Leis de controle preditivo têm encontrado crescente aceitação, especialmente com a evolução dos computadores e a ampliação de sua capacidade. Uma de suas características únicas é o tratamento sistemático de restrições no projeto dos controladores. Contudo, a presença conjunta de restrições e de incertezas, como erros de modelo ou perturbações, é capaz de levar controladores preditivos a perder a factibilidade, possivelmente ocasionando instabilidade e violações de restrições. Neste trabalho, um controlador preditivo robusto, baseado na formulação de endurecimento de restrições, é implementado para um helicóptero de três graus de liberdade mecânicos, com restrições no seu espaço de manobras, saturação nos atuadores e sujeito a perturbações limitadas. O controlador usa um modelo de predição linear obtido a partir da linearização de um modelo não-linear de sexta ordem existente na literatura. O modelo não-linear foi previamente ajustado, com base em dados experimentais, de modo a melhor representar o comportamento do sistema real. Um controlador preditivo nominal, que não leva em conta os efeitos das perturbações, foi considerado para fins de comparação. Resultados de simulações do tipo Monte Carlo e de testes experimentais revelam a superioridade, em termos de não-violação de restrições, do controlador preditivo robusto em relação a sua versão nominal. Por fim, foi proposta uma extensão da formulação de controle preditivo empregada. Tal extensão considera que os graus de liberdade de controle se encontram igualmente distribuídos ao longo do horizonte de predição.

A incerteza econômica é característica predominante no mercado de aviação mundial. Muitas vezes as empresas fabricantes de aviões são obrigadas a postergar ou até mesmo cancelar pedidos firmes, em função de crises financeiras enfrentadas por seus clientes. Estas variações no plano de produção dos fabricantes são mais negativas quando as aeronaves já se encontram em fase de produção, pois neste caso se um cliente desiste de sua aeronave a mesma precisará ser reconfigurada para ser entregue a outro cliente. A reconfiguração é sempre indesejada, uma vez que gera interrupção na linha de produção, acarretando em altos custos adicionais. Assim, os fabricantes de aviões buscam meios de flexibilizar suas linhas de produção, na tentativa de tornar seus processos de customização de aeronaves mais ágeis, evitando custos com reconfiguração. O presente trabalho se propõe a desenvolver um método que suporte a implantação de uma estratégia de flexibilização do processo de customização de aeronaves. Este método combina o conceito de postponement com ferramentas de Engenharia Simultânea, tais como: Quality Function Deployment, Design to Cost e Design Structure Matrix. Tal estratégia busca retardar ao máximo a customização do produto durante seu ciclo de produção, visando eliminar a necessidade de reconfigurações de aeronaves na linha de produção, reduzindo custos de retrabalhos e mantendo o nível de satisfação dos clientes.

O objetivo deste trabalho é projetar uma caverna de pressão traseira para a fuselagem de um avião de 33 passageiros, com consideração especial em layout estrutural, dimensionamento, análise de tensão e comportamento à fadiga. Com respeito ao layout estrutural, duas configurações são consideradas: semi-esférica e plana. O dimensionamento é baseado em cálculos por elementos finitos, usando um pacote de software comercial. Técnica de extrapolação de Richardson é utilizada para incrementar a precisão dos resultados das análises. Solução para união entre componentes também é abordada. O método S-N é utilizado para estimar o comportamento à fadiga. Ligas de alumínio 7075-T6 e 2024-T3 são especificadas para a manufatura de toda a estrutura.

O presente trabalho tem a finalidade de descrever a metodologia de desenvolvimento e acompanhamento utilizado no projeto de um sistema de proteção, detecção e extinção de fogo em um motor turbofan de alta razão de passagem. A metodologia de desenvolvimento consiste no detalhamento dos passos preliminares, levantamento dos requisitos de certificação aplicáveis ao sistema, entradas de projeto, ensaios para a certificação, documentos a serem gerados e métodos de acompanhamento. Como resultado, é apresentada a descrição de um sistema real de proteção, detecção e extinção de fogo gerado a partir da metodologia proposta, além de realçar os pontos fundamentais da metodologia de desenvolvimento apresentada.

Crashworthiness can be defined as the ability of the airplane in protecting its occupants in crash situations. This concept is only applicable in accidents that are survivable, that is, accidents for which the decelerations peaks are into human tolerance limits. There is na international concern about flight safety, because statistics show that the number of accidents per flight departures hás been Constant since 1975 despite the associated efforts in technology and crew training. Then, assuming this scenario of constant accident rate, the form found by researchers, manufacturers and authorities to protect the passengers in the accidents hás been to invest in the aircraft protection capability. A crashworthiness accident investigation can recover information about the aircraft behavior submitted by impact, and can supply the design team with the necessary information in case of a redesign that seeks safety improvement. This work proposes a crashworthiness investigation checklist that is structured according to the methodology presented by National Transportation Safety Board, and the goal is to establish investigative techniques that can facilitate the collection and analysis of crashworthiness data for accidents occurring in commercial aviation.

Esse trabalho tem como finalidade o estudo, a implementação e a validação de uma metodologia simplificada da resposta dinâmica de uma aeronave comercial da Embraer à rajada contínua vertical e lateral. O objetivo de se ter um cálculo preliminar confiável visa a economia de homens-hora de engenharia durante o processo de cálculo de cargas para certas fases de desenvolvimento do avião. O método escolhido como foco do trabalho é o método de Peele, que será implementado e validado por comparação com duas metodologias distintas e de domínio público. Peele apresenta uma metodologia simplificada para o cálculo da resposta dinâmica de uma aeronave às rajadas contínuas vertical e lateral tendo como resultado os valores de A e N0 utilizando um modelo rígido de dois graus de liberdade. Como ferramentas de validação foram utilizados o código GRM desenvolvido pelo NLR (Nationaal Lucht- en Ruimtevaartlaboratorium), instituição holandesa que desenvolveu esse programa como parte de um manual de cargas em aeronaves, e um software comercial (NASTRAN). O software desenvolvido pelo NLR cujo modelo é chamado GRM (Gust Response Model), também fornece a resposta à rajada em termos de ganhos e freqüências; porém, só está desenvolvido para cálculo de rajada vertical, não sendo possível, portanto, a comparação do cálculo da resposta devido à rajada contínua lateral. O método do NLR permite a inclusão de 3 modos flexíveis simétricos da aeronave e 2 rígidos, além de ter opção de cálculo para rajada sintonizada. Além do cálculo de A e N0 o método GRM também dá como resultado o momento fletor, o momento torçor, o esforço cortante na raiz da asa e o esforço cortante na raiz da empenagem. O NASTRAN fornece tanto a resposta da aeronave à rajada vertical e lateral, considerando ou não modos flexíveis. Ambos os software utilizam como entrada o espectro de rajada de Von Kármán. Os resultados foram validados comparando os valores encontrados pelo método de Peele com os valores encontrados pelo GRM e pelo NASTRAN.

Este trabalho apresenta conceitos relacionados às causas e conseqüências de vazamento de combustível em aeronaves durante a fase de vôo, de forma a possibilitar a identificação e a localização do mesmo, permitindo, portanto à tripulação realizar ações corretivas que minimizem os efeitos deste tipo de falha na segurança da operação.Um histórico de incidentes relacionados ao vazamento de combustível em vôo é apresentado, mostrando a importância do conhecimento da existência e do local do vazamento. O modo como as informações são passadas para a tripulação também é analisado, mostrando a dificuldade existente para que este tipo de falha não afete a segurança da aeronave. O estado da arte de sistemas de combustível, os modos de vazamento de combustível e os componentes sujeitos a vazamento, os tipos de operação de aeronaves (que influem a maneira como um vazamento deve ser detectado), e os equipamentos que podem ser usados na detecção de um vazamento de combustível são analisados. O método atualmente utilizado para detectar perdas de combustível durante o vôo é apresentado e analisado através da sua aplicação num sistema de combustível de uma aeronave fictícia. Este método é baseado na análise de sintomas apresentados quando ocorre um vazamento, sintomas que dependem do local onde a falha ocorre. Os meios pelos quais estes sintomas são reconhecidos pela tripulação são estudados e evidenciam que os fatores humanos envolvidos durante a tomada de decisões e ações corretivas são essenciais para garantir a segurança da operação. Um método de detecção e localização é proposto por este trabalho e comparado ao método existente através da análise do mesmo sistema de combustível analisado anteriormente. A metodologia proposta por este trabalho visa melhorar a capacidade de envio de informações relacionadas a um vazamento de combustível para a tripulação. Isto é feito através da instalação de equipamentos no sistema de combustível, capazes de informar as condições de operação do sistema e fazer com que as mensagens enviadas à tripulação sejam simplificadas, diminuindo a carga de trabalho desta. Durante a conclusão as duas metodologias são comparadas, e são mostradas as vantagens e desvantagens da aplicação de cada uma. Também são mostradas características sistêmicas importantes necessárias na análise de instalação de novos equipamentos com a finalidade de detecção e localização de vazamentos.

O trabalho apresenta uma proposta de otimização do sistema de iluminação externa de emergência, visando a substituição da tecnologia convencional por uma nova tecnologia. Consideram-se as principais características desejadas: metas de peso e preço, consumo, desempenho, confiabilidade, aspectos de manutenção e atendimento aos requisitos de certificação aeronáutica.Inicialmente são apresentados os conceitos básicos de iluminação para entendimento do estudo. Em seguida são apresentadas as características das lâmpadas halógenas, seguindo-se os LEDs. Posteriormente apresentam-se os requisitos do estudo do sistema de iluminação externa de emergência, as características da aeronave e a análise comparativa entre as tecnologias. A aeronave em estudo será certificada para ditching e ensaios foram realizados para comprovar a instalação nessas condições, com a luminária submersa na água, e iluminação direcionada, o objetivo era comprovar a viabilidade da substituição da tecnologia.

Este trabalho apresenta um estudo de arquiteturas de comandos de vôo fly by wire enfocando nos efeitos dinâmicos de atrasos e processos de conversão de dados advindos da inserção de computadores digitais na malha de controle. São analisados os efeitos da dinâmica de ordem elevada no sistema, formada por atrasos de processamento, sensores, conversores e filtros. A influência de cada um desses elementos no comando é avaliada por meio de análises de sensibilidade. Sugere-se, de forma a conferir maior segurança ao sistema, que o projeto de leis de controle para comando de vôo leve em conta dinâmicas associadas inerentes à abordagem fly by wire. Objetivando a implementação prática de uma estrutura de emulação de malhas de controle fly by wire, é especificado um sistema para a simulação de arquiteturas fly by wire em tempo real sustentado na plataforma x PC Target da Mathworks. O sistema concebido admite a introdução de modelos de sensores, atuadores, filtros, conversores e barramentos e permite, ainda, sua substituição por elementos de hardware equivalentes.

Este trabalho propõe uma arquitetura de sistema de piloto automático para uma aeronave militar de treinamento. O projeto preliminar desta aeronave mostrou que a mesma ée naturalmente estável, portanto, não necessitando de um sistema de aumento de estabilidade. Como esta ée uma aeronave de treinamento, o sistema de piloto automático não ée tão exigido quanto seria numa aeronave de transporte. Neste caso, o uso do piloto automático se justifica na fase de vôo de cruzeiro. O modelo aerodinâmico longitudinal ée desenvolvido a partir das equações de movimento definidas no início do trabalho e das derivadas de estabilidade e controle calculadas no projeto preliminar da aeronave (14 ). Neste caso, ée desenvolvido tanto o modelo completo quanto o modelo para aproximação de período curto de corpo rígido e flexível. Este modelo de período curto ée utilizado na análise do critério de qualidade de vôo chamado critério C*. Os modos de vibração da estrutura da aeronave devem ser desacoplados da resposta produzida pelo sistema de piloto automático. A análise dos modos de vibração da aeronave demonstrou que o modo de flexão da fuselagem ée o que tem maior influência na resposta do piloto automático. Este modo de flexão ée eliminado das malhas de controle através de um filtro que rejeita a freqüência do modo. As malhas de controle do sistema de piloto automático para o canal longitudinal são inicialmente apresentadas e discutidas de forma genética. Posteriormente, as malhas interna e externa são propostas para a arquitetura de piloto automático em questão. Os ganhos das malhas são ajustados para controlar o ângulo de arfagem, a altitude e a velocidade durante a fase de vôo de cruzeiro. O trabalho segue com uma descrição da arquitetura do ponto de vista de sistemas e suas interfaces. O princípio de funcionamento dos componentes da arquitetura ée brevemente descrito. As principais indicações e alarmes para a tripulação são apresentados e comentados. Os modos de funcionamento do piloto automático são descritos do ponto de vista de operação do sistema pelo piloto. Os resultados das simulações das malhas de controle propostas são apresentados graficamente. Estes resultados permitem concluir o melhor ajuste para os ganhos das malhas de controle. Além disso, os resultados permitem a avaliação do comportamento da aeronave em duas diferentes condições de cruzeiro.