Este trabalho tem por objetivo estudar o emprego da metodologia de Projeto de Experimentos, empregando-se Quadrados Latinos na análise de vibrações em aeronaves de asas rotativas. São avaliados os efeitos devido ao rotor principal, na condição de vôo à frente, para emprego como ferramenta inicial de controle preditivo de manutenção e permitir o desenvolvimento futuro de sistemas de gravação de dados. Para tanto, identificam-se as freqüências de interesse que são transmitidas à fuselagem e desenvolve-se o processo de planejamento de experimento, monitoramento e análise de resultados, aplicando-se um modelo estatístico fundamentado na Análise de Variância com intervalo de confiança de 95%. O Projeto de Experimentos propriamente dito abrange três princípios básicos visando garantir a isenção de tendências nos dados obtidos: randomization, replication e blocking. Propõe-se então um método para análise de vibrações apresentando-se passos a serem seguidos permitindo o seu desenvolvimento em uma seqüência sistemática. Neste contexto, identificam-se as variáveis influenciadoras do processo, seus valores de interesse e emprega-se uma ferramenta que permita eliminar a influência de fatores indesejados, permanecendo apenas o efeito da velocidade, por ser conhecido. Em seguida, são efetuadas verificações da validade dos dados permitindo análises consistentes. A aplicação do método proposto é realizada através de uma modelagem computacional, empregando-se o software "R", para a avaliação do incremento de vibração das aeronaves Eurocopter modelo AS-355. Apresenta-se ainda um estudo preliminar para as aeronaves Sikorsky modelo Sea King, denotando a flexibilidade de aplicação em aeronaves com características diferentes, sendo de interesse a conclusão deste último em estudos futuros.

Este trabalho apresenta um estudo sobre a inspecionabilidade dos furos da junção asa/stub das aeronaves das famílias EMB 145, EMB 170 e EMB 190. O estudo ée baseado nos métodos de avaliação não-destrutiva (NDE) utilizados pela Embraer. Os furos em questão neste trabalho são inspecionados pelo método de Eddy Current, sendo este o mesmo método utilizado na linha de produção da Embraer. Corpos-de-prova simulam a região da aeronave estudada em termos de espessuras e ligas de alumínio utilizadas para a fabricação das peças. Defeitos como ovalizações, marcas de ferramentas e riscos de tamanhos diversos são reproduzidos nos corpos-de-prova e inspecionados por Eddy Current. Os resultados das inspeções são comparados a requisitos técnicos de projeto e produção e, finalmente, são apresentadas as conclusões e considerações finais do trabalho.

Apesar do recente desenvolvimento em aeroelasticidade computacional e ferramentas em CFD para escoamentos não-estacionários, a maioria das análises de estabilidade aeroelástica das estruturas de asas no regime transônico que são realizados em ambiente de engenharia ainda dependem da aplicação de métodos de correção para as cargas aerodinâmicas previstas por códigos baseados em teoria aerodinâmica linear. No entanto, há escassez de literatura sobre as capacidades e limitações de cada método, assim como a sua adequação a cada projeto de asa ou fenômeno físico envolvido. Este trabalho apresenta uma extensa revisão dos aspectos físicos da aerodinâmica não-estacionária em regime transônico, aeroelasticidade em regime transônico, e é concluído com um estudo sobre três métodos diferentes de correção: método NLR - utilização do número de Mach local; SKEM - Método da Expansão Sucessiva da Função Núcleo; e método Dau-Garner. Como casos de teste, três diferentes estruturas de asa: asa PAPA supercrítica; asa AGARD 445.6 enfraquecida; e asa do avião YXX. Correlação entre as previsões teóricas e experimentos indica que os projetos distintos de asa, dominados por diferentes fenômenos físicos, requerem o uso de diferentes métodos para incorporação precisa das características não-lineares dominantes às ferramentas clássicas de análise aeroelástica.

Uma formulação da dinâmica da aeronave flexível é apresentada e usada na investigação das contribuições da flexibilidade e efeitos de aerodinâmica não-estacionária sobre as características da mecânica de voo. A metodologia é aplicada a um planador construído em material composto com asas enflechadas de alto alongamento. Para a representação dos fenômenos aerodinâmicos não-estacionários, uma teoria das faixas modificada aplicável a asas enflechadas é empregada. A formulação permite que a matriz de coeficientes de influência seja calculada no domínio da frequência. São consideradas, na obtenção das forças aerodinâmicas, tanto as contribuições dos graus de liberdade flexíveis quanto de corpo rígido, no regime linear e de pequenas perturbações. O modelo aerodinâmico, no domínio do tempo, é obtido após a aplicação da aproximação por funções racionais segundo o modelo de Roger. As informações relacionadas ao comportamento estrutural decorrem, inicialmente, de um modelo de elementos finitos de casca, empregado em uma análise modal para obtenção dos modos naturais de vibração. As formas deformada e indeformada das superfícies sustentadoras são aproximadas através de um procedimento de interpolação empregando splines de superfície. O eixo elástico é obtido, para diversas seções ao longo da envergadura, segundo uma metodologia baseada no método de mínimos quadrados. Processo semelhante é empregado para a caracterização das formas modais. O resultado é uma viga equivalente para a qual são dados um deslocamento vertical e um ângulo de torção ao longo da envergadura. Fica, assim, assegurada a correlação entre pontos de controle aerodinâmicos e estruturais. Através de formulação Lagrangeana, são obtidas as equações diferenciais do movimento, apoiadas sob as hipóteses de desacoplamento inercial e pequenas perturbações. Tais equações podem ser utilizadas para obtenção de condições de voo de equilíbrio, estudo da estabilidade e resposta em frequência ou mesmo integradas ao longo do tempo, como ilustrado através de uma série de exemplos aplicados à aeronave estudada. Especial atenção é dada à identificação de contribuições dos efeitos de flexibilidade e de aerodinâmica não-estacionária. Destacam-se as simulações de resposta a perturbações do tipo doublet aplicadas às superfícies de comando. O impacto da variação na quantidade de modos elásticos e termos de atraso aerodinâmico utilizados é também abordado.

A aviação de helicópteros e aeronaves de asas rotativas é extremamente versátil e demonstra sua efetividade operacional em inúmeras missões e em diversos cenários. Entretanto, cada cenário apresenta ameaças e fatores de risco que a tripulação deve analisar e gerenciar, a fim de evitar situações que possam expor a aeronave a riscos desnecessários. A Amazônia Legal apresenta características que, em situações isoladas ou acumuladas com outros fatores, podem se tornar potenciais fatores de risco e conduzir a um acidente. Esta dissertação, alicerçada em trabalhos clássicos de análise e gerenciamento de risco, apresenta métodos que tornam efetivo o gerenciamento de risco dos diversos ambientes nos quais a aviação opera. No caso desta dissertação são analisadas as características amazônicas, relacionando as que apresentam possibilidade de risco à aviação de helicópteros. Este arranjo, que emprega o Diagrama de Causa e Efeito, a Matriz de Impactos Cruzados e a Matriz de Vulnerabilidade, permite classificar os fatores de risco quanto à sua motricidade, orientando as ações de atenuação ou eliminação dos riscos. Após esta análise, a pesquisa sugere uma complementação à planilha de probabilidade do Método SIPAER (Sistema de Investigação e Prevenção de Acidentes Aeronáuticos) de Gerenciamento do Risco (MSGR), incluindo o fator Amazônico. A complementação do MSGR é aplicada em uma missão de helicóptero na região amazônica, a qual permite testar a hipótese de pesquisa. Ao final, são feitas recomendações e apontadas sugestões para trabalhos futuros.

A aceleração do progresso tecnológico normalmente começa com uma maior ênfase na pesquisa, projeto e desenvolvimento para gerar produtos mais competitivos. O presente trabalho identifica a importância de estabelecer diretrizes e recomendações com enfoque em manutenibilidade para apoiar o projetista na predição da manutenibilidade de um produto aeronáutico, indicando pontos vulneráveis no projeto que afetam a segurança durante as atividades de manutenção. A área de manutenção tem crescido e vem ocupando cada vez mais uma posição estratégica no desenvolvimento de projetos aeronáuticos. A manutenibilidade permite, a partir de atributos qualitativos e métricas, estabelecer padrões a serem considerados nas fases do projeto. Esta dissertação considera o desenvolvimento de projetos de aeronaves de asas rotativas. Como estudos de caso abordam-se três acidentes envolvendo helicópteros, especificando erros durante tarefas de manutenção. O trabalho também aborda a manutenibilidade dos materiais compósitos e as técnicas de inspeção e reparo das estruturas compósitas. O trabalho tem como meta contribuir com o desenvolvimento do conceito da manutenibilidade desde a fase de projeto, visando a segurança de aviação e a aeronavegabilidade continuada das aeronaves de asas rotativas no Brasil.

Historicamente, o alumínio tem sido o principal material usado na fabricação de aeronaves. Porém, os requisitos de peso e rigidez estrutural evoluíram de tal maneira que superaram a capacidade das convencionais ligas de alumínio. Como uma solução para suprir a grande exigência, a utilização de materiais compósitos vem sendo crescentemente adotada; caracterizando a maior revolução técnica desde o aparecimento do motor a jato, segundo muitos autores. Apesar da superioridade técnica já ser reconhecida há algumas décadas, a utilização de materiais compósitos em estruturas aeronáuticas era desmotivada pelo alto custo do material quando comparado com o alumínio. No entanto, o domínio da tecnologia de fabricação destes materiais também evoluiu causando uma considerável queda no preço de aquisição de tal matéria-prima. Além disso, como resultado de inúmeras pesquisas, avanços na automação da produção de estruturas em material compósito também fizeram com que o custo de fabricação caísse. Logo, a substituição das convencionais estruturas primárias de ligas metálicas por estruturas de material compósito está se mostrando bastante viável. É nesse contexto que este trabalho insere-se: uma asa de fibra de carbono é projetada em substituição a asa metálica de um "Very Light Jet"; além da convencional atenção com a redução de peso trazida pelo emprego do novo material, aspectos financeiros também são abordados visando mostrar se tal substituição é viável não só tecnicamente como também economicamente.

Este trabalho tem como objetivo desenvolver uma rotina para a geração de um modelo simplificado para o caixão principal de uma asa dimensionado através de uma ferramenta de otimização para estabilidade. Este modelo simplificado deve representar dinamicamente o comportamento do caixão principal. A metodologia foi aplicada para um conceito de aeronave comercial de transporte. Modelos em elementos finitos foram construídos para a validação da metodologia proposta. A rotina implementada mostrou-se capaz de cumprir o objetivo proposto, gerando os resultados com a acuracidade esperada para fases de anteprojeto de aeronaves.

Este trabalho investiga a aplicação de algoritmos genéticos no projeto estrutural preliminar de uma asa fabricada com materiais compósitos. O objetivo desta otimização é basicamente a minimização do peso estrutural, sujeito às restrições de projeto de carga crítica de flambagem e índice de falha dos laminados (HILL). As variáveis de projeto são classificadas em variáveis de dimensionamento (230 variáveis) e variáveis geométricas (47 variáveis). As variáveis de dimensionamento dos revestimentos, das longarinas e das nervuras da asa são as direções principais dos laminados, o número de camadas a 0, 90, -45 e +45 e a seqüência de laminação. Entre as variáveis geométricas estão as posições das nervuras com relação à raiz da asa na direção da envergadura e os ângulos das nervuras em relação ao eixo longitudinal do avião. A seqüência de laminação utilizada é consistente com o processo de fabricação por "Automatic Tape Laying" - ATL. É proposto um novo processo de otimização onde as etapas de projeto em CAD e o processamento da geometria obtida em CAE (processadores de malha de elementos finitos), visando geração de malhas, são substituídas por um gerador de malhas programado em "Visual Basic for Applications" - VBA, integrado ao "Microsoft Excel ". Este novo processo acelera a análise dos indivíduos permitindo maior rapidez na evolução do algoritmo genético. Quanto à estratégia de otimização, esta foi voltada para redução do tempo computacional. Malhas muito refinadas inviabilizam a aplicação do algoritmo em problemas com muitas variáveis, pois o número de iterações para a convergência aumenta muito com o número de variáveis. Para minimizar este problema se utilizou uma estratégia de otimização onde as malhas de elementos finitos tem seu refinamento variável. Nas primeiras gerações da otimização as malhas são mais grosseiras, permitindo boa exploração do espaço amostral sem aumento significativo do custo computacional. Na medida que a otimização vai convergindo a malha passa a ser mais refinada, possibilitando obtenção de resultados mais confiáveis ao fim da otimização.Além do refinamento progressivo utilizou-se da separação de variáveis para dar mais eficiência ao processo de otimização. Variáveis associadas somente aos laminados foram otimizadas em série com a otimização das variáveis associadas somente à geometria. Este processo de separação das variáveis em subproblemas mostrou-se bastante eficiente já que evita o agrupamento em um mesmo problema de variáveis de naturezas tão diferentes, além de permitir processamento com número reduzido de variáveis em cada etapa. Na etapa de otimização dos laminados se buscou a minimização do peso estrutural, enquanto na etapa de otimização do posicionamento das nervuras buscou-se a maximização do fator de carga crítica de flambagem. Após o estudo detalhado da influência dos parâmetros do algoritmo genético no comportamento da otimização foi possível a criação de diretrizes àqueles que buscam maior eficiência (menor custo computacional) em uma otimização qualquer.

O objetivo deste trabalho é o estudo da correlação primária entre as disciplinas de projeto, análise e otimização estrutural e estabilidade aeroelástica. Isto é traduzido através de um modelo numérico de otimização de peso de uma semi-asa projetada para a fase de estudos preliminares de uma aeronave de característica civil, classificada e normatizada pelo FAA baseado no FAR Part23. De posse de um modelo aeroelástico em elementos finitos de representação por vigas pretendeu-se identificar os principais mecanismos de instabilidade aeroelástica, classificando-os por severidade. Baseando-se em estudos paramétricos foram então gerados requisitos de rigidez, para que a asa atendesse aos requisitos de estabilidade. Esta mesma asa foi otimizada através do método do gradiente visando a minimização da massa através de alterações das características estruturais de construção, como espessuras de longarinas e revestimentos, preservando-se a posição do caixão estrutural e as características aerodinâmicas externas. Para tanto, foi utilizado um modelo completo em elementos finitos equivalente ao modelo aeroelástico de vigas, mas limitado pelas restrições de tensão para atender aos critérios de resistência estática e de rigidez para atender aos critérios de aeroelasticidade. Ao final o modelo aeroelástico foi atualizado com os resultados de otimização e a análise de flutter foi novamente realizada, para verificar o atendimento dos requisitos. Os cálculos estáticos, dinâmicos, aeroelásticos e de otimização foram realizados utilizando o software MSC. NASTRAN versão 2007r1. Os resultados de estabilidade aeroelástica são plotados em diagramas V-g-f utilizando ferramentas adequadas de pós-processamento.