A estrutura de uma aeronave ée composta de muitas partes, que devem ser unidas para formar sub-partes. Entre muitas opções, "channel fittings" são amplamente utilizados na conexão da asa com a fuselagem do avião. Esse trabalho aplica o método de elementos finitos na modelagem de um "channel fitting", com o propósito principal de avaliação da distribuição de tensões de acordo com a alteração de alguns parâmetros geométricos. Quatro modelos são construídos e apresentados. Os resultados mostram uma sensibilidade importante dos níveis de tensão de acordo com a posição do furo de conexão com o parafuso. Este trabalho também propõe e descreve um procedimento iterativo que permite a aplicação mais precisa de condições de contorno na zona de contato do "fitting" com estrutura de ligação.

ÉE proposto um novo método de dimensionamento de fios e cabos elétricos em ambiente aeronáutico. O trabalho apresenta quatro partes principais. Primeiramente considera-se a otimização dos atuais sistemas elétricos embarcados, em particular das cablagens elétricas, seguida de uma explanação geral sobre tendências e evolução dos sistemas, além de apresentar alguns conceitos básicos relevantes. Posteriormente, trata-se mais diretamente das normas, requisitos e procedimentos de cálculos, que envolvem o atual método de dimensionamento de capacidade de condução de corrente em fios e cabos elétricos, apresentando-se alguns exemplos básicos e um estudo de caso envolvendo uma aeronave regional hipotética denominada RJX. Em complemento, apresenta-se uma análise crítica e efetuam-se considerações referentes a requisitos de certificação aeronáutica vigentes. Em seguida desenvolve-se o cerne do trabalho, que consiste em propor um novo método de dimensionamento de fios e cabos elétricos através da setorização da aeronave em quatro regiões, além da análise da variação de parâmetros como temperatura e altitude de operação sem, no entanto, alterar o procedimento de cálculo prescrito nas normas ou infringir requisitos de engenharia e de certificação. ÉE proposta uma planilha eletrônica com a finalidade de automatizar o processo de cálculos. Finalmente, apresentam-se os resultados obtidos através da comparação entres os dois métodos, culminando num cálculo de expectativa e redução de peso baseado na aeronave hipotética RJX, o qual aponta para um intervalo onde o provável valor de redução esteja situado. As considerações finais envolvem a análise e interpretação dos resultados obtidos, além de propostas de futuros estudos.

Este trabalho realiza um estudo comparativo entre diferentes arquiteturas de sistemas de comando de vôo (FCS) e sistemas de piloto automático (AFCS) empregados em conhecidas aeronaves comerciais. Sua abordagem tenta enfatizar como cada arquitetura pode influenciar no desenvolvimento, operação e na manutenção de uma aeronave. As diferenças encontradas em cada arquitetura podem se traduzir em alterações da resposta dinâmica da aeronave, como no caso das diferentes interfaces entre o FCS e o AFCS, ou mesmo representar diferentes níveis de redundância, confiabilidade e complexidade do sistema. Apesar de todas as arquiteturas, aqui descritas e estudadas, atingirem os requisitos normativos por apresentarem uma baixa probabilidade de falhas, ée o meio pelo qual o sistema garante esta baixa probabilidade de falhas que pode influenciar no projeto da aeronave, por exemplo, aumentando o peso total da aeronave - se o número de elementos redundantes for muito elevado. O principal objetivo deste trabalho ée definir uma arquitetura básica para a aeronave (fictícia) CJ1, que por sua vez foi desenvolvida durante o Programa de Especialização em Engenharia. Entretanto, este trabalho acaba se tornando algo como um sumário, uma sinopse das arquiteturas de FCS e AFCS das aeronaves aqui estudadas (ERJ145, EMBRAER 170, Boeing 777) ao mesmo tempo em que define uma arquitetura para a aeronave CJ1.

O escopo deste trabalho ée avaliar o efeito da cablagem na modelagem da distribuição de temperatura em equipamentos eletrônicos em racks de aeronaves através do uso de CFD (Computacional Fluid Dynamic). Para alcançar este objetivo, o estudo se concentra na simulação de quatro casos. Os casos padrão e sem ventilação que não consideram o efeito da cablagem. Os casos de velocidade constante e de pressão constante na entrada empregam o efeito do meio poroso. A cablagem ée modelada como um meio poroso, ou seja, um termo fonte ée adicionado nas equações da continuidade, de quantidade de movimento e de energia. O modelo de turbulência escolhido para a simulação ée o k- padrão por ser utilizado freqüentemente em escoamentos turbulentos semelhantes ao caso em estudo, além de reduzir esforços computacionais se comparado ao modelo das tensões de Reynolds ou o LES (Large Eddy Simulation). Uma malha de 93503 elementos ée gerada para a simulação. A partir das temperaturas experimentais, os fluxos de calor de cada equipamento são calculados e empregados como parâmetros de entrada para cada caso. O caso padrão e sem cablagem mostra o escoamento e a distribuição de temperaturas preliminares. O caso sem ventilação e sem cablagem, isto é, em uma condição sem entrada de ar condicionado indica que o efeito da convecção natural ée importante na distribuição de temperatura dos equipamentos. Dentro do caso de velocidade constante, o efeito do meio poroso ée verificado através do cálculo de diversos termos fonte, sendo que o aumento da pressão não afeta a distribuição de temperatura no interior do rack. No último caso, ou seja, de pressão constante com cablagem, diversos termos fontes são empregados e verifica-se que o aumento de velocidade na entrada modifica a distribuição de temperatura nos componentes. A existência de uma velocidade ótima foi notada, ou seja, um acréscimo na velocidade do escoamento na entrada do rack não altera mais a distribuição de temperatura dos equipamentos eletrônicos.

Este trabalho consiste no desenvolvimento de uma plataforma dedicada para a implementação de sistemas de controle longitudinal para o Boeing 747-400, utilizando diferentes topologias para a malha de controle. Inicialmente são estudados os conceitos de movimentação longitudinal para um corpo rígido, determinando o modelo aerodinâmico longitudinal completo e também os modelos aproximados para o período curto e longo de uma aeronave genérica. Usando os coeficientes de estabilidade e as derivadas longitudinais do Boeing 747-400, foram determinadas as equações dinâmicas para este avião. Conhecendo as equações dinâmicas para o Boeing 747-400 os controladores foram projetados usando duas topologias distintas de malha de controle. A malha de controle longitudinal composta por uma realimentação de taxa de arfagem é a topologia mais abordada neste trabalho. Utilizando esta abordagem foram projetados os controladores contínuos de altitude e velocidade vertical. Uma outra forma abordada para o projeto dos controladores contínuos de altitude e velocidade vertical, é feita substituindo a malha interna de taxa de arfagem por um sistema de compensação contínua, no qual será usado para estabilizar a resposta de saída da malha interna de controle do ângulo de arfagem. Os controladores contínuos projetados foram devidamente discretizados. As equações de diferença obtida no processo de discretização foram utilizadas para a implementação dos controladores no microprocessador Rabbit 2000. Os controladores digitais implementados no Rabbit 2000 são testado, verificado e validado usando o Boeing 747-400 disponível no simulador de vôo X-Plane. A interação entre o hardware dedicado e o PC portado pelo X-Plane é feita através do envio e recebimento de pacotes de dados por meio do módulo de comunicação Ethernet (TCP/IP) através do protocolo UDP (Uniform Datagram Protocol) disponíveis em ambos os sistemas. Os resultados obtidos nestes ensaios são comparados com os resultados das simulações do sistema de controle longitudinal usando os controladores projetados e as equações dinâmicas do Boeing 747-400 implementadas no MATLAB/SIMULINK.

Este trabalho aborda o problema da concepção de sistemas supervisórios para células robóticas colaborativas flexíveis na indústria aeronáutica. Para esta finalidade, é proposta uma abordagem mista para modelagem e verificação de células robóticas baseada em simulação gráfica de robôs e rede de Petri colorida. Rede de Petri é utilizada para modelar o sistema supervisório que gerencia as atividades dos robôs, a interação com outros elementos e para representar a lógica de programação. Simulação gráfica de robôs é aplicada para ilustrar o comportamento dos robôs em um ambiente 3D indicando, por exemplo, a ocorrência de colisões. A flexibilidade da aplicação requer que os robôs trabalhem subordinados ao sistema supervisório, tendo suas trajetórias definidas durante a execução das tarefas e não previamente programadas em seus controladores. Como conseqüência, com o propósito de verificar a célula robótica colaborativa, ambas as ferramentas de simulação devem ser integradas. A motivação deste trabalho é a concepção de uma célula de trabalho para a indústria aeronáutica, automatizando os processos de furação e inserção de prendedores em partes da fuselagem. A célula é composta de dois robôs que devem trabalhar em cooperação e em colaboração na montagem estrutural de aeronaves.

The main purpose of this work is to model dynamically the latero-torsional response of the structure of a landing gear using identification techniques. The emphasis is placed on identifying this motion on aircraft twin-wheeled telescopic main landing gears. Between the many possible model structures, a linear polynomial ARX and ARMAX model structures and a state space model structure were adopted, all of them discrete models. Structures of the Output-Error (OE) e Box-Jenkins (BJ) type were also analysed but were discarted. The coefficients of the ARX model are obtained through least square techniques and the ones for the ARMAX by using the extended least square estimator. The ones for the state space model are obtained through subspace projection techniques for obtaining the states e also by least square for obtaining the dynamic matrices. The system dynamical equations are developed for a better understanding of the physical problem. The landing gear lateral and torsional structural deflections, wheels rotations and tire angular slip are considered as degrees of freedom of the model. The problem physics and correlation analysis was used for obtaining the polynomial model and state space model order and input delay respectively. For the ARX and ARMAX models, it is proposed an order reduction and obtention of a second order model. Using the transfer function obtained from this model it is possible to find the frequency and damping of the landing gear modes. For the state space model, through the obtention of the dynamical matrix and its eigenvalues it is possible to find the frequency and damping of the landing gear modes. The results obtained through these techniques are compared.

Neste trabalho são analisadas as figuras de mérito de antenas helicoidais, de microfita e redes de dipolos, operando na faixa de freqüências de comunicação e navegação via satélite na banda L, na presença de aeronaves. É utilizada primordialmente a técnica híbrida UTD/MoM do simulador SuperNEC, onde as antenas são modeladas pelo MoM e a aeronave é modelada pela técnica UTD. Além disso, é analisado o comportamento das antenas helicoidal e monopolo na presença da aeronave feita de material composto de fibra de carbono, cujos modelos são simplificados para viabilizar a análise do ponto de vista computacional. Inicialmente é feita uma breve descrição dos simuladores eletromagnéticos, ressaltando a idéia básica da técnica híbrida UTD/MoM. Em seguida são apresentados os projetos das antenas supracitadas realizados com auxílio dos simuladores, onde também são analisadas situações envolvendo os efeitos de reflexão, difração e obstrução em estruturas UTD mais simples. É feito uma análise comparativa de antenas na presença de placas feitas de composto de fibra de carbono e alumínio, onde os resultados teóricos e experimentais mostraram-se semelhantes para ambos os materiais. Finalmente, é realizada a análise dos efeitos causados nas figuras de mérito das antenas devido às várias partes que compõem a estrutura da aeronave. Utilizando este procedimento é possível identificar mais claramente cada efeito produzido pela estrutura da aeronave, possibilitando que sejam realizadas ações preventivas para obter uma melhor abordagem em testes de desenvolvimento, bem como um melhor desempenho operacional dos sistemas. Os procedimentos e resultados apresentados neste trabalho são considerados satisfatórios do ponto de vista de posicionamento preliminar de antenas sobre aeronaves, ressaltando-se a vantagem computacional da técnica híbrida. Contudo, a busca em modelar toda a estrutura da aeronave usando técnicas de onda completa ainda deve ser perseguida a fim de aumentar a acurácia dos resultados.

Ligas de alumínio são extensamente usadas em partes aeronáuticas devido às boas propriedades mecânicas e baixa densidade. Estas partes devem ser unidas para formar conjuntos maiores. Uma junta estrutural é definida como um segmento de estrutura que provê um meio de transferir carga de um elemento estrutural para outro. A maioria das juntas aeronáuticas é mecanicamente fixada com múltiplos prendedores (parafusos ou rebites). Estas juntas apresentam uma alta concentração de tensões ao redor do prendedor, porque a transferência de carga entre elementos da junta acontece em uma fração da área disponível. Por outro lado, as cargas aplicadas em juntas adesivas são distribuídas sobre toda a área colada e reduz os pontos de concentração de tensão. Juntas são a fonte mais comum de falhas estruturais em aeronaves e quase todos os reparos envolvem juntas. Portanto, é importante entender todos os aspectos de projeto e análise de juntas. O objetivo deste trabalho é comparar juntas estruturais de ligas de Al2024-T3 em três condições: juntas mecanicamente rebitadas, juntas coladas e uma configuração híbrida rebitada e colada. Foi usada a norma NASM 1312-4 para confecção dos corpos-de-prova. Além disso, foram conduzidos testes de fadiga, sob amplitude de carregamento constante e relação de tensão igual a 0.1, para avaliar a eficiência dos elementos estruturais durante sua vida em serviço. Os resultados mostraram que a configuração híbrida apresenta maior resistência estática e uma vida em fadiga superior às demais configurações.

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.