A concepção de aeronaves não convencionais a fim de alcançar um determinado desempenho ou melhoria operacional é sem dúvida um dos objetivos mais importantes da engenheira aeronáutica. Tais melhorias envolvem: redução de arrasto, redução da seção transversal, redução de ruído, redução da distância de decolagem e pouso, aumento da eficiência aerodinâmica, aumento da carga útil, entre outros. Por tanto, métodos de otimização multidisciplinar se tornaram em ferramentas muito úteis para aprimorar o projeto conceitual destas aeronaves. Neste contexto, este trabalho teve como objetivo o desenvolvimento do projeto conceitual de uma aeronave não convencional de combate e a análise de desempenho aerodinâmico do seu sistema de admissão de ar (Intake), tendo como principal característica, estar localizado na parte superior da fuselagem da aeronave (Dorsal Intake). O delineamento conceitual foi desenvolvido através da implementação de metodologias de otimização multidisciplinar de projeto (MDO) na fase de projeto paramétrico, integrando conceitos como: entropia estatística, desdobramento da função qualidade (QFD) e análise de restrições. Além disso, foram usados métodos analíticos e teóricos, ferramentas de desenho assistido por computador (CAD) e simulações da dinâmica dos fluidos computacionais (CFD) para otimizar e obter a configuração final da aeronave. Posteriormente, 5 configurações de asa delta foram selecionadas para avaliar as mudanças de desempenho do dorsal intake sob a influência aerodinâmica das superfícies principais da aeronave (Asa e Fuselagem), em regimes de voo subsônico (Mach = 0.4), transônico (Mach = 0.9) e supersônico (Mach = 1.7; 2) a diversos ângulos de ataque (De α = 10º a α = 30º ). Os resultados encontrados neste trabalho foram avaliados em separado, subsequentemente foram integrados, a fim de obter a nova concepção de aeronave não convencional de combate; a aplicação de MDO permitiu estimar as variáveis de projeto ideais para o desenvolvimento do projeto da aeronave, em relação a sua missão. Em contrapartida, os resultados da integração intake-estrutura mostram que apropriadas características de desempenho e compatibilidade foram mantidas durante as fases de voo subsônicas, para as 5 configurações de asa. No entanto, para velocidades transônicas, a configuração canard apresentou um acréscimo nos níveis de recuperação de pressão total, devido ao fluxo de alta energia na parte superior da fuselagem, o qual é produzido pelo vórtice do canard a moderados ângulos de ataque. Finalmente, para velocidades supersônicas, a asa com dispositivos LEX (Leading Edge Extensions) obteve os melhores níveis de recuperação de pressão total, pois a implementação destes dispositivos apresentou uma montagem mais vantajosa com sua fuselagem para gerar o cone de Mach, aumentando os níveis de recuperação de pressão total e reduzindo a distorção na face do motor. No entanto, para velocidades maiores a Mach = 2, sem importar a configuração de asa, a expansão do escoamento sobre a fuselagem e as asas da aeronave produziu um aumento no número Mach local na entrada do intake, o que reduziu os níveis de desempenho e compatibilidade do mesmo. Em consequência, a posição do intake na parte superior da fuselagem representa uma opção de configuração viável para aeronaves que requerem apenas capacidades de ângulo de ataque razoáveis, tais como aeronaves de caça ar-terra, sendo a asa com dispositivos LEX a geometria que representa melhores qualidades de desempenho na maioria dos 3 regimes de voo avaliados. / The conception of non-conventional aircraft with the aim of achieving a certain performance or operational improvement is undoubtedly, one of the most important objectives of the aeronautical engineering. These improvements involve: drag reduction, cross section reduction, noise reduction, shortening of take-off and landing distance, increase of aerodynamic efficiency, payload increase, among others. Therefore, optimization multidisciplinary methods became in very important tools to upgrade the conceptual design phase of these aircraft. In this context, this work had as aim the development of the conceptual design of a nonconventional fighter aircraft and the aerodynamic performance analysis of its air intake, having as main characteristic to be located at the top of the fuselage (Dorsal Intake). The conceptual design was developed through the implementation of multidisciplinary design optimization (MDO) methods in the parametric design phase, integrating concepts of: statistical entropy, quality function deployment (QFD) and constraint analysis. Besides that, it was used analytical and theoretical methods, computer-aided design (CAD) tools and computational fluid dynamics (CFD) simulations to optimize and obtain the final aircraft configuration. Subsequently, 5 delta wing configurations were selected to evaluate the dorsal intake performance changes under the aerodynamic influence of the main aircraft surfaces (Wings and Fuselage) in subsonic (Mach = 0.4), transonic (Mach = 0.9) and supersonic (Mach = 1.7; 2) flight regimes, at various angles of attack (From α = 10º to α = 30º ). The results found in this work were evaluated separately, later these were integrated, in order to get the new conception of non-conventional fighter aircraft; the MDO application allowed to estimate the ideal design variables for developing the aircraft design, regarding to its mission. On the other hand, the results of the intake-structure integration shown that appropriate performance and compatibility characteristics were maintained during the subsonic flight stages for the 5 wing configurations. However, for transonic velocities, the canard configuration presented an increase in the total pressure recovery levels, due to the high energy flux on the fuselage, which is produced by the canard vortex at moderate angles of attack. Finally, for supersonic velocities, the wing with LEX (Leading Edge Extensions) devices got the best levels of total pressure recovery, because the implementation of these devices presented a more advantageous assembly with its fuselage to generate the Mach cone, increasing the total pressure recovery levels and reducing the distortion at the engine face. However, for velocities higher than Mach = 2, regardless the wing configuration, the flow expansion on the fuselage and the wings produced an increase in the local Mach number in the intake entrance, which reduced the performance and compatibility levels of it. As a consequence, the top mounted intake position represents an option of viable configuration to aircraft that require only reasonable angles of attack capabilities, such as air-to-ground fighter aircraft, being the wing with LEX devices the geometry that represents better performance qualities in the majority of the 3 evaluated flight regimes.

Made available in DSpace on 2016-04-26T20:19:39Z (GMT). No. of bitstreams: 1 Cassiano Inserra Bernini.pdf: 720433 bytes, checksum: d298dd79462719292c50326ec106424b (MD5) Previous issue date: 2010-10-26 / This work constructs the source rule for the Tax on Property of Automotive Vehicles (IPVA) levy. The competence to establish and collect this tax was given to the States and the Federal District by article 155, item III, of the 1988 Federal Constitution of Brazil. The methodology conceived by the Logical and Semantic Constructivism was used to study the theme. According to said methodology, the Law is taken as a cultural object expressed in language and based on the categories of the Philosophy of Language. Initially, the object is submitted to an analytical analysis and following it is reconstructed with emphasis on the syntactic, semantic and pragmatic aspects of the terms. The work starts with some brief considerations on the legal rule and the source rule for the tax levy. Following, the work focuses on the historical aspects involving the IPVA and the possible requirement for the prior enactment of a nationwide supplementary law providing for the elements of the source rule for this tax levy enabling the competent political entities to establish it. This work also addresses the constitutional principles applicable to the IPVA. Finally, the source rule for the IPVA levy is constructed through a detailed analysis of all its constituent criteria / O trabalho constrói a regra matriz de incidência do Imposto sobre a Propriedade de Veículos Automotores IPVA , cuja competência para instituição e cobrança foi outorgada aos Estados e ao Distrito Federal pelo artigo 155, inciso III, da Constituição Federal do Brasil de 1988. Para o estudo do tema foi utilizada a metodologia idealizada pelo Construtivismo Lógico-Semântico, que toma o Direito positivo como objeto cultural expresso em linguagem e que parte de categorias da Filosofia da Linguagem para, inicialmente, realizar uma análise analítica do objeto, para em seguida reconstruí-lo, dando-se ênfase aos aspectos sintático, semântico e pragmático dos termos. O trabalho inicia-se com breves considerações a respeito da norma jurídica e da regra matriz de incidência tributária. Em seguida, foram examinados os aspectos históricos envolvendo o IPVA e a eventual necessidade da prévia edição de lei complementar nacional dispondo sobre elementos da regra matriz de incidência deste imposto para que as pessoas políticas competentes possam instituí-lo. Foram estudados, também, os princípios constitucionais aplicáveis ao IPVA. Por fim, é construída a regra matriz de incidência do IPVA, com o desenvolvimento de todos os seus critérios constitutivos

No presente trabalho foi implementado um modelo matemático para simular o sistema antigelo eletrotérmico de um aerofólio. Por meio do programa ONERA2D simulou-se o escoamento potencial completo com velocidade 44,7 m/s (100 mph) e 89,4 m/s (200 mph) em torno de um aerofólio perfil NACA0012 de corda 0,914 m (3 pés) com ângulo de ataque de 0°, e calculou-se a eficiência de coleta local de gotículas de água com diâmetro mediano volumétrico de 20 μm. Foram simuladas quatro condições de teste com diferentes distribuições de fluxo de calor nos aquecedores elétricos do sistema antigelo. O modelo previu a distribuição de temperaturas na superfície sólida do aerofólio e no filme de água líquida, e as distribuições de fluxo de água líquida sobre a superfície do aerofólio (\"runback water\") e de coeficiente de transferência de calor por convecção de calor entre a superfície do aerofólio e o escoamento gasoso. Os resultados da simulação obtidos com o modelo foram comparados com resultados experimentais da NASA e os resultados numéricos dos programas LEWICE/ANTICE (EUA) e CANICE (Canada). Para as regiões molhadas pelo filme de água líquida, obteve-se um desvio máximo de temperatura de 2,6°C entre os resultados do presente modelo e o resultados experimentais. Para as regiões secas, onde não existe o filme de água líquida sobre a superfície do aerofólio, obteve-se um desvio de máximo de temperatura de 8°C. As previsões para distribuição de vazão de \"runback\", posição do término do filme de água líquida foram comparadas com os resultados do programa LEWICE/ANTICE. O modelo desenvolvido simula com adequada aproximação os efeitos da transferência de calor e de massa por convecção entre a superfície não-isotérmica do aerofólio ou do filme de água líquida e o escoamento gasoso, bem como os efeitos da transição entre o escoamento laminar e o turbulento na camada limite dinâmica e térmica e ainda a influência do escoamento do filme de água líquida sobre o desempenho do sistema de antigelo do aerofólio. / An electro-thermal anti-ice system was simulated with a mathematical model developed in the present work. A 44.7 m/s (100 mph) and 89.4 m/s (200 mph) full potential flow around a 0.914 m (3 ft) chord NACA0012 airfoil with 0° angle of attack and the local water catch efficiency of 20 μm median volumetric diameter droplets impingement were calculated by the numerical code ONERA2D. Four test conditions were simulated with four different heat flux distributions of the anti-ice system according to the experimental work developed at NASA. The model predicted distributions of solid surface and liquid water film temperatures, runback water flow and convection heat transfer coefficient between airfoil or water surface and gaseous flow. The simulated results obtained by the mathematical model developed were compared to NASA experimental results and the ones predicted by the numerical codes LEWICE/ANTICE (US) and CANICE (Canada). For the regions wetted by the water film, the present model provided 2.6°C maximum temperature deviations between the predicted results and experimental data. For the dry regions, where there is no liquid water on the airfoil surface, an 8°C maximum temperature deviation was obtained. The runback flow and water film ending point position were compared to LEWICE/ANTICE numerical results. The developed model predicts adequately the convection heat and mass transfer effects between the non-isothermal airfoil or liquid water film surface and the gaseous flow, as well the effects of laminar to turbulent flow transition within dynamic and thermal boundary layer and the influence of the liquid water film flow on the anti-ice system performance.

Made available in DSpace on 2016-04-28T14:16:34Z (GMT). No. of bitstreams: 1 Erivelton Alves Bizerra.pdf: 8926443 bytes, checksum: 178bf86156f6b57ad9075f66503b1aac (MD5) Previous issue date: 2008-10-07 / Coordenação de Aperfeiçoamento de Pessoal de Nível Superior / Alberto Santos Dumont (1873-1932) is well known in Brazil and France for his pioneer contributions to the development of the airplane. However, before that, he also helped to develop the technique of balloon flight, obtaining important results of directed flight using motorized airships. This works analyses his contribution to this field. This dissertation presents, first, an historical account of the invention of balloons, from the early Chinese flying lights to the introduction of hot-air and hydrogen balloons in Europe, in the 18th century. Next, this work analyses the issue of balloon flight control. After the first manned flights, in 1783, there was a strong interest for this invention and there were several proposals of controlling its flight. The first attempts of flying motorised balloons, which attained a moderate success, were made in 1852, using a heavy steam machine. Other attempts were made afterwards, using several kinds of motors (including electrical ones), but they did not attain practical results. In the late 19th century, Santos Dumont began to develop airships driven by internal combustion engines (such as those used by automobiles) and obtained good results. In 1901 he was awarded the Deutsch de la Meurthe Prize, when he demonstrated the control of a motorised balloon that was able to make a flight round the Eiffel Tower. Finally, this dissertation analyses Santos Dumont s scientific and technical knowledge, as well the technical difficulties involved in the control of airships, at that time / Alberto Santos Dumont (1873-1932) é muito conhecido, no Brasil e na França, por seus trabalhos pioneiros sobre aviação, mas também desenvolveu, antes disso, a técnica de vôo em balões, obtendo importantes resultados na dirigibilidade com aparelhos dotados de motor. Este trabalho analisa sua contribuição neste campo. Esta dissertação apresenta primeiramente um histórico da invenção dos balões, desde as luzes voadoras chinesas até a introdução de balões de ar quente e de hidrogênio na Europa, no século XVIII. Em seguida, a dissertação analisa a história da dirigibilidade dos balões. Logo após os primeiros vôos tripulados, em 1783, surgiu um enorme interesse pelo invento e foram propostas formas de proporcionar-lhe dirigibilidade. As primeiras tentativas, com algum grau de sucesso, de balões dotados de motores ocorreram em 1852, utilizando uma máquina a vapor. Houve depois algumas poucas tentativas, utilizando motores de vários tipos (inclusive elétricos), mas não foram obtidos bons resultados. Nos últimos anos do século XIX, Santos Dumont iniciou o desenvolvimento de balões movidos por motores de combustão interna (como os de automóveis) e conseguiu bons resultados. Em 1901, obteve o Prêmio Deutsch de la Meurthe, demonstrando o controle de um balão motorizado que contornou a Torre Eiffel. Por fim, a dissertação analisa os conhecimentos científicos e técnicos de Santos Dumont, bem como as dificuldades técnicas que era necessário superar para conseguir controlar o vôo dos balões, na época

Coordenação de Aperfeiçoamento de Pessoal de Nível Superior - CAPES / The no-tillage system (SPD) was one of the main innovations in Brazilian agriculture, but there are still discussions about how to achieve and maintain its quality and sustainability. The management of SPD areas through management zones presents great potential for this purpose, since it integrates different variables in order to facilitate and increase the technical and computerized management of agricultural practices and consequently the reduction of polluting potencies in environments. Among the main variables used to delimit management zones are the chemical attributes, yield maps and recently the NDVI index. In this sense, with Article I, the objective was to delimit management zones through yield maps and NDVIs derived from satellite images in historical series. To do this, in an area of 118 ha, three yield maps of different cultures between the years of 2010 to 2015 were selected and for each yield map we searched for the images from the Landsat 5 and 8 satellite that included a date in of the cycle of the crop in question from which the NDVI was calculated and also with the intention of verifying the stability of the NDVI generated in different crop cycles, four other satellite images were selected for four crops according to the historical of the study area, between the years 2007 and 2013. In article II, the objective was to verify the variability caused by the winter cover crop in the summer crop and if the NDVI index performed by land and with a RPAS is able to evidence this variability in the summer crop. In an area 73.96 there was applied a sampling grid of 70.71 x 70.71 m (0.5 ha), where soil sampling for chemical analysis and dry matter nutrients accumulated in the winter cover crop of black oats where soybean was sown in the summer, in which in the R5 and R5.5 stages evaluations were carried out with a portable sensor "by land" and with a RPAS for obtaining of the NDVI index and finally the grain yield of the soybean was determined, as well as the final population of plants. With the results, NDVI from satellite images can replace and/or compose the yield maps (article I) and that the dry mass and accumulated nutrients in the winter crop interfere with the yield of the summer crop and the NDVI index performed by land or with a RPAS was effective in expressing this variability (article II). / O Sistema Plantio Direto (SPD) foi uma das principais inovações na agricultura brasileira, contudo ainda há discussões sobre como alcançar e manter sua qualidade e sustentabilidade. A gestão de áreas sob SPD por meio de zonas de manejo, apresenta grande potencial para essa finalidade, pois integra diferentes variáveis afim de facilitar e incrementar a gestão tecnificada e informatizada das práticas agrícolas, e em consequência a redução de potencias poluidores no ambiente. Entre as principais variáveis utilizadas para delimitar zonas de manejo estão os atributos químicos, mapas de rendimento e recentemente o índice NDVI. Nesse sentido, com o artigo I objetivou-se delimitar zonas de manejo por meio de mapas de rendimento e NDVI oriundos de imagens de satélite em series históricas. Para isso, em uma área de 118 ha, selecionou-se três mapas de rendimento de diferentes culturas compreendidas entre os anos de 2010 a 2015 e para cada mapa de rendimento buscou-se selecionar as imagens satélite oriundas série Landsat que compreendessem uma data dentro do ciclo da cultura em questão a partir das quais procedeu-se o cálculo do NDVI e ainda com o intuito de verificar a estabilidade do NDVI gerado em diferentes ciclos de cultivo, foram selecionadas outras quatro imagens de satélites referentes a quatro cultivos, segundo o histórico de cultivo da área de estudo, compreendidos entre os anos de 2007 a 2013. Já no artigo II, o objetivo foi verificar a variabilidade causada pela cultura de cobertura de inverno na cultura de verão e se o índice de NDVI realizado “por terra” e com um RPAS é capaz de evidenciar essa variabilidade na cultura de verão. Em uma área 73,96 ha, aplicou-se uma malha amostral de 70,71 x 70,71 m (0,5 ha), onde realizou-se a amostragem de solo para a análise química e as avaliações de matéria seca e os nutrientes acumulados na cultura de cobertura inverno da aveia preta onde sobre esta, foi semeada no verão a cultura da soja, na qual nos estágios R5 e R5.5 foram realizadas avaliações com um sensor portátil “por terra” e com um RPAS para a obtenção do índice de NDVI e por final determinou-se o rendimento de grãos da soja, bem como, a população final de plantas. Com os resultados, constatou-se que O NDVI foi um bom parâmetro para delimitar duas zonas de manejo de alto e baixo potencial (artigo I) e que a matéria seca e os nutrientes acumulados na cultura de inverno interferem o rendimento da cultura de verão, sendo que o índice de NDVI realizado “por terra” ou com um RPAS foi eficaz em expressar essa variabilidade (artigo II).

Estruturas aeronáuticas são em sua grande parte fabricadas em material compósito para que sejam atendidas as especificações de projeto. Entre essas estruturas destaca-se a estrutura sanduíche. A utilização desse tipo de estrutura requer estudos extensos em novos materiais, bem como na aplicação dos mesmos. Uma atenção especial para o núcleo dessas estruturas é necessária, pois este material é na verdade uma estrutura celular, como as espumas poliméricas. Esta dissertação busca concatenar a literatura com a prática ao estudar a calibração de modelos de material para descrever o comportamento mecânico de espumas poliméricas, bem como avaliar suas potencialidades e limitações. Estas espumas são estruturas celulares cujos mecanismos de falha consistem em respostas micro e macroscópicas. A identificação e quantificação desses comportamentos podem ser feitas através da investigação de modelos de material micro-mêcanicos ou fenomenológicos (macro-mecânicos) associados a ensaios e análises experimentais tanto do material celular quanto da estrutura na qual este material é utilizado. Cada abordagem, micro ou macro-mecânica, possui vantagens e desvantagens que no presente trabalho são discutidas para o material estudado (espuma polimérica rígida de PVC, poli-cloreto de vinila, com estrutura de células fechada e densidade de 60kg/m³). Uma série de ensaios experimentais com bases em normas é realizada e os dados coletados são comparados com dados obtidos simultaneamente através de uma técnica de correlação de imagens. Todas as informações experimentais são confrontadas e associadas aos mecanismos de falha da espuma polimérica. Finalmente, os dados experimentais são utilizados nas identificações de parâmetros de modelos de material disponíveis em um programa comercial de elementos finitos - ABAQUS. Com os modelos de material calibrados, o presente trabalho investiga a representatividade e as limitações dos mesmos quando aplicados a estruturas aeronáuticas submetidas a cargas localizadas, monotônicas ou não. Observou-se que há uma forte dependência da resposta macroscópica da espuma com sua estrutura celular quando submetida a cargas localizadas e/ou não-monotônicas. Ademais, o uso de modelos de material simplificados, e/ou com hipóteses de implementação, gera resultados duvidosos quando estes modelos são aplicados a materiais celulares com respostas complexas (mecanismos micro-mecânicos, anisotropia, viscosidade, etc.). Todavia, o presente trabalho mostra que uma calibração estratégica relevando as hipóteses de implementação e as limitações do modelo de material, fornece bons resultados macroscópicos que são fortemente influenciados pelos mecanismos de falha micro-mecânicos. / Aircraft structures are mostly made of composite material in order to achieve the specifications of a project. Among these structures one highlights the sandwich structure. The usage of this structure requires extensive studies on new materials as well as on the application of these very materials. A special attention for the cores material of these structures is needed because it is in fact a cellular structure, as the polymeric foams. This dissertation seeks to concatenate the literature and practice, studying the calibration of material models to describe the mechanical behavior of polymeric foams, as well as to analyse their potentials and limitations. These foams are cellular structures whose failure mechanisms comprise micro and macro responses. The identification and quantification of these behaviors can be done through micro-mechanical or phenomenological (macro-mechanical) material models along with experimental tests and analyses of both the cellular material and the structure in which this material is used. Each approach, micro or macro, has advantages and disadvantages that in the present work are discussed for the studied material (PVC, poly-vinyl-chloride, rigid closed-cell polymeric foam with a density of 60kg/m³). A series of experimental tests based on standard procedures are carried out and the data collected are compared with data obtained simultaneously through an image correlation technique. All the experimental information are confronted and associated to the failure mechanisms of the polymeric foam. Finally, the experimental data are used for the identification of material models parameters, currently available in the commercial finite elements software - ABAQUS. With the material models calibrated, the present work investigates the representativeness and the limitations of these very models when applied to aircraft structures submitted to monotonic or not localized loads. One has observed that there is a strong dependence of the foams macroscopic response with its cellular structure when it is submitted to localized and/or non-monotonic loads. Moreover, the usage of simplified material models, and/or with some implementation hypotheses, renders doubtful results when these models are applied to cellular materials with complex responses (micro-mechanical mechanisms, anisotropy, viscosity, etc.). Nevertheless, the present work shows that a strategic calibration taking into account the implementation hypotheses and the limitations of the material model, yields good macroscopic results that are strongly influenced by the micro-mechanical failure mechanisms.

Aircraft crew members are exposed to cosmic rays of galactic and solar origin and secondary radiations produced due to interaction of primary cosmic rays with the atmosphere. Thus, it is necessary to estimate the dose that aircrew members receive and to evaluate the risks associated with their exposure. Radiation exposure scenarios were elaborated in computational scope in order to provide conversion coefficients (CCs) that relate measurable quantities (fluence) with limiting quantities (such as the effective dose). Knowing the particle fluence rate in a specific altitude, latitude and longitude, it is possible to determine the effective dose rate using these CC's. Aircraft crews are usually in sitting posture when exposed to cosmic radiation at altitudes of common flights. There are no studies in the literature using anthropomorphic phantoms in the sitting posture to calculate the effective dose rate at flight altitudes. In this study, effective dose per fluence conversion coefficients were calculated using the MCNPX code and the male and female UFH/NCI hybrid anthropomorphic phantoms in standing and sitting postures. Conversion coefficients were obtained in the isotropic irradiation geometry. CCs were calculated for neutrons, protons, photons, electrons, and positrons sources, which are the particles that most contribute to the dose at flight altitudes. The effective dose rate was calculated from the effective dose per fluence conversion coefficients and the fluence rate spectrum obtained by the EXPACS data package. The effective dose rate was also obtained using the fluence rate spectrum calculated by the MCNP6 software. The differences between the effective dose rate calculated for the phantom in the standing and sitting posture are less than 1%, showing that the posture does not contribute considerably to the dose of aircrew members. However, the dose rate calculated using the UFH/NCI phantom in the standing posture are 7 to 12 % higher than the dose rate obtained from the EXPACS package (which uses reference phantoms of ICRP 110) and are very close to experimental values of dose equivalent presented in other studies. Thus, the calculation of the effective dose rate using the UFH/NCI phantoms presents conservative results compared to those calculated using the ICRP reference phantoms and close to values obtained experimentally. The aim of this study was also estimate the dose to the fetus of pregnant crewmembers in a common flight. To estimate the dose to the fetus, CCs were calculated in the isotropic geometry for neutrons, protons, photons, electrons, positrons, and muons using a pregnant woman phantom and the MCNPX code. The dose rate was obtained from the conversion coefficients of equivalent dose per fluence and the fluence rate of cosmic radiation at an altitude of 12.3 km and under typical conditions of a flight from Vancouver to Frankfurt, whose average flight time is 9 hours. The results indicate that the equivalent dose to the fetus can exceeds the ICRP recommended fetal dose limit of 1 mSv after 6 or 7 round trips flights between Vancouver and Frankfurt. / Os tripulantes de aeronaves estão expostos a níveis elevados de radiação cósmica que tem origem galáctica, solar e de radiações secundárias produzidas devido à interação com a atmosfera. Assim, é necessário estimar a dose que estes indivíduos recebem e avaliar os riscos associados à sua exposição. Para isto, cenários de exposição à radiação foram elaborados em âmbito computacional a fim de fornecer coeficientes de conversão (CC’s) que relacionam grandezas mensuráveis (como a fluência) com grandezas limitantes (como a dose efetiva). Sabendo a taxa de fluência de partículas numa região onde um indivíduo é exposto, é possível determinar a taxa de dose efetiva usando estes CC’s. Tripulantes de aeronaves normalmente se encontram na postura sentada quando expostos à radiação cósmica em altitudes de voos convencionais. Como não foi encontrado na literatura estudos utilizando simuladores antropomórficos na postura sentada para o cálculo da taxa de dose efetiva em altitudes de voos tripulados, nesse trabalho, foram realizados cálculos de coeficientes de conversão de dose efetiva por fluência utilizando o código MCNPX e os simuladores antropomórficos híbridos UFH/NCI masculino e feminino nas posturas vertical e sentada e na geometria de irradiação isotrópica. Os CC’s foram calculados para as partículas que mais contribuem para a dose em altitude de voos tripulados, que são nêutrons, prótons, fótons, elétrons e pósitrons. A taxa de dose efetiva foi calculada a partir dos coeficientes de conversão de dose efetiva por fluência e do espectro da taxa de fluência obtidos pelo pacote de dados EXPACS. A taxa de dose efetiva também foi obtida utilizando os espectros de taxa de fluência calculados pelo software MCNP6. As diferenças entre a taxa de dose efetiva calculada para o simulador na postura vertical e sentada são menores do que 1 %, mostrando assim que a postura não influencia no cálculo da taxa de dose em tripulantes de aeronaves. Contudo, os valores da taxa de dose calculados utilizando o simulador UFH/NCI na postura vertical são de 7 a 12 % maiores do que os obtidos do pacote EXPACS (que utiliza os simuladores de referência da ICRP 110) e muito próximo a valores experimentais de equivalente de dose apresentados em outros trabalhos. Assim, o cálculo da taxa de dose efetiva a partir de CC’s usando os simuladores UFH/NCI apresenta resultados conservadores em relação aos calculados utilizando o simulador de referência da ICRP e próximo de valores obtidos experimentalmente. Outro objetivo desse trabalho foi estimar a dose no feto de tripulantes gestantes, considerando parâmetros de um voo real. Para estimar a dose no feto, foram calculados CC’s na geometria isotrópica para nêutrons, prótons, fótons, elétron, pósitrons e múons utilizando o simulador de mulher grávida e o código MCNPX. A taxa de dose foi obtida a partir dos coeficientes de conversão de dose equivalente por fluência e da taxa de fluência da radiação cósmica a uma altitude de 12,3 km e nas condições típicas de um voo de Vancouver a Frankfurt, que tem duração média de 9 horas. Os resultados mostram que a dose equivalente no feto ultrapassam o limite de 1 mSv, que é o limite de dose no feto durante a gestação considerado aceitável de acordo com a publicação 103 da ICRP, em até 7 voos de ida e volta entre Vancouver e Frankfurt. / São Cristóvão, SE

Submitted by Priscilla Araujo (priscilla@ibict.br) on 2017-08-28T19:41:02Z No. of bitstreams: 2 license_rdf: 0 bytes, checksum: d41d8cd98f00b204e9800998ecf8427e (MD5) Dissertação Ana.pdf: 1217684 bytes, checksum: e614da9e813a84fe47aa42f176220e72 (MD5) / Made available in DSpace on 2017-08-28T19:41:02Z (GMT). No. of bitstreams: 2 license_rdf: 0 bytes, checksum: d41d8cd98f00b204e9800998ecf8427e (MD5) Dissertação Ana.pdf: 1217684 bytes, checksum: e614da9e813a84fe47aa42f176220e72 (MD5) Previous issue date: 2017-05-22 / Apresenta uma proposta de classificação dos documentos de operação e manutenção de aeronaves da Força Aérea Brasileira, com base nos princípios da classificação facetada. Tem como objetivo analisar as publicações técnicas da FAB, em seus elementos descritivos e temáticos, a fim de obter elementos para subsidiar uma classificação facetada e aplicar os princípios da classificação facetadas, a fim de definir as categorias classificatórias e facetas, visando melhorias na recuperação da informação frente aos usuários. A classificação das publicações técnicas da FAB necessita de tratamento especializado para organização do acervo e recuperação do conteúdo intelectual. Este estudo discorre sobre a Teoria das Classificações, em especial a Classificação Facetada, e sobre as características de Sistemas de Organização do Conhecimento e Sistemas de Recuperação da Informação. Trata-se de uma pesquisa de caráter exploratório, e de análise documental, realizado em duas fases sendo a primeira de análise das publicações técnicas e a segunda de análise dos princípios da classificação facetada. Apresenta como principais resultados a identificação das características e peculiaridades das publicações técnicas da operação e manutenção de aeronaves da FAB e a definição dos termos, a categorização das facetas e agrupamento dos termos dentro de cada faceta na composição da classificação proposta para a organização e representação dos documentos nas bibliotecas da FAB. Conclui sobre a viabilidade de uso dos princípios fundamentais da Teoria da Classificação Facetada para organização e representação dos documentos do acervo de operação e manutenção de aeronaves da Força Aérea Brasileira. / This work presents a proposal for classification of Brazilian Air Force (FAB- acronym in Portuguese) aircraft operation and maintenance documents, based on the principles of faceted classification. It aims to analyze technical publications of the FAB, in its descriptive and thematic components, in order to obtain elements to subsidize a faceted classification and to apply the principles of the faceted classification, to define the classificatory categories and facets, seeking for improvements in the Information retrieval to users. A classification of FAB technical publications requires specialized treatment for the organization of the collection and the retrieval of intellectual content. This study describes the Classification Theory, especially the Facet Classification, and about characteristics of Knowledge Organization Systems and Information Retrieval Systems. This is an exploratory research, a documentary analysis, carried out in two phases, being the first an analysis of the technical publications and the second an analysis of principles of the faceted classification. It presents as main results the identification of the characteristics and peculiarities of the technical publications of the operation and maintenance of FAB aircraft and the definition of terms, the categorization of the facets and grouping of the terms within each facet in the composition of the classification proposed for organization and representation of the documents In the FAB libraries. The conclusion on the feasibility of using the fundamental principles of the Facet Classification Theory for the organization and representation of the documents of operation and maintenance of the Brazilian Air Force aircraft.

Há a necessidade de prevenir formação de gelo nas asas e nos estabilizadores de aeronaves, pois as formas de gelo podem causar a degradação do desempenho aerodinâmico, o aumento de peso, bem como dificuldades de controle e manobra que, em casos críticos, leva a uma diminuição da margem de segurança operacional. Quando as aeronaves atravessam nuvens com gotículas de água sub-resfriadas, ou seja, em equilíbrio metaestável, o crescimento de gelo ocorre nas superfícies não protegidas. Usualmente, os sistemas antigelo térmicos de aerofólios são projetados, desenvolvidos e certificados com o auxílio de programas de simulação numérica. O presente trabalho visa desenvolver e implementar um modelo matemático para prever a transferência de calor e massa no escoamento bidimensional bifásico em torno de aerofólios de uso aeronáuticos, equipados com sistema de antigelo térmico operando em regime permanente. Em condições de formação de gelo, é necessário aquecer o bordo de ataque e controlar a temperatura da região protegida para que não ocorra formação de gelo. O sistema de aquecimento compensa os efeitos do resfriamento imposto principalmente pelos mecanismos acoplados de evaporação e transferência de calor por convecção, que são causados pelo escoamento do ar carregado de gotículas sub-resfriadas e pelo escoamento da água líquida residual. O modelo deverá estimar a distribuição de temperaturas de superfície e o coeficiente de transferência de calor com precisão ao uso em aplicações aeronáuticas. O presente trabalho implementou novos submodelos para: 1) estimar a molhabilidade da superfície do aerofólio por meio de um modelo matemático para caracterizar o escoamento da água líquida residual na padrão de filme e de filetes; 2) avaliar o comportamento dinâmico e térmico da camada-limite laminar e turbulenta por meio de análises integral e diferencial, que considera efeitos do gradiente de pressão, da transição laminar-turbulenta, da transpiração e da não uniformidade de temperatura da superfície e 3) estimar o início e o término da região de transição laminar-turbulenta. O presente trabalho seguiu um processo de desenvolvimento de código numérico que: verificou os resultados de cada submodelo separadamente para depois implementados no modelo do antigelo; validou os resultados da simulação de desempenho do sistema antigelo com os novos submodelos implementados. Os resultados obtidos foram considerados satisfatórios para o modelo do antigelo que utilizou os submodelos de ruptura de filme e formação de filetes pelo critério da Energia Mecânica Total Mínima, de camada-limite diferencial compressível e de previsão da transição laminar-turbulenta por correlações algébricas, que consideraram efeitos do gradiente de pressão e do nível de turbulência ao longe. / It is required to prevent ice accretion on wings and horizontal stabilizers because it may cause aerodynamic performance degradation, weight increase, flight control difficulties and, in critical cases, may lead to operational safety margins reduction. When aircraft flies through clouds containnig supercooled water droplets, which are in metastable equilibrium, ice will form in all non-protected surfaces. Usually, anti-ice protection systems are designed, developed and certified with a support from a numerical tool. The present describes the development and implementation of a mathematical model for prediction of heat and mass transfer in two-phase flow around airfoils, which are equipped with thermal anti-ice system and operating in steady state regime. Under icing conditions, it is necessary to heat and control the temperature of the airfoil surface at leading edge region to prevent ice formation. The heating system balances the evaporative cooling effects, which are caused by the coupled heat and mass convection transfer, imposed by the air flow loaded with supercooled water droplets and the runback water flow around the airfoil. The present work implemented submodels to: 1) estimate airfoil surface wetness factor by adopting a liquid water film flow model as well as a rivulet formation and flow model; 2) evaluate laminar and turbulent boundary layers with pressure gradient and laminar-turbulent transition over nonisothermal and permeable airfoil surface by implementing differential boundary layer analysis and 3) predict the onset position and length of laminar-turbulent transition region. The present paper followed a validation and verification process during the numerical code development. All sub-models results were verified separately against experimental data before their inclusion in anti-ice model.The results of anti-ice model with selected submodels were validated against reference cases. The results were considered suficiently accurate when solving the film breakdown and rivulets formation by total mechanical energy method, compressible boundary layer by differential analysis and laminar-turbulent transition prediction by algebraic correlations, which considered pressure gradient and freestream turbulence level.

A concepção de aeronaves não convencionais a fim de alcançar um determinado desempenho ou melhoria operacional é sem dúvida um dos objetivos mais importantes da engenheira aeronáutica. Tais melhorias envolvem: redução de arrasto, redução da seção transversal, redução de ruído, redução da distância de decolagem e pouso, aumento da eficiência aerodinâmica, aumento da carga útil, entre outros. Por tanto, métodos de otimização multidisciplinar se tornaram em ferramentas muito úteis para aprimorar o projeto conceitual destas aeronaves. Neste contexto, este trabalho teve como objetivo o desenvolvimento do projeto conceitual de uma aeronave não convencional de combate e a análise de desempenho aerodinâmico do seu sistema de admissão de ar (Intake), tendo como principal característica, estar localizado na parte superior da fuselagem da aeronave (Dorsal Intake). O delineamento conceitual foi desenvolvido através da implementação de metodologias de otimização multidisciplinar de projeto (MDO) na fase de projeto paramétrico, integrando conceitos como: entropia estatística, desdobramento da função qualidade (QFD) e análise de restrições. Além disso, foram usados métodos analíticos e teóricos, ferramentas de desenho assistido por computador (CAD) e simulações da dinâmica dos fluidos computacionais (CFD) para otimizar e obter a configuração final da aeronave. Posteriormente, 5 configurações de asa delta foram selecionadas para avaliar as mudanças de desempenho do dorsal intake sob a influência aerodinâmica das superfícies principais da aeronave (Asa e Fuselagem), em regimes de voo subsônico (Mach = 0.4), transônico (Mach = 0.9) e supersônico (Mach = 1.7; 2) a diversos ângulos de ataque (De α = 10º a α = 30º ). Os resultados encontrados neste trabalho foram avaliados em separado, subsequentemente foram integrados, a fim de obter a nova concepção de aeronave não convencional de combate; a aplicação de MDO permitiu estimar as variáveis de projeto ideais para o desenvolvimento do projeto da aeronave, em relação a sua missão. Em contrapartida, os resultados da integração intake-estrutura mostram que apropriadas características de desempenho e compatibilidade foram mantidas durante as fases de voo subsônicas, para as 5 configurações de asa. No entanto, para velocidades transônicas, a configuração canard apresentou um acréscimo nos níveis de recuperação de pressão total, devido ao fluxo de alta energia na parte superior da fuselagem, o qual é produzido pelo vórtice do canard a moderados ângulos de ataque. Finalmente, para velocidades supersônicas, a asa com dispositivos LEX (Leading Edge Extensions) obteve os melhores níveis de recuperação de pressão total, pois a implementação destes dispositivos apresentou uma montagem mais vantajosa com sua fuselagem para gerar o cone de Mach, aumentando os níveis de recuperação de pressão total e reduzindo a distorção na face do motor. No entanto, para velocidades maiores a Mach = 2, sem importar a configuração de asa, a expansão do escoamento sobre a fuselagem e as asas da aeronave produziu um aumento no número Mach local na entrada do intake, o que reduziu os níveis de desempenho e compatibilidade do mesmo. Em consequência, a posição do intake na parte superior da fuselagem representa uma opção de configuração viável para aeronaves que requerem apenas capacidades de ângulo de ataque razoáveis, tais como aeronaves de caça ar-terra, sendo a asa com dispositivos LEX a geometria que representa melhores qualidades de desempenho na maioria dos 3 regimes de voo avaliados. / The conception of non-conventional aircraft with the aim of achieving a certain performance or operational improvement is undoubtedly, one of the most important objectives of the aeronautical engineering. These improvements involve: drag reduction, cross section reduction, noise reduction, shortening of take-off and landing distance, increase of aerodynamic efficiency, payload increase, among others. Therefore, optimization multidisciplinary methods became in very important tools to upgrade the conceptual design phase of these aircraft. In this context, this work had as aim the development of the conceptual design of a nonconventional fighter aircraft and the aerodynamic performance analysis of its air intake, having as main characteristic to be located at the top of the fuselage (Dorsal Intake). The conceptual design was developed through the implementation of multidisciplinary design optimization (MDO) methods in the parametric design phase, integrating concepts of: statistical entropy, quality function deployment (QFD) and constraint analysis. Besides that, it was used analytical and theoretical methods, computer-aided design (CAD) tools and computational fluid dynamics (CFD) simulations to optimize and obtain the final aircraft configuration. Subsequently, 5 delta wing configurations were selected to evaluate the dorsal intake performance changes under the aerodynamic influence of the main aircraft surfaces (Wings and Fuselage) in subsonic (Mach = 0.4), transonic (Mach = 0.9) and supersonic (Mach = 1.7; 2) flight regimes, at various angles of attack (From α = 10º to α = 30º ). The results found in this work were evaluated separately, later these were integrated, in order to get the new conception of non-conventional fighter aircraft; the MDO application allowed to estimate the ideal design variables for developing the aircraft design, regarding to its mission. On the other hand, the results of the intake-structure integration shown that appropriate performance and compatibility characteristics were maintained during the subsonic flight stages for the 5 wing configurations. However, for transonic velocities, the canard configuration presented an increase in the total pressure recovery levels, due to the high energy flux on the fuselage, which is produced by the canard vortex at moderate angles of attack. Finally, for supersonic velocities, the wing with LEX (Leading Edge Extensions) devices got the best levels of total pressure recovery, because the implementation of these devices presented a more advantageous assembly with its fuselage to generate the Mach cone, increasing the total pressure recovery levels and reducing the distortion at the engine face. However, for velocities higher than Mach = 2, regardless the wing configuration, the flow expansion on the fuselage and the wings produced an increase in the local Mach number in the intake entrance, which reduced the performance and compatibility levels of it. As a consequence, the top mounted intake position represents an option of viable configuration to aircraft that require only reasonable angles of attack capabilities, such as air-to-ground fighter aircraft, being the wing with LEX devices the geometry that represents better performance qualities in the majority of the 3 evaluated flight regimes.