Uma das preocupações entre os fabricantes de aeronaves e motores refere-se falhas não contidas de rotor de turbina com liberação de fragmentos. Esses fragmentos são liberados com altos valores de velocidade e energia colocando em risco a segurança da aeronave. Este trabalho tem por objetivo analisar e desenvolver um painel blindado para proteção dos sistemas e ocupantes de uma aeronave contra fragmentos provenientes desse tipo de falha. O modelo de motor considerado é o turbofan, por ser o tipo de motor mais empregado em avião comercial. As características dos fragmentos são definidas conforme o guia FAA AC 20-128A. São analisadas diversas classes de materiais utilizadas em blindagem balística. O material escolhido deveria permitir obter um painel de proteção de baixo custo e peso e bom desempenho balístico. Com base nesses requisitos o material escolhido é a vitro-cerâmica, onde constituída por uma composição de painel blindado para o sistema vidro lítio e outra composição para o sistema vidro cálcio. Para que fosse definido que tipo de fragmento este painel blindado deveria suportar foram calculadas a massa, velocidade e energia dos fragmentos, onde foi definido que o fragmento a ser considerado seria o do tipo pequeno. Para testar a eficiência do painel blindado construído em vitro-cerâmica, foram realizados ensaios de impacto balístico conforme a norma MIL-STD-662F. Para simular o pequeno fragmento foi utilizado um projétil balístico de calibre 7,62 x 51 mm FMJ. O ensaio de impacto permitiu calcular a velociade V50 do projétil usado com modelo de fragmento. Com a velocidade V50 calculou-se a energia de impacto do simulador de fragmento contra o painel de proteção desenvolvido. A energia de impacto calculada para o projétil foi então comparada com a energia de impacto calculada para o pequeno fragmento. Conclui-se que o painel de proteção fabricado em vitro-cerâmica seria capaz de suportar o impacto da grande maioria dos pequenos fragmentos possível de serem liberado em caso de falha do motor.

O desenvolvimento do sistema de controle de vôo está diretamente relacionado ao desempenho, segurança e qualidade de vôo da aeronave. Há a necessidade da concepção de abordagens de controle que assegurem, de uma maneira eficaz, que estes requisitos sejam satisfeitos mesmo na presença de distúrbios, ruídos de medida e imprecisões na modelagem. Neste contexto, o presente trabalho propõe o uso de técnicas de otimização multi-objetivo para a sintonização de controladores empregando formulações preditivas baseadas em modelo. Adicionalmente, é proposta uma abordagem gráfica de análise do desempenho dessas técnicas de otimização e controle por meio da fronteira ótima de Pareto. Para o estudo de caso foi utilizado um modelo longitudinal de uma aeronave semelhante ao Airbus A-310 e verificou-se o desempenho de três abordagens de controle preditivo (formulações em espaço de estados não-incremental, incremental e não-incremental com erro acumulado) segundo os critérios de velocidade de resposta e sensibilidades ao ruído de medida e à turbulência atmosférica. O problema de otimização multi-objetivo foi resolvido por meio de duas técnicas (busca em grade e goal attainment), e as soluções foram comparadas através da análise gráfica baseada em fronteiras de Pareto. Os resultados obtidos indicam a superioridade do desempenho da formulação de controle preditivo em espaço de estados não-incremental com erro acumulado e do algoritmo de otimização goal attainment. Por fim, foi analisada a eficiência do controlador preditivo sujeito a restrições sobre as taxas de variações e excursões das variáveis de controle.

As técnicas de controle preditivo (MPC, do inglês Model Predictive Control) têm sido cada vez mais difundidas em vários setores industriais devido à capacidade de tratar sistematicamente restrições físicas e operacionais do processo. No entanto, formulações tradicionais de MPC não permitem lidar de forma explícita com incertezas presentes no modelo da planta, que podem ser oriundas do descasamento entre planta e modelo, da degradação de componentes ou, ainda, da ocorrência de falhas. Além disso, sua utilização envolve a solução de problemas de otimização em tempo real, o que pode impossibilitar seu uso em processos que possuem dinâmica rápida. Neste trabalho, investigou-se o uso de uma estratégia robusta de MPC para controle de um helicóptero didático de três graus de liberdade sujeito a restrições no nível de tensão aplicado aos atuadores e na excursão de um de seus estados. Tal estratégia se baseia no uso de Desigualdades Matriciais Lineares para construção de elipsóides invariantes assintoticamente estáveis, de modo que todas as otimizações possam ser realizadas antes da implementação do controlador em tempo real. Em ensaios realizados em bancada, a aplicação dessa formulação robusta possibilitou a estabilização do sistema durante a realização das manobras respeitando as restrições impostas.

Um projeto de lei de controle de voo é composto de várias fases. Cada fase, embora independente uma da outra, deve ser facilmente acessada e rapidamente modificada quando sua retomada for necessária. O sucesso de um projeto de controle de voo depende não apenas da flexibilidade das partes envolvidas no processo, mas da redução, em estágios futuros do desenvolvimento, de situações que demandem algum reprojeto (isto é, retorno a fases anteriores). Cada etapa passada que precisa ser refeita aumenta significativamente os custos do projeto. Entretanto, muitas características da aeronave não podem ser precisadas no momento exato de sua concepção, aumentando os riscos de reprojetos. Considerando a diversidade de critérios para avaliação das qualidades de pilotagem e o fato de que, frequentemente, projetistas utilizam esses critérios extrapolando suas definições originais, este trabalho sugere, dentre os critérios disponíveis, a adoção do critério de largura de banda e do critério C* para análise do maior número de topologias de controle possível. As avaliações são feitas em malha aberta e em malha fechada, considerando as variações das condições de voo, do CG e do atraso de tempo na malha de controle da aeronave. A contribuição deste trabalho está na proposta de opções que possam auxiliar na análise do projeto do sistema de controle como um todo em fases iniciais do desenvolvimento.

A perfilagem de asa ée um item primordial no projeto de aeronaves. Perfis definem parâmetros estruturais, desempenho e arquitetura dos sistemas do avião. O projeto dos aerofólios deve ser feito abrangendo diversas fases do vôo e não apenas o cruzeiro. Devem-se considerar espaço interno para montagem estrutural e volume do tanque de combustível para a missão. Tornando o problema extremamente complexo e não-linear, não podendo apenas contar com a experiência da equipe de projeto para obter aeronaves competitivas no cenário aeronáutico atual. O presente trabalho provê uma contribuição ao projeto de asas de aeronave de transporte no que se refere à obtenção da perfilagem de asa num contexto de otimização multidisciplinar. Aplicam-se algoritmos genéticos para projeto da perfilagem de uma aeronave de transporte transônica tendo como função objetivo o consumo de combustível e restrições de coeficiente de sustentação máxima e espaço para combustível missão. Para solucionar este problema utilizou-se um conjunto de módulos baseados em métodos numéricos e teóricos, e parametrização polinomial dos perfis da raiz, quebra e ponta da asa. O estudo de caso ée feito para uma aeronave comercial transônica em uma missão regional típica de transporte de passageiros. Resultados que a perfilagem muda de forma a cumprir a missão e satisfazer as restrições impostas. As principais características dos perfis obtidos são o carregamento traseiro que minimiza o pico de sucção da asa e o maior raio de bordo de ataque que garante o coeficiente de sustentação máxima da asa.

In the present work, the influence of maneuver design for stability derivatives of aerodynamic forces and moments identification in the performance of closed loop control systems is evaluated, where two maneuvers largely used in aeronautical industry - doublet and 3211 - are compared to a maneuver of restricted use in aeronautical industry, but already well known in identification - the PRBS. This evaluation is divided in two steps: in the first, it is performed the identification with each of the maneuvers and then a crosschecking of the obtained models, computing the mean quadratic prediction error; in the second, the identified models are analytically linearized and use in a bank angle tracker. The calculated gains are then applied to the nonlinear model and the performance indices computed, as peak time and maximum overshoot, of step response with each gain set. The crosschecking showed the superior capacity of PRBS maneuver to capture the dynamics of the reference model, where the prediction error was relatively small for all models when compared to the response to doublet. With the 3211 data set, the error of the model identified with doublet was significantly larger than 3211 and PRBS models error, that had similar performance, however lightly better for the PRBS. With the PRBS data set, the PRBS error was relatively small, while the doublet and 3211 models error was relatively large. This result shows the direct relation of the maneuvers frequency spectra and the excitation persistence characteristic in the identified models.With an exigent performance requirement to the bank angle tracker, it was possible to expose the differences between the models and verify the influence of these differences in the closed loop response. In an equivalent form, as observed in the crosschecking analysis, the control system designed with the PRBS model showed performance indices closer to the target in comparison to the control system designed with the 3211 model, that was significatively better than the system designed with the doublet model. The closed loop amplified the difference between the models, and depending on the control system structure, these differences can be still larger. Finally, a practical application on aircraft identification and control is presented and discussed.

Este trabalho tem por finalidade executar Simulação Numérica, Projeto, Fabricação, Experimentos e Medidas em estruturas de cobre unidimensionais do tipo Split-Ring Resonator e Wires dispostas em Placas de Circuito Impresso (PCI) intercaladas, conhecidas como Left-Handed Metamaterial (LHM) com prospecção à Tecnologia Furtiva em banda X. Inicialmente, foram realizadas simulações em uma célula unitária com nova geometria, bem como o substrato envolvido, ou seja, uma inclusão do tipo Duplo Split-Ring Resonator de forma Triangular Equilátera (DSRRTE) ou inclusão fractal e logo após, simulações foram concretizadas em estruturas maiores, denominadas de bulk. Cada bulk é composto de dez placas, sendo que cada placa tem uma matriz de 7 x 7 DSRRTEs, e em conjunção com dez placas wires, sendo que cada placa tem uma matriz de 7 x 7 wires. Analogamente, foi realizada simulação num bulk com inclusão circular composto de dez placas, sendo que cada placa com uma matriz 7 x 7 Duplo Split-Ring Resonator Circular (DSRRC), e em conjunção com dez placas wires, análogo ao bulk triangular. No que tange ao substrato utilizado nos bulks, foi utilizado o Politetrafluoroethylene (PTFE) com fibra de vidro ao invés do Flame Retartdant 4 (FR4). Na simulação numérica, foi usado o software comercial CST Microwave Studio, que está baseado na Técnica de Integração Finita (TIF) como um esquema consistente de discretização das Equações de Maxwell em sua forma integral. Em complemento, as tarefas pertinentes às simulações numéricas, arranjos experimentais e medidas eletromagnéticas em espaço livre foram realizadas com ênfase na técnica de calibração Gated-Reflect-Line (GRL) sob um plano de incidência normal. As respostas eletromagnéticas coletadas ao longo da Banda X foram analisadas em termos dos coeficientes de Reflexão (S11) e Transmissão (S21) das Estruturas Sob Teste (EST). Por fim, os dados relevantes extraídos da inclusão proposta (DSRRTE), sugerem estudos propectivos à aplicabilidade de LHM em pesquisas envolvendo tecnologia furtiva.

Os administradores dos aeroportos rotineiramente promovem avaliações em suas pistas para verificar a situação do pavimento em condições de pista molhada. Este trabalho concentra resultados de 52 (cinqüenta e dois) aeroportos brasileiros que tiveram suas pistas de pouso e decolagem avaliados quanto ao atrito pneu-pavimento. Associou-se aos valores numéricos dos ensaios de atrito à variação sazonal (precipitação e temperatura) para compreender a variação de atrito de uma mesma pista em dias diferentes. Nos aeroportos de São Paulo e Mato Grosso do Sul foram coletados dados de ocorrência de acidentes e associados aos valores de atrito encontrados e concluiu-se que o valor = 0.50, estipulado para identificar o momento de fazer uma intervenção na pista, não pode ser o resultado direto gerado pelo equipamento pontualmente. Deve-se analisar sob que condições climáticas o ensaio foi realizado, se a pista estava limpa ou com excesso de agentes contaminantes como poeira e borracha dos pneus. A realização do ensaio deveria ser programada em função da ocorrência de precipitação, que foi a informação que provocou de forma mais significativa melhoria dos resultados de medição de atrito.

Um programa de simulação do desempenho em missão de uma aeronave em condições de vento e uma otimização de trajetória em cruzeiro foi desenvolvido para as análises deste trabalho. O algoritmo foi desenvolvido em MATLAB 6.5 e as simulações utilizaram um modelo de aeronave fictício. O algoritmo faz uso de integração numérica das equações diferenciais do movimento e trata a aeronave como um ponto de massa. O modelo de aeronave foi elaborado durante o projeto final do Programa de Especialização em Engenharia Aeronáutica, parceria entre a Empresa Brasileira de Aeronáutica (EMBRAER) e o Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA). Para a análise do impacto do vento no desempenho da aeronave, uma estimativa do incremento do arrasto teve que ser feita, levando em consideração a derrapagem da aeronave e as deflexões dos controles lateral e direcional da aeronave. Um algoritmo de otimização sem realimentação foi utilizado, este método consiste em expressar os controles como uma série de funções com parâmetros para serem otimizados. Os resultados obtidos com as simulações foram: os perfis de trajetória ótima de cruzeiro e de velocidade, o consumo de combustível e o tempo de missão. Com estes dados, uma análise comparativa entre as missões com e sem otimização de trajetória foi realizada.

Uma metodologia para a predição de coeficientes aerodinâmicos de aeronaves genéricas utilizando redes neurais artificiais foi desenvolvida e descrita. Coeficientes aerodinâmicos modelados como funções de ângulo de ataque, número de Reynolds e número de Mach fornecem informações para o treinamento das redes neurais artificiais. Em um dos casos estudados, os coeficientes são também função da geometria da asa da aeronave. No presente trabalho, a rede neural é inicialmente treinada a partir de um conjunto de dados apropriado, que é gerado com simulações numéricas, a fim de reproduzir o comportamento geral de um modelo não-linear dependente de uma grande quantidade de variáveis. Um novo conjunto de dados, o qual pode ser relativamente esparso, é então fornecido à rede a fim de verificar a consistência do novo modelo gerado. O novo modelo estima os parâmetros desejados com grande precisão dentro do espaço de projeto utilizado no treinamento, e a obtenção de resultados para uma configuração genérica se torna uma tarefa relativamente rápida e simples. Isto torna esta metodologia muito apropriada para a aplicação em ambientes de projeto e otimização multidisciplinar (MDO - Multi Disciplinary Optimization, em inglês), o qual faz uso intensivo de parâmetros aerodinâmicos para cálculos de desempenho e cargas, além de outras tarefas essenciais. Uma rede do tipo Perceptron de Múltiplas Camadas (Multilayer Perceptron, em inglês, ou MLP) foi adotada para prever a polar de arrasto do perfil NACA23012, considerando números de Reynolds entre 1x106 e 5x106. Este caso bidimensional também foi simulado utilizando uma Rede de Ligação Funcional (Functional Link Network, em inglês, ou FLN), a fim de comparar o desempenho e a precisão de ambas arquiteturas. De forma similar, uma rede MLP de 2 camadas foi utilizada para calcular o coeficiente de arrasto de um jato de transporte com geometria fixa. Nesta aplicação, a rede foi treinada com 99 pontos, cobrindo uma faixa de Mach de 0,20 a 0,82. O coeficiente de sustentação neste caso variou entre 0 e um limite superior que decresce em função do número de Mach. Uma terceira rede neural foi projetada para prever o arrasto de um conjunto asa-fuselagem com forma em planta da asa variável. Trabalhos futuros considerarão também a predição de arrasto em asas de geometria e perfilagem variáveis.