Esse trabalho apresenta um procedimento para determinar trajetórias otimizadas que maximizem a massa do satálite de um Veículo Lançador de Satélites (VLS) sujeito a restriçoes dinâmicas e geométricas. Isso foi conseguido através de abordagem subótima utilizando-se programação linear para implementar um procedimento de busca direta baseado em um método de parametrização da função de controle; e determinando sua solução numérica por perturbação linear. São apresentados resultados de testes a partir de simulação digital, fazendo uso de dados disponíveis de uma versão de um VLS da Missão Espacial Completa Brasileira (MECB). Comparações preliminares, com os dados disponíveis, sugerem que o procedimento é uma boa opção para esse problema de otimização.

Este trabalho concerne à aplicação de teoria LQ para pilotagem de foguetes de médio porte controlados por desvio de jato. No sistema de controle proposto, os parâmetros são estimados usando um algoritmo mínimos quadrados padrão, na forma recursiva. O ângulo de ataque é obtido a partir de um observador de ordem reduzida. As outras componentes do estado são medidas diretametne por sensores. O estado é então realimentado com ganhos calculados usando a teoria LQ, para gerar o valor do ângulo de desvio de jato. São propostas duas formas de implementação desta estratégia: uma adaptativa e outra em "gain scheduling", sem usar a estimação de parâmetros mas sim o valor nominal destes. Os esquemas propostos foram extensivamente testados através de simulação digital usando um modelo completo de validação, incluindo termos não lineares e perturbações devidas ao vento.

O tamanho de turbinas eólicas comerciais tem aumentado consideravelmente nos últimos 25 anos desde aproximadamente uma potência de 50KW com rotores de entre 10 e 15 metros de diâmetro até as turbinas comerciais atuais de 5MW de potência com diâmetros de mais de 120 metros. Este desenvolvimento requer o uso de ferramentas numéricas que permitam prever os carregamentos aerodinâmicos estacionários e não estacionários, não somente nas pás de turbinas, mas também o sistema como um todo, incluindo torre, rotor e sistemas de controle. Neste contexto, este trabalho apresenta um programa computacional baseado na teoria de elemento de pá, a fim de predizer parâmetros geométricos e velocidades relativas ótimos para a obtenção de máxima potência. O método de painéis foi adaptado de forma a incluir os efeitos rotacionais das pás a fim de predizer cargas aerodinâmicas em estado estacionário. A formulação é tridimensional e conta com efeitos de esteira e velocidades angulares. Um estudo de caso para uma pá de turbina eólica de 2MW de potência foi utilizado para demonstrar as capacidades do código desenvolvido. Para avaliar as capacidades do código, foram feitas três tipos de validações. Primeiro foram comparados resultados da literatura da teoria de elemento de pá e do método de elemento fonte-dipolo, "Doublet-Source Lattice", (por separado) com os resultados obtidos pelo código. Uma última validação quantitativa foi feita mediante a comparação com os resultados de um software de fluidodinâmica computacional. O trabalho apresentado não pretende concorrer com os pacotes comerciais de CFD. O que se pretende é desenvolver uma ferramenta de projeto preliminar de pás de turbinas eólicas que permita obter um projeto ótimo em um tempo relativamente curto. Futuramente se pretende continuar esta investigação aderindo ao código a possibilidade de analisar o comportamento estrutural e aeroelástico de pás de turbina eólica, asas e pás de helicópteros.

Os objetivos do presente trabalho são: (i) Propor um modelo compressível para o campo de grandes escalas de escoamentos turbulentos com baixos números de Mach; (ii) Desenvolver um código numérico que permita resolver este modelo compressível; (iii) Otimizar este código de forma a se utilizar eficientemente plataformas com capacidade de processamento vetorial e paralelo; (iv) Validar esta metodologia comparando os resultados numéricos obtidos com resultados experimentais disponíveis na bibliografia, sobre caso teste clássico: expansão brusca; (v) Aplicar esta metodologia na simulação computacional do efeito solo sobre as estruturas coerentes turbulentas presentes na esteira de corpos rombudos bidimensionais e tridimensionais, para avaliar seu potencial no tratamento deste tipo de problemas. Inicialmente, é proposto o modelo compressível simplificado e específico para as condições de parede adiabática e baixo número de Mach. A continuação, apresenta-se o modelo de turbulência submalha utilizado para modelar os tensores e vetores submalha utilizados neste modelo compressível simplificado, e em seguida, apresenta-se o método numérico utilizado para resolver numericamente este modelo. Posteriormente apresenta-se a validação desta metodologia comparando-se com resultados experimentais para o caso da expansão brusca e, finalmente, são apresentados resultados preliminares para os corpos rombudos bidimensionais e tridimensionais propostos.

Após um rápido estudo das questões relativas à transferência de calor entre a superfície de um corpo com alta velocidade e o escoamento de um gás perfeito ou de ar dissociado em equilíbrio, nos regimes laminar, transicional e turbulento, apresenta-se algumas fórmulas e métodos para se calcular o fluxo térmico convectivo sobre superfícies de revolução com ângulo de ataque. Emprega-se a analogia axissimétrica tradicional, de modo que os fluxos térmicos são estimados aplicando, ao longo de linhas de corrente superficiais invíscidas, fórmulas válidas para corpos de revolução com ângulo de ataque nulo. Especial atenção é dada às questões de previsão do início do regime de transição laminar-turbulento, do cálculo da extensão da região de transição, e do cálculo do fluxo térmico transicional. Os resultados dos métodos foram validados por comparação com resultados exatos e dados experimentais. Concluiu-se que as presentes abordagens podem ser empregadas em estimativas de engenharia, nas fases de análise preliminar e de otimização de projetos de veículos espaciais, no tocante aos problemas de aquecimento decorrentes do vôo com alta velocidade em atmosfera densa, em trajetórias ascendentes ou descendentes.

A otimização de sistemas dinâmicos via métodos indiretos é bastante complexa e poderá exigir a utilização de programas computacionais para a solução de problemas de valor de contorno os quais podem não ser tratáveis analiticamente. Um dos principais problemas é a determinação das variáveis adjuntas para problemas com tempo final fixo e todos os vínculos terminais das variáveis de estado fornecidos. Este trabalho busca a determinação das trajetórias sub-ótimas do estado e das variáveis adjuntas para a classe de funcionais de custo quadrático ou expansíveis por série de Taylor até a segunda ordem, bem como o sinal de controle sub-ótimo. Propõe-se neste trabalho um novo método heurístico (LINQUAD) baseado nas técnicas dos extremais de vizinhança, regulador linear quadrático, regulador linear quadrático gaussiano e método da segunda variação. Os resultados com a utilização deste novo método servem como estimativas para a solução ótima obtida através do método dos Múltiplos Tiros. O problema principal a ser solucionado é o da reentrada de veículos espaciais na atmosfera terrestre considerando perturbações estocásticas nas variáveis de estado e de medida e um algoritmo é apresentado para a utilização deste novo método.

No presente trabalho uma nova técnica de programação não-linear, um método da projeção estocástica do gradiente, é aplicada para guiagem e controle não-linear em três dimensões de veículos lançadores de satélites, utilizando um modelo massa-ponto para o veículo. A validade do procedimento numérico é testada pela resolução de um problema de transferência orbital com baixo empuxo. Soluções sub-ótimas são obtidas para a trajetória ascendente do Veículo Lançador de Satélites pela prametrização da história de controle. Os vínculos são precisamente satisfeitos e a capacidade de satelização obtida pelo procedimento é comparável à solução ótima, obtida por procedimentos indiretos. Um procedimento de guiagem e controle em malha fechada é proposto, visando minimizar os efeitos das incertezas e perturbações típicas nas quais está sujeito o veículo durante o vôo. É testada a operação de mudança de objetivo durante o vôo e a utilização de tempo de queima livre para o último estágio. É mostrada a viabilidade da operação em tempo real pela implementação da técnica de processamento paralelo.

Este trabalho trata do desenvolvimento e teste da rotina QUASILIN, utilizada na obtencao de solucoes numericas de problemas de condicao de contorno em dois ou mais pontos. Essa rotina foi elaborada tendo como base o metodo da quasilinearizacao, que e um metodo numerico do tipo indireto, onde o problema original nao linear e transformado em uma serie de problemas lineares. Um algoritmo auxiliar que, a partir dos valores iniciais das variaveis de estado, faz a escolha otima dos valores iniciais das variaveis adjuntas, tambem e apresentado. A funcionalidade da rotina e demonstrada atraves de solucoes de problemas tipicos da area aeroespacial, tais como: calculo de trajetoria de reentrada atmosferica, de minimo aquecimento, para um veiculo espacial do tipo "space shuttle"; minimizacao de energia de operacao de um braco manipulador e a maximizacao de altitute para um foguete de sondagem de estagio unico.

O conhecimento fisico e a possibilidade de calculo do escoamento transonico turbulento em torno de aerofólios é de grandeimportancia para projetos aeronauticos. O trabalho aqui representadoe uma proposta de ferramenta numerica para analise desse tipo de escoamento. A modelagem matematica do problema fisico corresponde a versao tipo camada fina das equacoes de Navier-Stokes com media de Reynolds. A integracao numerica e implementada por meio do algoritmode Beam e Warming, o qual incorpora um esquema centrado de diferencas finitas, com aplicacao de fatoracao aproximada. A marcha no tempo e efetuada segundo o metodo de Euler implicito, com passo no tempo variavel para acelerar a convergencia ate o estado estacionario. Cuidados especiais sao dedicados a implementacao numerica das condicoes de contorno. A malha de calculo e obtida atraves de geradores algebricos. Os efeitos de turbulencia sao simulados atraves da aplicacao de dois modelos tipo viscosidade de vortice: um modelo algebrico devido a Baldwin-Lomax e outro de transporte devido a Johnson-King. Esses dois modelos sao os mais utilizados atualmente em Dinamica dos Fluidos Computacional. Inicialmente, o codigo desenvolvido e validado, utilizando-se para isso escoamentos tipicos de referencia. Posteriormente sao apresentados resultados para escoamentos sobre perfis, comparando-seos valores obtidos entre si e com resultados experimentais e numericos conhecidos. Os desempenhos dos dois modelos sao analisdos e é estudada a influencia de fatores numericos e fisicos sobre as solucoes obtidas.

De acordo com os objetivos da Embraer relativos a continuidade do desenvolvimento da tecnologia aeronáutica, tem-se dado ênfase as técnicas de Ensaio em Vôo, particularmente as técnicas de medida de vazão. As entradas de ar embutidas, do tipo NACA, são freqüentemente empregadas para suprir ar atmosférico aos trocadores de calor da aeronave, especialmente aos trocadores de calor do sistema de ar condicionado. Ha casos em que se necessita medir a vazão de ar em vôo, com o objetivo de certificar que a demanda desse ar de impacto e satisfeita. Dos vários métodos de medida de vazão em dutos, contidos na literatura e nas normas, verificou-se que poucos atendiam aos requisitos impostos pelas condições de ensaios em vôo, alem das imposições devido as assimetrias geométricas e aerodinâmicas. Para desenvolver a instrumentação de medida, foram conduzidas investigações experimentais de forma a estabelecer um arranjo ideal de anemômetros de fio quente em uma dada seção transversal retangular da tubulação onde o escoamento era assimétrico. Tal assimetria e causada pela geometria dos dutos, a qual apresenta curvas de 90 graus em planos perpendiculares. Também o escoamento em torno da aeronave foi simulado para verificar o nível de influencia deste nas medidas de velocidade. Os resultados testados em função da vazão de referencia obtida por uma placa de orifício, na faixa de 0,1 a 0,6 metros cúbicos por segundo sugerem que a maioria dos arranjos pode garantira precisão requerida para a medida, quando submetidos, os cálculos, a correções adequadas.