The present work discusses the application of neural networks for the accurate prediction of aerodynamic coefficients of airfoil and wing-body configurations. Meta-models based on neural-network are able to handle non-linear problems with a large amount of variables. In this highlight, an efficient methodology employing neural networks for predicting aerodynamic coefficients of generic aircraft was developed. Basic aerodynamic coefficients are modeled depending on angle of attack, number of Mach, Reynolds number, and the lift coefficient of the configuration. A database is provided for the neural network, which is initially trained to learn an overall non-linear model dependent on a large number of variables. A new set of data, which can be relatively sparse, is then supplied to the network to produce a new model consistent with the previous model and the new data. The new model is able to accurately estimate in the sparse test data points and thus the obtaining of a result for a generic configuration is relatively an easy and quick task. Because of this, the methodology is highly suited to be incorporated into a multi-disciplinary design and optimization framework, which make extensively use of aerodynamic calculation for using in other applications, to evaluate performance and loads, besides other core tasks. A Multilayer Perceptrons (MLP) network was designed and employed for predicting drag polar curves of generic airfoils for a given Mach and Reynolds number variation. Airfoil geometry is modeled by polynomial functions described by twelve variables.

Neste trabalho foi realizado o cálculo das cargas aerodinâmicas e o pré-projeto estrutural de asa de uma aeronave de 50 passageiros durante o Mestrado Profissionalizante em Engenharia Aeronáutica e Mecânica, ministrado pelo ITA em parceria com a EMBRAER, através do seu Programa de Especialização em Engenharia. Primeiramente, o modelo estrutural foi desenvolvido baseando-se nas características aerodinâmicas iniciais da aeronave, possibilitando que o programa de análise aerodinâmica BLWF fosse utilizado para a geração numérica das distribuições de pressão na asa. Estas foram transferidas para o modelo estrutural através do método de interpolação linear bidimensional. Comparativamente, a diferença entre os totais de cisalhamento e de momento fletor obtidos pelo BLWF e pelo NASTRAN apresentou-se menor que 10%. Após isto, foi realizada uma análise estrutural estática de dois casos de carregamento da pressão aerodinâmica em um modelo de elementos finitos construído no MSC.Nastran a partir da geometria do programa CATIA. Através da comparação com aeronave da EMBRAER de porte semelhante, os resultados obtidos nas análises aerodinâmica e estrutural mostraram-se coerentes, necessitando de mais iterações do projeto para a otimização do modelo. A validação da primeira foi realizada através de gráficos de distribuição de sustentação, de esforço cortante, momento fletor e momento torçor. E a segunda através da análise dos valores de tensão obtidos.

Este trabalho tem como objetivo a comparação de metodologias normalmente empregadas pelas EMBRAER (Empresa Brasileira de Aeronáutica) na determinação do arrasto de onda de asas operando em regime transônico. Os métodos avaliados neste trabalho são métodos que, devido à sua boa precisão e rápida velocidade de processamentos, são bastante adequados para serem utilizados no desenvolvimento de uma aeronave, principalmente durante seu projeto preliminar. A parcela do arrasto de onda é bastante significativa para aeronaves voando com velocidade acima de Mach 0.6 e sua importância é cada vez maior à medida que sua velocidade aumenta. No entanto, devido ao grande número de configurações possíveis para a aeronave em fase inicial de concepção, torna-se bastante difícil e custoso a determinação do arrasto de onda através de cálculos computacionais complexos ou ensaios em túnel. Técnicas que permitam uma estimativa rápida, porém confiável, da importância deste tipo de arrasto devem então ser empregadas. A metodologia utilizada deve ser de fácil aplicação, de modo a se avaliar, em um curto espaço de tempo, diversas configurações possíveis e, deste modo, auxiliar na escolha da melhor configuração. Tendo isso em mente, neste trabalho foi analisada a metodologia descrita pelo ESDU, cuja formulação remete a resultados já consagrados na indústria aeronáutica e/ou baseados em procedimentos experimentais, e uma metodologia numérica, BLWF, que utiliza-se de malhas computacionais e do cálculo do escoamento potencial. Inicialmente será apresentada uma breve descrição dos tipos de arrasto que se fazem presentes durante o vôo, bem como a importância de cada uma dessas parcelas. Em seguida, com finalidade ilustrativa, serão apresentados os cálculos e a distribuição do arrasto total em uma aeronave teórica voando na faixa transônica. As descrições dos métodos empregados são apresentada nos capítulos 5 e 6, que é seguido por uma confrontação e análise dos resultados obtidos utilizando-se as duas metodologias apresentadas. Os resultados obtidos pelo ESDU, embora extremamente rápidos, apresentam boa precisão para cálculos preliminares. No entanto, para asas que utilizam perfis supercríticos, a metodologia ESDU tende a sub-avaliar a contribuição do arrasto de onda. O BLWF, por exigir um maior número de parâmetros de entrada e tempo de simulação, é recomendado para uma fase já mais avançada do projeto. Deve-se levam em consideração que, apesar de importante, o arrasto da aeronave não é o único fator relevante na escolha de uma determinada configuração. Parâmetros como qualidade de vôo e até mesmo custos de fabricação jamais devem ser negligenciados.

Este trabalho consiste na pré-análise da vida em fadiga na junção asa fuselagem de uma aeronave agrícola. A necessidade desta avaliação surgiu a partir de um estudo do mercado agrícola que constatou que a configuração atual do Ipanema não mais satisfaz as necessidades dos operadores. Para voltar a ter competitividade, a Indústria Aeronáutica Neiva decidiu por realizar alterações estruturais que considerou necessária para elevar a produtividade de seu produto. Devido à essas alterações, foi necessário definir o perfil de missão agrícola para, em seguida, determinar o espectro de carregamento dinâmico dessa aeronave. As rajadas verticais são as principais responsáveis pelas cargas dinâmicas nesse contexto apesar de ser consideradas as rajadas laterais e as cargas de manobra. A partir da distribuição de sustentação para fator de carga unitário e dos alívios inerentes às forças de inércias, traçou-se o perfil de carga cortante e momento fletor ao longo da envergadura. Combinando os fatores de carga obtidos da análise dinâmica com esses esforços, traçou-se o diagrama de excedências para essa nova configuração. Também foi necessária a modelagem em elementos finitos da região de interesse para a utilização da metodologia S-N de estimativa de vida em fadiga. Algumas simplificações foram adotadas devido às poucas informações de detalhes do projeto, mas mesmo assim obteve-se um comportamento muito semelhante ao observado nos ensaios de certificação. Por esse critério, ambos os objetos de análise (longarina dianteira e ferragens de ligação) foram aprovados. Entretanto, cabe a ressalve que esse estudo foi localizado, não prevendo o surgimento de novas trincas fora da região de estudo.

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.

Uma metodologia para simular o crescimento de trincas por fadiga em estruturas pressurizadas de cascas delgadas e enrijecidas é implementada por meio de uma estrutura de software, que consiste em um programa de simulação de fraturamento associado a um programa de análise por elementos finitos. Permite-se que as trajetórias das trincas sejam arbitrárias, sendo calculadas incrementalmente como parte da simulação. As trajetórias são representadas em uma região localizada do modelo, que pode ser remodelada automaticamente a cada incremento de trinca por meio de um algoritmo de geração de malha de elementos de casca quadrilaterais. Duas alternativas de modelagem da região em torno da ponta da trinca são apresentadas: por elementos finitos de casca e por elementos sólidos. A metodologia assume que o crescimento da trinca seja caracterizado por quatro fatores de intensidade de tensão que modelam o comportamento de membrana pela teoria da elasticidade bidimensional, em estado plano de tensões, e o comportamento de placa pela na teoria de Kirchhoff. A resposta da estrutura de casca delgada pressurizada é determinada por meio do programa ADINA (Automatic Dynamic Incremental Nonlinear Analysis), que utiliza um procedimento de análise geometricamente não linear para elementos finitos de casca, formulados pela teoria de Reissner-Mindlin. Um estudo mostra que os fatores de Kirchhoff podem ser correlacionados aos fatores de Reissner-Mindlin por meio de expressões semi-empíricas. Fatores tridimensionais médios de intensidade de tensão são definidos e relacionados aos fatores das teorias da elasticidade bidimensional e de Reissner-Mindlin. Um exemplo de aplicação é apresentado, comparando-se os resultados das três teorias. A validação da metodologia é discutida por meio da simulação do crescimento de trincas por fadiga em um painel de teste em escala real da fuselagem de um Boeing 737. / A methodology for modeling fatigue crack growth in pressurized, stiffened, thin shell structures is implemented within a software framework that consists of a fracture simulation code associated with a finite element analysis code. Crack trajetories are allowed to be arbitrary and are computed incrementally as a part of the simulation. Trajectories are represented in a localized model region that can be remeshed automatically at each crack increment using a quadrilateral element surface meshing algorithm. Two alternatives for meshing the near crack tip region are presented: by shell finite elements and by solid finite elements. The methodology assumes that the crack growth is caracterized by four stress intensity factors that model the membrane behavior using two-dimensional plane stress elasticity and the plate behavior using Kirchhoff plate theory. The structural response of the pressurized thin shell is computed by ADINA (Automatic Dynamic Incremental Nonlinear Analysis) code, using a geometrically non-linear shell fiinite element analysis procedure, formulated by Reissner-Mindlin theory. A study shows that for thin shells the Kirchhoff factors can be related to the Reissner-Mindlin factors by mean of semi-empirical expressions. Three-dimensional average stress intensity factors are defined and related to the factors of the two-dimensional elasticity and the Reissner-Mindlin theories. An application example is presented and the results of the three theories are compared. The metodology validation is discussed by mean of a fatigue crack growth simulation in a full-scale pressurized panel test of a Boeing 737.

Uma metodologia para simular o crescimento de trincas por fadiga em estruturas pressurizadas de cascas delgadas e enrijecidas é implementada por meio de uma estrutura de software, que consiste em um programa de simulação de fraturamento associado a um programa de análise por elementos finitos. Permite-se que as trajetórias das trincas sejam arbitrárias, sendo calculadas incrementalmente como parte da simulação. As trajetórias são representadas em uma região localizada do modelo, que pode ser remodelada automaticamente a cada incremento de trinca por meio de um algoritmo de geração de malha de elementos de casca quadrilaterais. Duas alternativas de modelagem da região em torno da ponta da trinca são apresentadas: por elementos finitos de casca e por elementos sólidos. A metodologia assume que o crescimento da trinca seja caracterizado por quatro fatores de intensidade de tensão que modelam o comportamento de membrana pela teoria da elasticidade bidimensional, em estado plano de tensões, e o comportamento de placa pela na teoria de Kirchhoff. A resposta da estrutura de casca delgada pressurizada é determinada por meio do programa ADINA (Automatic Dynamic Incremental Nonlinear Analysis), que utiliza um procedimento de análise geometricamente não linear para elementos finitos de casca, formulados pela teoria de Reissner-Mindlin. Um estudo mostra que os fatores de Kirchhoff podem ser correlacionados aos fatores de Reissner-Mindlin por meio de expressões semi-empíricas. Fatores tridimensionais médios de intensidade de tensão são definidos e relacionados aos fatores das teorias da elasticidade bidimensional e de Reissner-Mindlin. Um exemplo de aplicação é apresentado, comparando-se os resultados das três teorias. A validação da metodologia é discutida por meio da simulação do crescimento de trincas por fadiga em um painel de teste em escala real da fuselagem de um Boeing 737. / A methodology for modeling fatigue crack growth in pressurized, stiffened, thin shell structures is implemented within a software framework that consists of a fracture simulation code associated with a finite element analysis code. Crack trajetories are allowed to be arbitrary and are computed incrementally as a part of the simulation. Trajectories are represented in a localized model region that can be remeshed automatically at each crack increment using a quadrilateral element surface meshing algorithm. Two alternatives for meshing the near crack tip region are presented: by shell finite elements and by solid finite elements. The methodology assumes that the crack growth is caracterized by four stress intensity factors that model the membrane behavior using two-dimensional plane stress elasticity and the plate behavior using Kirchhoff plate theory. The structural response of the pressurized thin shell is computed by ADINA (Automatic Dynamic Incremental Nonlinear Analysis) code, using a geometrically non-linear shell fiinite element analysis procedure, formulated by Reissner-Mindlin theory. A study shows that for thin shells the Kirchhoff factors can be related to the Reissner-Mindlin factors by mean of semi-empirical expressions. Three-dimensional average stress intensity factors are defined and related to the factors of the two-dimensional elasticity and the Reissner-Mindlin theories. An application example is presented and the results of the three theories are compared. The metodology validation is discussed by mean of a fatigue crack growth simulation in a full-scale pressurized panel test of a Boeing 737.