A definição do tipo de junção asa-fuselagem, a ser utilizada em um projeto aeronáutico, passa por aspectos como: qualidade e precisão dos processos fabris necessários à fabricação da junta, tempo previsto para execução do projeto, disponibilidade de matérias-primas, cadência esperada de produção etc. A definição e a análise do número de parafusos, como também dos valores de pré-cargas aplicadas nos mesmos, são frutos de um árduo e complexo trabalho envolvendo as equipes de Projeto Estrutural, Engenharia Estrutural e Cargas. Sendo assim, ressalta-se que o presente trabalho procura explorar algumas possíveis ferramentas para projetar uma junção tipo parafusos em tração, tão somente sob o ponto de vista do Projeto Estrutural. São apresentados dois tipos de análises. A primeira, pelo método analítico, não demonstrou ser uma boa opção, para o caso de estudo, pois apresenta dificuldades quanto à possibilidade de iterações, atividade esta fundamental para otimização da junta. A segunda, via método numérico, demonstrou ser uma opção relativamente melhor, pois permite que haja iteratividade tanto do ponto de vista do número de parafusos na junção como da distribuição das cargas por estes parafusos. O método, obtido do ESDU 85021, para definição dos valores de pré-carga, ou torques de montagem, utilizou como valor de entrada as cargas obtidas pelo método numérico. O método do ESDU 85021 pode ser considerado conservativo, uma vez que despreza a existência de reforçadores nos flanges de junção. Porém, este método merece ser estudado a fim de implementar melhorias que permitam apurar o grau de conservadorismo e viabilizar um caminho prático e seguro para definição dos valores de pré-cargas.

Uma das grandes vantagens da otimização numérica ée a redução no tempo de projeto, ao mesmo tempo em que se pode lidar com uma larga variedade de variáveis e restrições que são dificieis de visualizar usando métodos gráficos ou tabulares. O presente trabalho teve por objetivo a otimização de aerofólios transônicos, sujeitos a um conjunto de restrições, tais como espessura relativa e consideração acerca de condições fora do ponto de projeto (otimização multiponto). Neste trabalho foi feito um acoplamento entre um programa de otimização baseado em algoritmos genéticos, BLWF (código numérico de potencial completo para cálculo do escoamento em torno de asa-fuselagem) e um módulo para gerar a geometria. A asa foi composta por três aerofólios, sendo que cada aerofólio foi representado por duas equações, representando o arqueamento e a espessura ao logo da corda. Foram gerados resultados para números de Mach entre 0,76 e 0,79, utilizando como base uma fuselagem representativa de uma aeronave de 70 passageiros. A função objetivo do presente trabalho visa à maximização do parâmetro ML/D para o número de Mach escolhido.

Este trabalho descreve o estudo de diversas configurações e metodologias de fixação da asa à fuselagem para aviões convencionais, enumerando vantagens, desvantagens e aplicabilidades. Abrange, também, um projeto preliminar de um sistema de junção asa-fuselagem de uma aeronave polivalente de treinamento avançado de pilotos, de apoio tático e ataque leve. Trata-se de uma aeronave desenvolvida pelo grupo Treinador Avançado (TA) do Programa de Especialização em Engenharia (PEE), uma parceria entre o Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA) e a Empresa Brasileira de Aeronáutica (EMBRAER). O projeto é desenvolvido no âmbito estrutural, com cálculos de pré-dimensionamento e especificação dos prendedores da união asa-fuselagem. A análise estrutural, incluindo tensões e distribuição dos esforços, é realizada por elementos finitos e através de métodos analíticos. Os principais elementos estruturais, bem como os prendedores da junção, são gerados em um programa de CAD, para visualização e verificação da integração entre si e da aeronave como um todo.

O objetivo deste trabalho é desenvolver uma metodologia analítica implementada em computador para a determinação das tensões atuantes e a análise preliminar da estrutura principal de ligação asa-fuselagem. Um estudo de caso para um avião de referência é apresentado. No caso apresentado, o wing-stub é subdividido em duas seções, transversal e longitudinal. As seções carregam forças da fuselagem e da asa, as quais são independentemente consideradas. O envelope de cargas utilizado é aquele de um avião similar. Planilhas interativas e interdependentes são utilizadas para obtenção das tensões no wing-stub e para a verificação da estabilidade estrutural dos painéis reforçados da estrutura. O wing-stub do avião de referência é do tipo totalmente molhado, com longarinas, painéis superior e inferior com reforçadores sem flange e nervuras internas construídas em placas planas. A análise preliminar proposta neste trabalho não considera furos para alívio de peso e alocação de sistemas.

Este trabalho tem como objetivo analisar os diferentes tipos de ligações entre asa e fuselagem mais utilizadas atualmente no mercado aeronáutico. Uma revisão bibliográfica do assunto ée apresentada e revela diferentes soluções de ligação em aplicações semelhantes. Nas avaliações das soluções de ligações, procura-se destacar vantagens e desvantagens referentes a aspectos como peso, montagem, acesso, vedação e manutenção dessas ligações, bem como as dificuldades de manufatura e conseqüências na vida útil de uma aeronave comercial ou executiva. Todo estudo ée baseado no projeto de um avião corporativo proposto pela Embraer e desenvolvido por um grupo de projeto durante nove meses.

Fomentados pelas centenas de dólares gastos anualmente pelas linhas aéreas em combustíveis, diversos estudos foram e continuam sendo realizados visando reduzir o consumo das aeronaves. Desde as primeiras aeronaves a jato de transporte civil atée a atualidade estima-se que a redução de combustível alcançou o índice de 70%, dos quais 30% estão diretamente relacionados à evolução tecnológica no projeto dessas aeronaves e, os 40% restantes, à melhora da eficiência dos motores. Uma alternativa de projeto identificada para este fim consiste no uso de dispositivos de ponta de asa, tais como o Winglet para possibilitar às aeronaves voar mais alto, consumir menos combustível ou mesmo voar mais rápido, além de melhorar a sua performance de decolagem e subida, reduzindo, assim, o ruído externo emitido à população que vive na região próxima dos aeroportos. Contudo o preço pago por essa melhoria envolve aumentos nos custos de fabricação e manutenção, pesos vazios maiores, além de um aumento nos custos que envolvem o estudo da estabilidade e controle das aeronaves. Com o objetivo de fornecer ao leitor aspectos aerodinâmicos práticos e teóricos que envolvem o uso do winglet este trabalho foi dividido em quatro etapas, caracterízadas pelas seguintes ações: realizar uma extensa revisão bibliográfica; implementar e validar um programa de cálculo aerodinâmico de asas, baseado no método de Weissinger ou método da linha sustentadora estendido; desempenhar, com este programa, um estudo aerodinâmico dos parâmetros geométricos do winglet; e por fim, simular um estudo de caso, avaliando as vantagens obtidas com o uso dos winglets na performance de uma aeronave militar de patrulha. Nos estudos comprovou-se a competência do método para uso no estudo preliminar dos parâmetros geométricos do winglet

O objetivo principal deste trabalho é apresentar o desenvolvimento de uma metodologia de dimensionamento de uma longarina de asa considerando os efeitos da tração diagonal e apresentar os resultados desta metodologia para a longarina de asa de uma aeronave corporativa. A ferramenta para esta análise é um programa desenvolvido em Visual Basic baseado no método das seções idealizadas para o cálculo do fluxo de cisalhamento e no método NACA para a análise de tração diagonal, ambos os quais são amplamente aplicados na indústria aeronáutica.

The goal of this work is to verify the pylon design of a 174 passenger aircraft. This aircraft was studied by the fourth class of Embraer's Engineer Specialization Program (PEE 4). The engine of this aircraft is located below the wing and its model is GE CFM-56. The fan size was increased in order to reach a higher air passage ratio. This pylon concept presented here was studied and adopted by the group as the better option for this type of airplane. Due to the short time allowable to this study along the program, this dissertation aim to verify the design chosen, analyzing the pylon loads and, using a finite element model, estimate the preliminary dimensions of this structure. For this verification, the loads were studied and applied in the model. The materials considered were aluminum and steel. Titanium was dismissed due to its high cost nowadays. The dimensions of the engine related to the wing could not be changed because they are a design requirement. The analysis showed that the engine position, forward the wing, causes a high load in the front lugs, increasing these lugs dimensions. Besides, the entire pylon had to be reinforced to withstand the reactions of the front lugs. The solution for this issue would be change the engine dimension related to the wing, reducing the moments or change the pylon concept, with the same purpose. Therefore, the conclusion of this project shows that the pylon configuration shown here is not efficient for this type of aircraft.

A perfilagem de asa ée um item primordial no projeto de aeronaves. Perfis definem parâmetros estruturais, desempenho e arquitetura dos sistemas do avião. O projeto dos aerofólios deve ser feito abrangendo diversas fases do vôo e não apenas o cruzeiro. Devem-se considerar espaço interno para montagem estrutural e volume do tanque de combustível para a missão. Tornando o problema extremamente complexo e não-linear, não podendo apenas contar com a experiência da equipe de projeto para obter aeronaves competitivas no cenário aeronáutico atual. O presente trabalho provê uma contribuição ao projeto de asas de aeronave de transporte no que se refere à obtenção da perfilagem de asa num contexto de otimização multidisciplinar. Aplicam-se algoritmos genéticos para projeto da perfilagem de uma aeronave de transporte transônica tendo como função objetivo o consumo de combustível e restrições de coeficiente de sustentação máxima e espaço para combustível missão. Para solucionar este problema utilizou-se um conjunto de módulos baseados em métodos numéricos e teóricos, e parametrização polinomial dos perfis da raiz, quebra e ponta da asa. O estudo de caso ée feito para uma aeronave comercial transônica em uma missão regional típica de transporte de passageiros. Resultados que a perfilagem muda de forma a cumprir a missão e satisfazer as restrições impostas. As principais características dos perfis obtidos são o carregamento traseiro que minimiza o pico de sucção da asa e o maior raio de bordo de ataque que garante o coeficiente de sustentação máxima da asa.

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