O presente trabalho aborda o projeto do conjunto de trem de pouso de uma aeronave transônica. Para a execução da tarefa foram criados modelos parametrizados em Catia V5 R18. Os modelos possibilitaram a análise estrutural através do módulo de Análise e Simulação do próprio Catia. Puderam então, serem obtidas as tensões e deslocamentos presentes nos componentes do trem. As peças e conjuntos foram reprojetados e reanalisados, várias vezes, até adquirirem o formato desejado e suportarem as tensões impostas. Apesar do grande esforço computacional, o Catia apresentou resultados bastante satisfatórios e possibilitou a melhora do conceito inicial. Com relação ao trem de pouso, no geral, as peças reprojetadas apresentaram tensões menores que a tensão de escoamento, com exceção das juntas e uma concentração em uma dos componentes, em um determinado caso de carregamento.

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.

A redução dos impactos ambientais ocasionados pela operação de aeronaves vem sendo alvo de interesse. Neste contexto, insere-se a redução dos níveis de ruído permitidos em pousos e decolagens devido ao crescimento do número de residências próximas a aeroportos. Nessas regiões, há sensores estrategicamente localizados capazes de medir o ruído, acarretando pesadas multas aos operadores caso desrespeitem certos limites. Isto exige que sejam encontradas alternativas para aeronaves cujos projetos são antigos, quando limites impostos pelas autoridades aeronáuticas eram mais brandos. Uma medida é atuar sobre os comandos da aeronave, executando procedimentos de decolagem e pouso com nível de ruído percebido EPNL ("Effective Perceived Noise Level") em dB reduzido. Neste trabalho analisa-se a trajetória de decolagem em busca de uma solução ótima que minimiza o ruído no ponto de interesse nesta fase de vôo. A dinâmica do problema é modelada através de equações diferenciais de movimento tridimensional e massa da aeronave concentrada, sem levar em conta sua dinâmica de corpo rígido já que esta não influencia no modelo de predição de ruído. Considera-se como fonte de ruído apenas os motores. Através de restrições não lineares, garante-se que a trajetória otimizada respeita limites físicos da aeronave. A atmosfera é modelada sem vento e segue o modelo de atmosfera padrão da ICAO, amplamente utilizado pela indústria em cálculos de desempenho. Por sua vez, o modelo dos motores é construído com curvas de tração em função de altitude e Mach de vôo, as quais provêm de dados conhecidos de motores reais, cujos valores serviram para ajustar um modelo termodinâmico teórico de motor turbojato. Parâmetros do modelo como a massa da aeronave, suas dimensões e suas características aerodinâmicas foram tomadas de um avião bimotor a jato de pequeno porte, cujos dados foram encontrados na literatura. Isto torna o modelo fisicamente similar à aeronave Bombardier Learjet 25.

É realizada uma avaliação de segurança dos Sistemas de Controle Ambiental de uma aeronave da categoria Transporte Leve Militar, projetada para realizar diversas missões como: Transporte de cargas; Lançamento de cargas; Transportes médico, de tropas, de autoridades, e de Pára-quedistas, além da Patrulha costeira. A Avaliação da Segurança (Safety Assessment), elaborada para cada um dos sistemas da aeronave tem como foco a área de Sistemas de Controle Ambiental. Inicialmente são definidos os requisitos do sistema, seguindo-se o Estudo de Falha Funcional (Functional Hazard Assessment - FHA). Em paralelo, é definida a arquitetura do sistema. Posteriormente são realizadas a Análise de Efeitos e Modos de Falha (Failure Modes and Effects Analysis - FMEA) e a Análise pela Árvore de Falhas (Fault Tree Analysis - FTA) para as falhas que são classificadas como hazardous ou catastrophic. Essas três etapas compõem o "Safety Assessment". O estudo é realizado de forma qualitativa e demonstra os passos que o Sistema de Controle Ambiental de uma aeronave atenda os requisitos de segurança. Esse trabalho também tem como objetivo incentivar futuros estudos relacionados à segurança de voo para assegurar operações aéreas cada vez mais seguras.

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.

Tradicionalmente, as empresas desenvolvem produtos de maneira isolada. No entanto, a necessidade do mercado por produtos mais variados, o alto custo de desenvolvimento, a manufatura diversificada e a grande complexidade dos produtos estimulou algumas empresas a adotar o conceito de plataformas. Plataforma é o conjunto de módulos compartilhados por mais de um produto. Módulo é uma parte funcional de um produto com interfaces bem definidas. A principal dificuldade da adoção de plataformas no processo de desenvolvimento de produto é como conciliar os diferentes requisitos dos produtos, a fim de definir quais devem ser as partes comuns e quais produtos devem utilizar estas partes. A partir da análise de métodos afins disponíveis na literatura, este trabalho propõe um método para definir e otimizar plataformas utilizando a métrica do objetivo organizacional escolhido. Esse método é aplicado para a família de aeronaves 145 da Embraer. O módulo comum, segmento de fuselagem, é identificado, e seu parâmetro, o diâmetro de fuselagem é otimizado considerando dois segmentos distintos, o comercial e o executivo. É sugerido um novo diâmetro de fuselagem conciliando o conflito de requisitos existente entre esses dois mercados através da maximização do objetivo organizacional hipotético, a quantidade de vendas.

O transporte de carga ocupa um espaço importante no cenário de aviação civil e militar. Do ponto de vista tático, é frequente na aviação de defesa a necessidade de aeronaves capazes de movimentar cargas relativamente pequenas com agilidade a zonas de conflito ou de difícil acesso. Em casos onde o pouso não é possível ou muito arriscado, o lançamento em voo pode ser uma solução adequada, embora leve a uma situação delicada do ponto de vista do controle da aeronave uma vez que tal operação acarreta uma variação rápida e de grande magnitude de diversos parâmetros ligados à estabilidade tais como centro de gravidade e momento de inércia. Uma solução baseada em técnicas de síntese robusta é proposta para a obtenção de uma lei de controle automático que leve em conta tal variação de parâmetros e seja capaz de garantir a estabilidade da aeronave durante a operação de extração e lançamento de carga. As especificações são explicitadas na forma de funções de ponderação escolhidas de forma adequada de maneira a permitir a síntese de um controlador robusto que respeite as restrições impostas ao projeto. A solução encontrada é avaliada através de análises de estabilidade e qualidade de voo.

Há diversas metodologias empregadas para a determinação das cargas de rajadas usadas em dimensionamentos estruturais da aeronave, e que incluem métodos determinísticos e métodos estocásticos. As cargas de resposta à turbulência continua são, hoje, obtidas pelo método estocástico (Random Process Theory - RPT) em conformidade com o estabelecido nos requisitos aeronáuticos em vigor (FAR). Este trabalho visa implementar uma alternativa ao RPT na determinação das cargas de turbulência contínua, baseada na teoria dos filtros correlacionados (Matched Filter Theory - MFT). Historicamente, o MFT foi originalmente utilizado na obtenção mde sinais maximizados de radares. Pototzky (POTOTZKY, 1997) demostrou que o MFT é aplicável também para a solução de problemas dinâmicos e aeroelásticos genéricos, especificamente para cálculos de cargas correlacionadas de rajadas. Será demonstrado aqui que as cargas correlacionadas geradas pelo MFT são fortemente similares às geradas pelo RPT. É apresentado neste documento uma descrição detalhada da metodologia de cálculo de cargas baseada em RPT e em MFT, e os resultados numéricos obtidos.

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.