A síntese estrutural sob resposta dinâmica de estruturas modeladas por elementos finitos exige tipicamente um elevado esforço computacional devido às custosas análises de resposta dinâmica necessárias à convergência da otimização. A transformação de carga dinâmica em carga estática equivalente (CEE), permite redução considerável no custo computacional da otimização, além de simplificar a abordagem do problema. Neste trabalho, painéis aeronáuticos reforçados sob carregamento dinâmico, submetidos a restrições de deslocamentos nodais, tensão de von Mises e flambagem dinâmica, são otimizados utilizando-se a técnica de CEE. É proposta e apresentada em detalhes uma estratégia própria de determinação de instantes críticos para obtenção de CEEs, visando tornar a otimização mais eficiente. As aplicações numéricas mostram que a estratégia da CEE é capaz de lidar eficientemente com a otimização dos painéis que estão sujeitos a cargas de alta freqüência que tendem a amplificar deslocamentos dinâmicos restringidos, produzindo estruturas que satisfazem as restrições de deslocamento e de flambagem impostas. O pacote comercial ABAQUS foi empregado tanto para as análises dinâmicas como para as análises estáticas e de flambagem. Um código foi desenvolvido na linguagem PYTHON, compatível com o programa ABAQUS, que realiza as análises de sensibilidade com relação às variáveis de projeto e onde é implementado um módulo de otimização seqüencial aproximada (OSA), que torna a otimização tão eficiente quanto possível neste ambiente.

O presente trabalho tem como objetivo estudar a viabilidade de realizar soldas autógenas entre os reforçadores longitudinais e o revestimento de uma aeronave utilizando laser a fibra de alta potência. O estabelecimento dessa técnica tem um potencial de aplicação muito elevado na indústria aeronáutica, por se tratar de um projeto exploratório voltado à junção de reforçadores longitudinais ao revestimento de aeronaves. No método tradicional de junção, os reforçadores são fixados ao revestimento utilizando-se rebites. Embora o processo seja bastante automatizado, tal método oferece pouco potencial para o aumento da velocidade de produção e/ou redução de peso das aeronaves. Realiza-se um amplo levantamento experimental utilizando chapas de alumínio estrutural 6013-T4 com espessura de 1,6 mm. Os principais parâmetros de influência sobre o processo são analisados, permitindo a construção de uma base de dados. Os resultados indicam que é possível o ajuste de tais parâmetros para a obtenção de cordões de solda de penetração com boas características dimensionais, geométricas e com poucos defeitos. Também é avaliado o comportamento mecânico do conjunto soldado. São realizados ensaios visando a obtenção da resistência à tração do reforçador em relação ao revestimento. São conduzidos ensaios adicionais com aplicação de uma carga ao revestimento, simulando a pressurização da fuselagem de uma aeronave. Os resultados mostram uma resistência mecânica do cordão de solda de até 280 MPa, valor próximo aos de referência do material de base, entre 275 e 325 MPa. Resultados ainda mais expressivos são observados em conjuntos submetidos ao tratamento térmico pós-soldagem, onde a resistência mecânica alcança 310 MPa, representando uma eficiência de junção acima de 95% indicando ao menos, a possibilidade de substituição do material de adição - geralmente introduzido ao processo de soldagem a laser - por tal técnica.

A automação da montagem de estruturas aeronáuticas é uma necessidade emergente. A utilização de robôs convencionais para esta aplicação é dificultada por conta da relativa baixa exatidão de seus deslocamentos. A fim de adequar um braço robótico às exigências aeronáuticas, propõe-se o auxílio de um sistema metrológico capaz de medir e corrigir seu posicionamento, com incerteza de medição na ordem de centésimos de milímetro. Uma comparação entre os instrumentos de medição no estado da arte é realizada e é escolhido um equipamento com tecnologia de fotogrametria para executar tal tarefa. O presente trabalho avalia o instrumento de medição K-Series, explanando suas características, funcionalidades e realizando experimentos para verificação metrológica do instrumento. Em seguida, o controle adaptativo robótico (ARC) do K-Series fecha uma malha de controle com o robô e o ganho de exatidão é medido para constatar a factibilidade da aplicação. Por fim, alguns pontos limitantes são avaliados e uma série de boas práticas para melhorar a confiabilidade do sistema é elencada.

A constante necessidade de melhoria nos processos de manufatura tem levado a um recente aumento no número de soluções automatizadas empregadas na montagem de estruturas aeronáuticas. Um processo de particular interesse para esta indústria é o alinhamento de seções de fuselagem, que atualmente é feito à mão ou por sistemas automatizados complexos e de alto custo. O método manual acrescenta um atraso significativo ao tempo de produção e a maioria dos sistemas automatizados possui pouca flexibilidade. Esta tese apresenta um sistema de integração implementado em uma solução alternativa de alinhamento que possui baixo custo e alta flexibilidade. Partindo de módulos pré-estabelecidos que incluem de manipuladores industriais a sistemas metrológicos de grande volume, este trabalho abrange os passos necessários para transformar a funcionalidade individual destes elementos em uma célula unificada. Primeiramente, uma análise funcional foi feita e os requisitos do sistema de integração foram detalhados de acordo com o padrão ECSS-E-ST-40C. Então um software foi escrito para implementar a abordagem planejada de acordo com os protocolos de rede requeridos por cada módulo. Uma IHM foi criada para centralizar o controle da célula e auxiliar na supervisão do processo. Finalmente foram realizados experimentos baseados no padrão EN ISO 9283 para se determinar qual configuração da célula melhor atende as tolerâncias de alinhamento. A configuração ótima atingiu a posição nominal com uma exatidão média de 0.16mm e 0.004.

Este trabalho apresenta um estudo da influência dos componentes de um modelo de fuselagem, nas freqüências de vibração livre da estrutura e do fluído interno, possibilitando uma otimização do seu isolamento acústico. Foram feitas alterações nas dimensões dos componentes da estrutura, e através de um modelo feito com a técnica de Elementos Finitos, determinados os modos e freqüências de vibração livre da estrutura e do fluído interno, e seu possível acoplamento. Os resultados foram apresentados em tabelas e gráficos e discutidos.

Neutralizadores dinâmicos de vibração são dispositivos do tipo massa, mola e amortecedor que são comumente aplicados como sistemas passivos de controle de ruído e vibrações em aeronaves turbo hélice. Os mesmos são fixados na fuselagem da aeronave e ao vibrarem em sua frequência natural geram uma força de reação que tende a neutralizar o deslocamento da fuselagem no ponto de fixação. Através da escolha dos valores de massa, rigidez e amortecimento dos neutralizadores dinâmicos de vibração, a frequência natural dos mesmos é ajustada de modo a coincidir com a frequência de passagem de pá da hélice ou suas harmônicas, frequências estas onde estão concentrados os maiores níveis de energia. A modelagem de neutralizadores dinâmicos de vibração aplicados em uma fuselagem pode ser feita incluindo os neutralizadores explicitamente em um modelo de elementos finitos da fuselagem. Entretanto, tal abordagem exige a solução deste modelo a cada nova configuração de neutralizadores dinâmicos de vibração, o que é computacionalmente custoso e inviabiliza a avaliação de uma quantidade elevada de configurações. Para contornar tal problema, no presente trabalho uma técnica baseada em matrizes receptância é aplicada para modelar a inclusão de neutralizadores dinâmicos de vibração em uma fuselagem. Para aumentar a confiabilidade dos resultados de modelagem de neutralizadores dinâmicos de vibração aplicados em uma fuselagem, um modelo aleatório não paramétrico é apresentado para incluir o efeito de incertezas presentes nas dimensões da fuselagem nas análises. A solução de tal modelo tem um custo computacional reduzido quando comparada a modelos paramétricos clássicos, como por exemplo o Método de Monte Carlo. A combinação deste modelo aleatório não paramétrico com a técnica baseada em matrizes de receptância anteriormente citada é discutida neste trabalho, permitindo a avaliação da variação do desempenho dos neutralizadores dinâmicos de vibração para diferentes amostras de uma fuselagem com incertezas em suas dimensões.

O presente trabalho tem como objetivo desenvolver uma metodologia para o pré-dimensionamento de uma fuselagem de seção circular baseada em uma nova proposta de dimensionamento ótimo por critérios de estabilidade de painéis reforçados submetidos a esforços compressivos. Foi considerado o carregamento resultante de manobras no estudo visando obter a máxima tensão compressiva nos painéis da fuselagem, condição crítica para o dimensionamento pelos critérios adotados. A metodologia foi aplicada no pré-dimensionamento dos componentes estruturais básicos da fuselagem de uma aeronave executiva com configurações para 7 a 9 passageiros. Para testar a precisão da metodologia proposta e validá-la, foram construídos modelos de elementos finitos para a configuração geométrica obtida. A configuração geométrica ótima da estrutura obtida através da aplicação da metodologia proposta é bastante distinta das usualmente utilizadas na indústria aeronáutica atual. Esta configuração foi apresentada e sua validade discutida. A metodologia desenvolvida mostrou-se eficaz, apresentando resultados satisfatórios, com precisão adequada para uma ferramenta utilizada nas etapas iniciais do desenvolvimento.

Este trabalho apresenta a análise de tensões e deslocamentos de uma fuselagem semi-monocoque através do método dos elementos finitos. Os diversos modelos utilizados nas análises possuem variações a partir de dois modelos básicos. O primeiro modelo considera o modelamento de cavernas e reforçadores como elementos de barra. O segundo modelo considera que somente os reforçadores devem ser modelados com elementos de barra; as cavernas, neste modelo, são modeladas com elementos de placa. As variações consideradas são: modelamento e não modelamento dos shear clips, presença e ausência de offsets nos reforçares e discretização da malha (malhas mais grosseira e malhas mais refinidas). Os resultados obtidos mostram que a quantidade e qualidade da malha influenciam muito mais os resultados do que presença ou não de offsets. Modelos com mesma malha, porém com diferença entre os offsets, possuem resultados muito próximos. A modelagem ou não dos shear clips influência na rigidez da estrutura e conseqüentemente deve ser modelado para melhor representar a estrutura real.

O presente trabalho tem como objetivo o projeto preliminar da fuselagem e trem de pouso de um Veículo Aéreo Não Tripulado (VANT) em desenvolvimento pelo Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA). Com base em dados fornecidos pelas equipes de projeto do ITA, foi elaborada uma fuselagem não convencional de estrutura formada por tubos de fibra de carbono unidos por juntas de alumínio. Além da fuselagem, foi realizado o projeto do trem de pouso em alumínio. As concepções da fuselagem e do trem foram submetidas a uma análise estrutural com o objetivo da obtenção de um pré-dimensionamento de seus componentes mais relevantes. Esse dimensionamento foi baseado em um cálculo de cargas em que os dados foram fornecidos pela equipe de mecânica do vôo.

Multi-disciplinary Design Optimization highly demands computational resources, therefore it is important to develop design tools with low computational cost without compromising the fidelity of the model. The main goal of this work was to establish a methodology of training artificial neural networks for specific purposes of aircraft aerodynamic design, in order to substitute a computational fluid dynamics software in an optimization framework. This neural network would predict the lift and drag coefficients for an airliner';s wing-fuselage configuration based on its planform, airfoil, and flight condition parameters. This work also aimed to find the structure and the size of the network that best suits this problem, setting up references for future works. The aerodynamic database required for the neural network training was generated with a full-potential multiblock code. The training used the back propagation algorithm, the scaled conjugate gradient algorithm, and the Nguyen-Widrow weight initialization. Networks with different numbers of neurons were evaluated in order to minimize the regression error. The optimum networks reduced the computation time for the calculations of the aerodynamic coefficients in 4000 times when compared with the full-potential code. The average absolute errors obtained were of 0.004 and 0.0005 for lift and drag coefficients, respectively. We also propose an adapted version of the back propagation algorithm that allows the computation of gradients for optimization tasks using the artificial neural networks.