Hoy en día, la creciente demanda de los teléfonos celulares y la gran variedad de compañías proveedoras de servicio móvil han conllevado a un aumento necesario de las estaciones base con el fin de mejorar la calidad de servicio para con los usuarios. Este crecimiento de antenas celulares ha provocado un grado de preocupación y temor en los ciudadanos debido a las ubicaciones en donde se instalan y operan las estaciones base omnipresentes, cada vez más cercana a nuestros hogares. La radiación proveniente de las estaciones base están categorizadas como emisiones no ionizantes, es decir, no tiene suficiente energía para causar ionización de las moléculas o átomos; sin embargo, a modo de precaución, la Comisión Internacional para la Protección contra las Radiaciones No Ionizantes (ICNIRP, por sus siglas en inglés) ha establecido límites máximos que se deben cumplir para garantizar que no se generará algún efecto negativo sobre la salud de la persona. Debido a que en la actualidad, en el mundo, aún se siguen realizando estudios para garantizar la inexistencia de algún tipo de riesgo a la exposición a estos campos electromagnéticos y que en el Perú abunda la informalidad en lo que respecta a la entrega de autorizaciones, control y supervisión de las antenas celulares, crece la incertidumbre sobre los efectos dañinos que podrían ocasionar el convivir en una sociedad rodeada de estaciones base. Por lo tanto, el asunto de estudio se restringe al diseño e implementación de un sistema que permita medir las radiaciones no ionizantes (RNI) de las antenas de telefonía celular con el fin de verificar el cumplimiento de los límites máximos permisibles (LMP’s) basados en la ICNIRP y establecidos por el Ministerio de Transportes y Comunicaciones (MTC). El diseño se elabora en los rangos de emisión de las bandas de retorno de 850 MHz y 1900 MHz, y se realizaron las pruebas de medición en dos escenarios: a nivel del suelo y montado en un vehículo aéreo no tripulado sobrevolando alrededor de una antena de telefonía celular. También se incluyen otras aplicaciones en las que se utilizan equipos analizadores de radiaciones no ionizantes en las que se podría utilizar el sistema propuesto.

This text presents the development of a four-degree-of-freedom (4DOF) quadcopter prototype that allows the vehicle to rotate around the three axes (yaw, pitch and roll) and linear movement along z-axis (altitude). The goal is to obtain a prototype bench that uses a good amount of components used in commercial quadcopters (sensors and actuators) and use it to apply attitude and altitude controllers, using techniques such as PID, LQR and Sliding-Mode. Starting from the system modeling, its specifications are shown followed by listing the components used, finishing with the development of the controllers and their simulations and applications. / Este texto apresenta o desenvolvimento de um protótipo de quadricóptero com quatro graus de liberdade (4DOF), o qual possibilita a rotação do veículo em torno dos três eixos (yaw, pitch e roll) e o deslocamento ao longo do eixo z (altitude). O objetivo é obter um protótipo de bancada que use a maior quantidade de componentes de um quadricóptero comercial (sensores e atuadores) e usá-lo para a aplicação de controladores de atitude e altitude, utilizando técnicas PID, LQR e Sliding-Mode. Partindo da modelagem do sistema, mostra-se as especificações do mesmo, os componentes utilizados e finaliza-se com o desenvolvimento dos controladores, simulação e aplicação deles.

Este trabalho apresenta uma revisão sobre vários modelos de propagação de trincas com seqüenciamento de carga, tendo como foco principal aqueles que se encontram implementados em dois pacotes de software, o Crack 2000 e o Nasgro 4.0, sendo este último de larga utilização na indústria aeronáutica para a análise de propagação de trincas. Os modelos em questão são: Wheeler, Modified Willenborg, Generalized Modified Willenborg, Constant Closure e o Strip Yield. São estudados resultados publicados na literatura e também resultados obtidos em ensaios de laboratório realizados neste trabalho. Os resultados de ensaio encontrados na literatura são baseados em vários espectros, que têm o objetivo de ressaltar os efeitos do seqüenciamento de carregamento. Nos ensaios realizados neste trabalho, o objetivo é investigar os efeitos de um espectro real de operação de uma aeronave comercial em componentes estruturais feitos de uma liga de alumínio aeronáutico. Este espectro é baseado na metodologia MiniTWIST, que é uma distribuição de carregamentos baseada nas tensões de raiz de asa encontradas no histórico de serviço de várias aeronaves comerciais. No final deste trabalho é apresentada uma avaliação dos modelos de retardo aplicados e também uma proposta de calibração dos parâmetros principais destes modelos para a utilização em componentes estruturais aeronáuticos sujeitos a espectros de carregamento variáveis encontrados em aeronaves comerciais.

Este trabalho trata da aplicação de técnicas de otimização via algoritmos genéticos para o desenvolvimento de manobras de ensaios em vôo para estimação de parâmetros aerodinâmicos de aeronaves. As manobras otimizadas são necessárias para aumentar a eficiência dos algoritmos de estimação paramétrica, respeitando o envelope operacional das aeronaves quanto à segurança de vôo e quanto às limitações matemáticas dos modelos assumidos. Neste trabalho é feita a comparação entre a eficiência do procedimento de estimação com a aplicação de manobras convencionais e a eficiência do procedimento de estimação com a aplicação das manobras otimizadas. Em ambos os casos, o aumento da eficiência do algoritmo de estimação busca a maximização da sensitividade das variáveis de saída aos parâmetros do modelo. Para as manobras convencionais, os sinais são especificados de maneira indireta, através da maximização de suas densidades espectrais de potência nas freqüências próximas dos modos naturais do sistema dinâmico. A técnica de otimização, entretanto, baseada no conteúdo de informação dos dados de ensaios em vôo, diretamente utiliza-se dos conceitos de matriz de informação e limitantes de Cramer-Rao para compor os critérios de otimização e gerar sinais globalmente ótimos através de algoritmos genéticos que minimizem as incertezas relacionadas com as estimativas dos parâmetros aerodinâmicos. A presente abordagem considera problemas com multi-objetivos, multi-entradas e para o mínimo tempo, tratando os resíduos coloridos nas variáveis de medida. Vários estudos de caso são discutidos com a utilização dos modelos dinâmicos de período curto e oscilatório em derrapagem, incluindo resultados de ensaios em vôo de uma aeronave de pequeno porte. As vantagens e desvantagens das técnicas propostas são apresentadas, enfatizando a facilidade de implementação dos sinais ótimos resultantes. Por fim, considerações e recomendações a respeito da importância das manobras de ensaios em vôo para os procedimentos de estimação de derivadas de estabilidade e controle de aeronaves são feitas.

Este trabalho propõe um modelo de previsão dos custos de manutenção de aeronaves, especificamente aplicado à realidade da Força Aérea Brasileira - FAB. A revisão da literatura realizada proporcionou uma ampla visão dos métodos mais utilizados e a dificuldade de obtenção de modelos úteis, dadas as características das frotas, compostas por uma diversidade muito grande de aeronaves, variando desde grandes e pesados cargueiros a pequenas e velozes aeronaves de combate. Na elaboração do modelo proposto, procurou-se desde o início estabelecer relações de estimativas de custo particularizadas para cada tipo de aeronave empregada pela FAB, empregando uma metodologia que permite gerar modelos de previsão de custos adequadas a cada aeronave, com suas características históricas de gastos com material de manutenção e horas voadas. A metodologia empregada consiste na elaboração de modelos do tipo Multivariado Auto-Regressivo Integrado Média Móvel (MARIMA), o qual permite modelagem das séries temporais compostas pelos custos de manutenção de cada aeronave, e a adição da variável Hora de Vôo, proxy utilizada pela FAB no planejamento da manutenção. A metodologia é demonstrada através de um estudo de caso em uma aeronave da FAB, e os resultados obtidos atestam a eficácia do modelo, permitindo o seu emprego no planejamento das atividades logísticas da Aeronáutica.

O estudo se inicia com a definição dos conceitos da decolagem na qual se descrevem as fases da decolagem e as várias velocidades de referência regulamentadas pelo FAR 25. Segue-se o estudo com o modelamento matemático da decolagem através das equações que descrevem o movimento longitudinal da aeronave. Fazem-se, em seguida, simplificações do modelo longitudinal e, finalmente, comparações entre os resultados dos modelos. Os resultados obtidos desse modelo são as distâncias de decolagem e de aceleração e parada nas condições monomotora e bimotora. No modelo longitudinal são levados em consideração os coeficientes de estabilidade longitudinal do avião, enquanto que no modelo simplificado esses valores não são necessários. Porém, neste último, são necessários dados de ensaio em vôo do avião para que seja possível o cálculo da distância na fase de transição da decolagem. O principal objetivo é a comparação entre os resultados do modelo longitudinal que descreve a dinâmica do avião e os resultados do modelo simplificado, durante a decolagem. O modelo simplificado apresentou resultados satisfatórios, pois as distâncias de decolagem foram calculadas com dados de ensaios em vôo, ou seja, são resultados que refletem diretamente o desempenho real da aeronave. No modelo longitudinal observou-se, pelas variáveis ângulos de ataque, de arfagem e de trajetória, que a técnica de pilotagem é um parâmetro que afeta bastante a estabilidade da aeronave durante a decolagem. Foi necessário implementar um controlador PID para simular a técnica de pilotagem e garantir a convergência em termos de estabilidade do avião. Na comparação dos resultados observou-se que os dois modelos apresentam diferenças nas distâncias dos subtrechos do processo de decolagem, tanto no caso monomotor e bimotor. Essas diferenças podem ser atribuídas principalmente por não se considerar o efeito solo no modelo longitudinal. Além disso, no caso monomotor, não se considerou a assimetria de tração, que é um fator importante na dinâmica látero direcional do avião. Os estudos podem ser aprimorados em trabalhos futuros com a implementação do efeito solo e da modelagem da dinâmica látero direcional do avião.

O trabalho consiste na implementação e na análise da lei de controle TECS (Total Energy Control System) em sistemas de automanete. Objetivando-se estabelecer uma comparação de desempenho, foram implementados, ainda, mais dois tipos de controladores (de velocidade e de ângulo de trajetória) baseados em leis de controle convencionais. Os modelos não-linear e linear e as topologias de controle utilizadas foram desenvolvidas através do software MatLab/Simulink (versão R13). Os ganhos dos controladores foram encontrados por meio de algoritmos de otimização, baseados nos índices de desempenho comumente utilizados na indústria aeronáutica. Visando-se a praticidade no manuseio dos modelos aeronáuticos em estudo, foi desenvolvida também uma ferramenta de interface com o usuário, capaz de demonstrar o comportamento dos modelos longitudinais de duas aeronaves conhecidas no mercado, em três pontos distintos do envelope de vôo.

Este trabalho tem como objetivo projetar e analisar a caverna de pressão traseira de uma aeronave corporativa, propondo uma solução que melhor atenda aos requisitos de projeto. Ao longo do trabalho são aplicadas diversas técnicas utilizadas no meio aeronáutico sendo que tais técnicas são explicadas de maneira a poderem ser reproduzidas e para substanciar as decisões tomadas. O trabalho começa com uma análise dos requisitos de certificação e exigências necessárias a este tipo de aeronave; partindo deste ponto seguem os trabalhos de concepção da caverna. No início da concepção são definidos a geometria da caverna, material e as possíveis configurações. Para a definição da configuração da caverna são levados em conta critérios econômicos, tais como: processo de manufatura, peso estrutural e vida em fadiga. A configuração da caverna de pressão escolhida possui um domo esférico de baixa curvatura, a qual se mostrou a mais interessante por ocupar pouco espaço comparado com as demais configurações abordadas e ter uma distribuição de tensão quase uniforme. O desvio na tensão se deve à fixação da caverna na fuselagem, onde ée utilizado um anel de fixação, o qual facilita a união entre as partes devido esta solução prover maior espaço para a rebitagem. Após a definição da configuração, são feitas análises de tensões, análises de vida em fadiga e tolerância ao dano. Na análise de tensões, verificou-se a necessidade de aumentar a espessura do domo próximo aos locais onde existem concentradores de tensão. Sendo assim, foi definido que este deve ser fabricado com a maior espessura e posteriormente ser usinado quimicamente. Ao final do trabalho, foi possível obter uma configuração da caverna de pressão bastante simples, composta de um anel reforçador e um domo inteiriço, diferentemente de muitas soluções encontradas, onde o domo ée particionado, o que aumentaria o peso e a complexidade da estrutura.

O paradoxo da economia nos diz que recursos são limitados, mas necessidades são ilimitadas. No ramo aeronáutico ter maior disponibilidade dos recursos significa possuir um diferencial em relação aos demais. Este trabalho pretende apresentar conceitos na área de manutenção aeronáutica e explorar através de pesquisa na Aviação Off-Shore princípios que podem conduzir a uma maior disponibilidade dos recursos aéreos. É feita uma aplicação específica para o caso da Aviação do Exército, mas os princípios levantados podem ser aproveitados para aplicação em outros cenários da aviação em geral.

C4ISR ée a sigla em inglês para Comando, Controle, Comunicações, Computadores, Inteligência, Vigilância e Reconhecimento. Os sistemas C4ISR são definidos pelo Departamento de Defesa Americano como sistemas integrados de doutrinas, procedimentos, estruturas organizacionais, pessoal, equipamentos, instalações e comunicações projetadas para apoiar os comandantes no comando e controle nas operações e atividades militares. Um passo importante para implementação de um sistema C4ISR ée a construção de um simulador de uma plataforma C4ISR. Nesse contexto observa-se a necessidade de simulações de cenário para estímulo dos subsistemas que compõem o todo, com fins de testes e validações. Um dos elementos que podem estar presentes no cenário são aeronaves civis. Como a frota de aeronaves civis em operação ée muito grande, a simulação das trajetórias torna-se um tanto complicada devido a necessidade de muitas informações para alimentar modelos matemáticos de qualidade razoável. A Base de Dados de Aeronaves BADA, da EUROCONTROL, se propõe a diminuir esta dificuldade provendo informações de desempenho de aeronaves além de outros parâmetros necessários à simulação de dinâmica e, por conseqüência, à geração de trajetórias. Além da criação de um gerador de trajetórias, este trabalho também se propõe a integrar este gerador a outro trabalho de mestrado profissionalizante desenvolvido em paralelo, no qual foi desenvolvido uma aplicação Web para visualização de mapas usando elementos geo-referenciados.