos é, então, validado por intermédio da aplicação da estrutura de controle final em pontos de operação com CG e peso da aeronave distintos dos de projeto.

Tradicionalmente os métodos utilizados para projetos de aeronaves estão focados na redução de fatores como consumo de combustível ou peso. Entretanto, há necessidade de se implantar modelos mais sofisticados e realistas que considerem adequadamente o ponto vista do operador. O projeto de aeronaves consiste em uma tarefa complexa que integra diversas disciplinas. Contudo, somente nos últimos anos, com o avanço da computação e de novos métodos de otimização, a indústria aeroespacial pôde usufruir de plataformas de projeto e otimização multidisciplinar (MDO). Nesse contexto, este trabalho tem por objetivo desenvolver uma plataforma de otimização multidisciplinar capaz de auxiliar no projeto conceitual de uma aeronave com o menor custo operacional direto (DOC). Foram consideradas disciplinas de peso, aerodinâmica, desempenho e custos. Foram aplicadas equações semi-empíricas, baseadas nas metodologias de Roskam, Torenbeek e Raymer, a fim de se reduzir a carga computacional. Um algoritmo genético foi implantado como método de otimização. No final do trabalho é proposto um estudo de caso que consiste na otimização de uma aeronave de 138 passageiros para uma determinada malha aérea. Os resultados mostraram que o DOC é bastante suscetível a variáveis, tal como preço do combustível. A otimização de apenas um dos componentes do DOC, como o peso ou consumo, não significam a real redução dos custos.