A aviação ultraleve e experimental são segmentos da aviação geral que conquistam cada vez mais espaço no mercado mundial. Os motivos mais influentes para esse crescimento são o baixo custo de aquisição e operacional da aeronave, a pequena burocracia envolvida para obtenção das licenças de piloto e o pequeno número de horas necessárias para o voo de cheque. Justamente pelo treinamento ainda não ser tão rigoroso como costuma ser nas outras áreas da aviação, muitos pilotos acabam cometendo erros fatais que poderiam ser evitados de alguma forma. A perda de controle, mais especificamente o estol, é o caso que representa o maior índice de fatalidades no ramo aeronáutico. A proposta deste trabalho é projetar um controlador capaz de proteger o avião contra o estol, limitando seus máximos ângulos de atitude longitudinal, lateral e velocidade mínima. Primeiramente, a aeronave é analisada em malha aberta para verificar a necessidade de sistemas de aumento de estabilidade segundo critérios de qualidade de voo. Os ganhos dos controladores são definidos através de requisitos de estabilidade e desempenho como também suas respectivas barreiras de robustez. Para estabilidade robusta, serão consideradas as variações paramétricas da planta e também o primeiro modo flexível da aeronave. Para desempenho robusto, a barreira das baixas frequências será definida pelo vento.

O objetivo deste trabalho é aplicar e testar um procedimento para determinar um conjunto de parâmetros de projeto de uma aeronave de transporte concebida para vôo subsônico, otimizados com relação a um dado critério de desempenho. A fase de projeto conceitual é, em muitos casos, realizada essencialmente de forma "manual" e a qualidade da configuração resultante depende, de maneira acentuada, da experiência da equipe de projeto. É proposto um procedimento de otimização que auxilie a equipe de projeto a obter a melhor configuração através da minimização de uma combinação linear de medidas de desempenho da aeronave associadas á etapa origem-destino dentro de uma missão típica. Paraisso, foram selecionados e implementados modelos para estimar o desempenho da aeronave. Os modelos de desempenho com dois graus de liberdade, empregados para simular as fases de subida, cruzeiro e descida, foram utilizados para determinar o consumo de combustível e o tempo gasto para realizar uma missão típica. Modelos empíricos, utilizados para calcular os comprimentos de pista de decolagem e de pouso, foram considerados como vínculos de otimização. Visando a calcular o arrasto da aeronave com precisão, um modelo detalhado foi escolhido devido à sua capacidade de lidar com variações de parâmetros geométricos e aerodinâmicos. Métodos empíricos são urilizados a fim de corrigir o peso vazio da aeronave devido à mudanças nas variáveis de projeto. Os seguintes perâmetros relacionados à asa foram selecionados como variáveis de decisão no processo de otimização: área, alongamento, afilamento, espessura relativa e ângulo de enflechamento. Um fator de escala foi usado como variável de projeto a fim de levar em conta mudanças de tração máxima do motor. O problema de otimização matemática resultante é resolvido por um código comercial que utiliza um método gradiente. Os resultados apresentados evidenciam uma redução apreciável da função objetivo através da otimização dos parâmetros de projeto e trajetória. Além disso, são apresentadas algumas comparações entre configurações óptimas obtidas utilizando diferentes critérios.

O desenvolvimento tecnológico da indústria aeronáutica tem sido, com o passar dos anos, fator de extrema importância para a sobrevivência do setor, uma vez que enquanto a concorrência faz com que as margens de lucro se tornem cada vez menores, o custo do combustível tem sido cada vez mais representativo nas despesas operacionais das companhias, fazendo com que qualquer medida que aumente a eficiência da aeronave tenha grande importância. O aumento do preço do petróleo vivido pelo mundo na última década tem acelerado a necessidade de estudo de tecnologias de redução de consumo das aeronaves, uma das tecnologias mais promissoras nesse sentido é a célula a combustível (CaC). O primeiro objetivo desse trabalho é promover uma discussão a respeito de quais tipos de células apresentam as melhores características para serem embarcadas em uma aeronave. São discutidas também diferentes aplicações de CaC nesse setor, como em substituição à auxiliary power unit - APU, às baterias ou à ram air turbine - RAT, e os projetos dos principais fabricantes de aeronaves. Por fim é realizada uma discussão a respeito da eletrônica de potencia a ser utilizada para o caso de uma célula a combustível substituindo uma RAT de uma aeronave típica pré-definida. São discutidas as principais características que podem ajudar a selecionar a topologia a ser empregada.

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.

O projeto aerodinâmico de uma asa segue determinados processos bem definidos: a otimização da forma em planta para a missão desejada, a otimização da perfilagem para a forma em planta otimizada, e a otimização dos dispositivos hiper-sustentadores para a asa de cruzeiro. Todas estas etapas são cumpridas em série de forma que resultados altamente interdependentes são otimizados separadamente. Neste trabalho é proposto o acoplamento das duas primeiras etapas do projeto aerodinâmico de uma asa de cruzeiro. A perfilagem e a forma em planta de uma asa são simultaneamente otimizadas com o objetivo de maximizar a razão L/D e o máximo coeficiente de sustentação. Para tanto, é adotada uma nova forma de parametrização geométrica proposta por (KULFAN & BUSSOLETTI, 2006), pela qual é possível a representação geométrica de uma asa completa por meio de uma quantidade extremamente reduzida de parâmetros, aumentando assim a eficiência e a velocidade da otimização. Também são propostas modificações para a parametrização de forma a torná-la ainda mais robusta e diminuir ainda mais a quantidade de parâmetros necessários. As análises aerodinâmicas são realizadas por meio do código Boundary Layer Wing-Fuselage, BLWF, e os processos são integrados utilizando o ambiente de otimização modeFrontier. Foram testados algoritmos de otimização baseados no método SIMPLEX e em Algoritmos Genéticos em otimizações mono-objetivo e multi-objetivo. Os resultados mostram que, para objetivos concorrentes, otimizadores baseados em algoritmos genéticos são mais eficientes na localização do máximo global, conseguindo aumentar consideravelmente a razão L/D de uma configuração. Pode-se observar que nas otimizações multi-objetivos, a geometria das asas ótimas obtidas são bastante semelhantes à geometria de asa de aeronaves regionais. Também foi possível observar que o acoplamento da forma em planta com a perfilagem durante a otimização causou um ajuste do máximo coeficientes de sustentação bi-dimensional e dos coeficientes de sustentação locais da asa com o objetivo de redução de arrasto.

Este estudo refere-se à análise de soluções de projeto voltadas às cavernas em painéis metálicos aeronáuticos, a fim de se obter uma proposta de menor peso agregado, respeitando as condições de carregamento. Para a passagem de stringers no painel metálico é necessário a abertura de pequenos recortes nestas cavernas, o que ocasiona grande perda de sua rigidez a flambagem. Realizando uma análise por elementos finitos de um modelo de comparação, que é de uma caverna sem nenhum recorte, obtém-se o fator de flambagem e peso para as comparações com soluções de projeto elaboradas com o intuito de realizar a recomposição de sua estabilidade original após sofrer os recortes. O peso da estrutura final entra como parâmetro importante nesta análise, já que é este que se busca otimizar. Como resultado tem-se o comportamento de cada variável da estrutura em relação ao seu fator de flambagem, podendo-se então adotar uma solução mais rapidamente e alterar suas variáveis sabendo o que irá ocorrer, gerando uma concepção de projeto que necessite de menor interação entre as áreas envolvidas, resultando em um menor custo de desenvolvimento.

Este estudo refere-se à análise de diferentes tipos de união, focando na comparação entre a utilização do processo de soldagem por fricção-mistura (Friction Stir Welding), em relação ao processo de rebitagem convencional, para união de peças em projetos aeronáuticos. Ambos os métodos de união são comparados por meio de análises de engenharia, englobando custos para os diferentes processos, análise de resistência mecânica e fadiga e aspectos referentes à produção, operação e manutenção de aeronaves. A solda por fricção-mistura apresenta inúmeras vantagens e ganhos produtivos em relação a outros tipos de solda ou à rebitagem. Ocorrendo em estado sólido, a solda por fricção-mistura não necessita de nenhum material de adição, como nos casos de soldagem por arco elétrico ou gás inerte, resultando em otimização de peso da aeronave e sendo mais "ecológica", além de não incorrer em problemas ocasionados pela fusão dos materiais base. As características mecânicas dos componentes soldados são iguais ou superiores às dos componentes rebitados.

A evolução da aviação militar tem mostrado a necessidade cada vez maior de aumento de energia elétrica disponível para garantir o funcionamento adequado de seus equipamentos de última geração. O aumento de potência de geração elétrica utilizando as tecnologias atuais acarreta o aumento direto de peso e a diminuição do desempenho da aeronave. A necessidade de aeronaves cada vez maiores implica na necessidade de utilização de grandes geradores. Uma solução para este problema é a geração e distribuição de energia elétrica em altas potências. O uso de tensão de 270 VDC tem sido encarado como uma das alternativas mais promissoras, por trazer valiosos benefícios a aeronaves de ataque, principalmente a redução do peso da cablagem, com melhoria no desempenho. Neste trabalho é realizado o estudo da viabilidade técnica da implementação desta tecnologia em aeronaves de combate já existentes e a possível utilização em aeronaves de concepção futura. É apresentada uma análise de confiabilidade comparando a tecnologia atual e o novo sistema, além de realizado o cálculo do impacto na redução do peso do sistema elétrico. São ressaltados os benefícios agregados à nova tecnologia.

Durante a criação de novas tecnologias, as fases experimentais sempre tiveram uma grande importância, antecipando problemas que venham a existir com o produto desenvolvido e explicitando diferenças existentes entre a teoria e a prática. No ramo aeronáutico, especialmente no que envolve aeronaves de médio e grande porte, tais experimentos podem significar um risco financeiro muito alto, visto que tais aeronaves possuem um custo demasiado elevado. Tal fato impõe barreiras para o desenvolvimento, por exemplo, de novas e sofisticadas leis de controle para tais aeronaves, devido ao risco que existe de se perder a mesma durante um teste. Este projeto nasce da idéia de se utilizar aeronaves menores ou VANTs para tais testes, aplicando-se uma malha de controle interna que forçaria a dinâmica da aeronave menor e mais barata a se comportar de maneira idêntica, ou muito próxima, da aeronave original. O controle a ser testado poderia então ser aplicado nesse novo sistema, e os testes seriam realizados utilizando o VANT, que representa uma fração do custo da aeronave de grande porte, barateando o custo de novos desenvolvimentos. O projeto proposto utiliza a estrutura definida por Kreisselmeier para tal controle por modelo de referencia, utilizando um controle robusto para aproximar mais a resposta obtida da desejada em casos de modelos imprecisos do VANT em questão. O projeto é feito através de minimizações de normas, e validado com simulações não lineares em diversos pontos do envelope de vôo das aeronaves utilizadas.

The interest for multirotor unmanned aerial vehicles (UAVs) is currently growing due to their low cost, high maneuverability, simplified mechanics, capability to perform vertical take-off and landing as well as hovering flight. These characteristics make them a promising technology suitable for applications such as surveillance of indoor and urban environments and object transportation. The present work faces the problem of safely controlling the position trajectory of multirotor UAVs by taking into consideration a conic constraint on the total thrust vector and a linear convex constraint on the position vector. The problem is solved using a linear state-space model predictive control (MPC) strategy, whose optimization is made handy by replacing the original conic constraint set on the thrust vector by an inscribed pyramidal space, which renders a linear set of inequalities. The control vector computed by the MPC is converted into a thrust magnitude command and an attitude command. The proposed method is evaluated on the basis of Monte Carlo simulations taking into account a random disturbance force. The simulations show the effectiveness of the method in tracking the commanded trajectory while respecting the imposed control and position constraints. They also predict the effect of both the commanded speed and the maximum inclination constraint on the system performance.