Este trabalho se propõe a simular a emissão de NOx na condição de decolagem, para motores de diversos fabricantes, usando o software de simulação de desempenho GasTurb (versão 10) e obter resultados próximos aos dados experimentais apresentados na planilha de certificação de emissões da ICAO (Organização Internacional de Aviação Civil). O GasTurb é utilizado sobretudo em cálculos do ponto de projeto e permite similar, numa única subrotina, vários motores. Mais que isso, objetiva-se apresentar os passos a serem seguidos para a avaliação dos ciclos completes de emissões (LTO), usando-se o GasTurb, embora não seja o objetivo dessa dissertação um estudo detalhado desses ciclos. Finalmente, mostra-se que um modelo empírico de emissões de NOx que depende apenas da pressão e temperatura de entrada na câmara de combustão (P3 e T3) prevê com boa confiabilidade as emissões experimentais desse poluente em combustores convencionais.

Esse trabalho traz uma abordagem ao problema da Fadiga Sônica em painéis reforçados de alumínio de uma típica estrutura de aplicação aeronáutica, submetidos a um carregamento acústico randômico proveniente dos gases de escape de motores a reação. A obtenção da resposta aos modos de vibrar, os níveis de tensões totais aplicados e resistência à fadiga da estrutura quando excitada por tais cargas sonoras se baseiam no processo de cálculo semi empírico proposto em relatórios do ESDU (Engeneering Sciencies Data Unit) e serão conduzidos a partir do desenvolvimento de um algoritmo utilizando a ferramenta VBA (Visual BASIC for Applications) do Microsoft Excel. O método de elementos finitos será então aplicado a fim de analisar e validar os resultados obtidos por essa ferramenta. Será mostrado que tais resultados estão de acordo com os obtidos pelo software NASTRAN e, portanto, torna o programa eficiente para análise da fadiga sônica.

This study presents an aeroelastic analysis including the servomechanism transfer functions. The aeroelastic (flutter) behavior of the dynamic structure is analyzed when a feedback control is introduced. A structural dynamic model is elaborated together with an aerodynamic model in order to obtain the aeroelastic model. A feedback control model was then implemented in the aeroelastic model to obtain the servomechanism model that is the focus of the analysis. A parametric study was made to analyze the behavior of the aeroelastic model with the feedback control. This parametric study consists in the variation of the parameters (gains of the transfer functions), which compound the feedback control model, and for each variation, a stability analysis (flutter analysis) was made and the results were plotted in the "v-g-f" graphs for obtaining the stability boundaries. From these graphs the stability tendencies with the introduction of the control system in the analysis could be determined.

Esta dissertação trata sobre a implementação de um simulador no qual seja possível gerar cenários de combate entre aeronaves e sistema de defesa aérea, através do uso de um ambiente para criação de jogos 2D.O SEAxM, Simulador de Embate Aeronave versus Sistema de Defesa Aérea, sistema desenvolvido ao longo deste trabalho, permite a criação de cenários onde uma aeronave de combate amiga, devidamente armada e capacitada com algumas contramedidas eletrônicas, tenta penetrar num território inimigo, protegido por radares e lançadores de mísseis terra-ar (ou SAM - Surface-to-air missiles). Como se vê, primariamente, estaremos considerando missões ofensivas, no entanto, obviamente, o SEAxM permite simulações e análises do ponto de vista defensivo.Será mostrado como o SEAxM integra-se com outros softwares, como o MS Access e o Arena Input Analyzer , permitindo prospecções e análises estatísticas sobre possíveis situações reais de combate e seus desdobramentos, permitindo ao Comando Aéreo conhecer a realidade de sua força aérea e de, consequentemente, tomar decisões mais acertadas. Implementado utilizando-se o software Game Maker 4.1, o SEAxM é bastante flexível, permitindo ao usuário que, através da alteração de diversos parâmetros, possa fazer toda sorte de baterias de testes e analisar os resultados colhidos ao longo da simulação.Por fim, é efetuado um estudo de caso através de bateria de simulações a fim de se descobrir a influência, sobre o desempenho da missão, do parâmetro velocidade da aeronave.

Com a crescente competitividade no setor aeronáutico, todo ganho, por menor que seja, em desempenho de aeronave é extremamente importante para seu sucesso comercial. O correto dimensionamento de entradas e saídas de ar leva a um ganho competitivo de uma aeronave em relação à outra. Isto se deve a grande presença de entradas e saídas de ar, como grelhas, scoops e as desenvolvidas pela NACA (National Advisory Committee for Aeronautics posteriormente todos os recursos foram transferidos para National Aeronautics and Space Administration - NASA) presentes em cada aeronave. Buscando obter o dimensionamento otimizado de grelhas utilizadas em sistemas aeronáuticos, alguns parâmetros de dimensionamento para grelhas de exaustão de ar foram obtidos via CFD (sigla do inglês para Computational Fluid Dynamics) para três tipos de grelhas: flush (altura da grelha nivelada com seu plano de instalação) com defletor reto, flush com defletor curvo e não flush com defletor curvo. Os parâmetros de dimensionamento das três grelhas analisadas no presente trabalho foram: coeficiente de descarga, razão de vazão mássica e coeficiente de pressão. Os resultados são apresentados para cada grelha analisada em função do número de Mach, altitude e vazão mássica. Um estudo de comparação com resultados experimentais, disponíveis na literatura, é também apresentado no presente trabalho. Os resultados apresentados nesta dissertação têm potencial para serem utilizados em um melhor dimensionamento de grelhas aeronáuticas em geral. Deve-se ressaltar que o presente trabalho não define o melhor tipo de grelha que deve ser utilizado para todas as funções, e sim apresenta alguns parâmetros que devem ser utilizados para o dimensionamento otimizado de uma grelha de exaustão de ar para o cumprimento de sua função.

O cenário atual do mercado de aviação motiva a busca por novas tecnologias que possibilitem aos operadores a redução nos custos de operação de suas aeronaves. O conceito de monitoramento da saúde e prognóstico de falhas vem ao encontro deste interesse, possibilitando redução de custos de manutenção, além de maximização da vida útil dos equipamentos, aumento da segurança e despachabilidade. O presente trabalho propõe uma metodologia baseada em análise de tendência para a obtenção de uma distribuição de probabilidade associada ao instante predito de ocorrência de falha para um sistema aeronáutico. Essa metodologia consiste na utilização de métodos de Monte Carlo e bootstrap para a obtenção de um intervalo de confiança para o instante de falha, estimado por meio de regressão. A metodologia proposta é testada por meio de séries temporais simuladas com tendências lineares, quadráticas e exponenciais, sendo também avaliada em um estudo de caso envolvendo dados reais.

Esta dissertação consiste no estudo e simulação de um sistema de oxigênio suplementar de uma aeronave executiva de pequeno porte, em especial de simulações do desempenho das máscaras utilizadas neste sistema, tão importantes para a segurança da operação das aeronaves em caso de despressurização das cabines. Após discussões e comparações entre as diferentes arquiteturas utilizadas nos dias atuais, definiu-se um sistema de oxigênio completo, adequado aos padrões mais utilizados atualmente em aeronaves executivas de pequeno porte. O desempenho do sistema e das máscaras foram avaliados através de simulações no software Flowmaster (versão 7 - Aerospace) com o objetivo de cumprir com os requisitos mínimos legais de fluxo de oxigênio para pilotos e passageiros. Considerando as características físicas e funcionais dos diversos componentes de um sistema típico de oxigênio, foram realizadas simulações em diversas altitudes de voo. Estas simulações forneceram quedas de pressão ao longo do sistema, desempenho dos diversos componentes do sistema, quantidades mínimas de gás oxigênio a ser transportado e, principalmente, características físicas e funcionais das máscaras utilizadas pelos tripulantes e passageiros. Assim, modelos de máscaras puderam ser desenvolvidos. Os resultados encontrados ficaram dentro das expectativas e são coerentes com os resultados de ensaios realizados em equipamentos reais fabricados por diversos fornecedores. Comentários sobre os resultados finais e sugestões de novos estudos baseados neste trabalho são, por fim, apresentados.

O presente trabalho trata da interferência aerodinâmica asa-fuselagem sem geometrias de integração (por exemplo, carenagens). Os autores dos resultados experimentais, utilizados como base para o presente estudo, apontaram o efeito de convergência-divergência como sendo o principal fator do aumento de arrasto em configurações asa-baixa, por induzir um gradiente adverso de pressão na região divergente e promover um descolamento prematuro de camada limite. Assim, adotou-se o método dos painéis como ferramenta de análise de interferência asa-fuselagem, para que o efeito de convergência-divergência pudesse ser mais bem compreendido. Para concluir se o efeito de convergência-divergência é o efeito dominante no aumento de arrasto em configurações asa-baixa, cálculos de camada limite foram feitos em linhas de corrente nas proximidades da junção asa-fuselagem de configurações asa-baixa, utilizando o método integral de cálculo de camada limite no qual, por meio de parâmetros empíricos, o descolamento é estimado. Concluiu-se, com a análise de camada limite, que o efeito de convergência-divergência, por si só, não é capaz de causar um descolamento de camada limite que justifique o aumento de arrasto observado experimentalmente. Consequentemente, acredita-se que a migração de partículas fluido da fuselagem para a asa, não considerada no presente trabalho, pode ser o efeito dominante no aumento de arrasto em configurações asa-baixa, comparadas com as configurações asa-média.

A interação dinâmica resultante do impacto de esferas de aço contra chapas de alumínio é estudada através da representação numérica de testes experimentais, os quais imitam freqüentes colisões de pequenos fragmentos contra a fuselagem de aeronaves. Importância é dada à modelagem do comportamento visco-plástico do material da chapa, o que conduz à proposição de uma modificação no método de caracterização dinâmica mecânica de material, realizado através de um equipamento denominado Barra de Hopkinson. Adicionalmente, a influência de possíveis erros na seleção de parâmetros de simulação, relacionados ao contato, amortecimento estrutural e principalmente ao material, é discutida através de análises numéricas de sensibilidade. Testes de impacto foram conduzidos de forma a se obter a velocidade balística das chapas. O deslocamento máximo permanente das chapas a baixas velocidades também foi medido. O método de caracterização dinâmica de material proposto é então avaliado pela comparação dos resultados de simulações numéricas frente aos dados experimentais obtidos nos testes de impacto. As predições de deslocamento máximo permanente, para testes sem perfuração da chapa, e de velocidade balística, para testes de perfuração total, indicaram uma boa concordância numérico-experimental, respeitadas as observações realizadas acerca dos parâmetros envolvidos. / Dynamic interaction present on impact of steel spheres against aluminum panels is studied through a numerical model of experimental tests, which reproduce common collisions of small debris against airplane fuselages. This thesis emphasizes the panel-material visco-plastic behaviour modeling, which leads to a modification of the material dynamic characterization method, based on a Split Hopkinson Pressure Bar. Influence of possible errors in some numerical simulations parameters, related to contact, structural damping and material behaviour is also discussed by sensitivity numerical analyses. Impact tests were conducted to obtain the ballistic velocity of the panels. Also, the final maximum plate deformation at low velocities was measured. The proposed dynamic characterization method is explored by comparing the numerical simulation and the impact tests. The predicted maximum impact point displacement, for no perforation cases, and the ballistic velocity, for total perforation tests, present a good numerical-experimental agreement, bearing in mind the observations about the various used parameters.

Com a evolução dos projetos de multirotores e dos seus componentes, os projetistas vem tendo inúmeras opções de combinações de componentes na fase de projeto do multirotor, buscando melhor performance e menor custo. Isto deixa um problema em aberto: como atingir o multirotor pode atingir uma boa performance ainda na fase de projeto. A motivação para realização deste estudo se justifica no fato que não há trabalhos relacionado ao levantamento de métricas e análise de performance dos multirotores. Assim como o fator de não haver formas de mensurar a qualidade dos projetos e ter possibilidade de comparação, uma vez que tem-se várias formas de projetar um multirotor para diferentes aplicações. Este trabalho propõe uma abordagem para a análise do projeto de multirotores em termos de sua capacidade de voo (definida como voabilidade), levando em consideração as características de seus rotores, peso e topologia. O principal objetivo é apresentar uma forma de qualificar e quantificar uma aeronave multirotor para otimizar seu projeto. A abordagem discutida tem como objetivo analisar as habilidades de voo dos multirotores em seu projeto teórico para suportar os requisitos de projeto (como tamanho da hélice, torque do motor, topologia de armação), garantindo as capacidades de voo exigidas pela tarefa. Como resultado deste trabalhos, um conjunto de índices foi proposto para avaliar a qualidade de projeto de multirotores, sendo eles: voo, estabilidade, posicionamento e flutuação. A soma destes índices compõem o índice de voabilidade. Este índice oferece a possibilidade de comparação da análise do veículo em função das especificações do conjunto motor, hélice, topologia e tamanho do quadro. Para a validação destas métricas, uma análise das topologias tradicionais foi realizada, permitindo uma comparação em função do desempenho e esforço delas. / With an evolution of the multi-curral projects and their components, the designers have been having numerous options of combinations of components in the multirotor design phase, seeking better performance and lower cost. This leaves an open problem: as what the multirotor can achieve a good performance still in the design phase. One motivation to carry out this study is justified in that there are no works related to the survey of metrics and analysis of the performance of multirotors. As well as the factor there are no ways to measure a quality of projects and possibility of comparison, since there are several ways to design a multirotor for different applications. This work proposes an approach for an analysis of the design of multirotors in terms of their flight capacity, defining as characteristics of their rotors, weight and topology. The main objective is to present a way to qualify and quantify a multirotor aircraft to optimize its design. An approach approached for design design to support design requirements (such as power size, engine torque, frame topology), ensuring as required flight capabilities. As a result of this work, a set of indexes proposed to evaluate a multirole project quality, being: flight, stability, hover and heading. The sum of these indices compose the voleability index. This index offers a possibility of comparing the vehicle analysis according to the specifications of the engine assembly, propeller, topology and frame size. For a metric validation, an analysis of the topologies was performed, allowing a comparison for the performance function and their effort.