Este trabalho apresenta a análise modal e o processo de fabricação de uma hélice fabricada em materiais compósitos, utilizando-se como material de enchimento espuma de poliuretano. A concepção estrutural desta hélice é composta basicamente dos materiais: tecidos de fibra de vidro, "rovings", espuma de poiuretano, flanges de titânio e tubos de alumínio utilizados na fabricação de seu cubo. A análise teórica, com extração de modos e das freqüências naturais deste conjunto estrutural, é feita pelo método numérico dos elementos finitos (MEF). Os resultados teóricos são comparados como os resultados experimentais do modelo real. As várias freqüências dos modos são plotadas em conjunto no diagrama "SPOKE", onde se pode estudar se existe alguma freqüência natural da hélice, que coincide com um harmônico do motor, indicando assim a possibilidade de ocorrência de ressonância. Na análise dos resultados finais pode-se avaliar, apesar da influência de fatores vinculados à fabricação, a participação estrutural dos materiais que compôem a hélice, ressaltando a melhoria estrutural proporcionada pela inserção da espuma de poliuretano.

O presente trabalho encontra-se dividido em três principais análises. Estas foram avaliadas via método de elementos finitos para obter uma predição do comportamento de uma viga sanduíche. Estas vigas são constituídas em materiais compostos de faces laminadas em carbono-epóxi e núcleo de espuma rígida de polímero e foram analisadas, mediante simulação com elementos C3D8R hexaédricos tridimensionais. A primeira análise foi realizada com o objetivo de determinar o comportamento estático detalhado do campo de tensões presentes nas faces, núcleo, assim como na interface núcleo-laminado. A segunda análise tem como objetivo descrever o comportamento da flambagem estática não-linear da viga sanduíche. A terceira análise tem o objetivo de estudar a flambagem da viga submetida a cargas estáticas axiais em conjunto com cargas dinâmicas de variação senoidal. Ao final apresenta-se uma comparação dos resultados das análises lineares e não-lineares. As análises numéricas mostram os efeitos das excitações dinâmicas quando associadas às cargas de compressão axial com o fim de compreender as possíveis falhas das estruturas sanduíche. Todas as análises presentes neste trabalho foram avaliadas para uma viga sanduíche engastada em uma extremidade e livre na outra. As simulações numéricas foram realizadas usando o programa comercial ABAQUS CAE 6.5-1. Não-linearidades geométricas foram consideradas nos modelos de elementos finitos de flambagem dinâmica.

A nonlinear flight control system is proposed for a conceptual flexible aircraft using Backstepping technique to achieve global stability in the rigid and flexible dynamics. It is introduced a controller to lead the model to a rigid-body model approximation, minimizing structural dynamics effects using static Backstepping approach, that system can be called as flexible modes suppressor. Afterward, it is applied a controller with an internal loop involving the angular rates of the aircraft and an external loop which includes pitch angle, sideslip angle and bank angle without the two-timescale assumption to separate slow and fast dynamics and without consider aerodynamics forces and moments increments caused by structural dynamics. In addition, external looping are built using Backstepping for first order systems in order to control aircraft course and altitude, the results are reference inputs to be introduced in the previous loop developed for rigid body control. Also, it is implemented a separate controller to track velocity using Backstepping approach, as a result, aircraft autopilot system is completed. Nonlinear six degree of freedom simulation results for a conceptual model of a medium size jet, like Embraer 190/195 and Boeing 737-200/300, are presented to demonstrate the effectiveness of the proposed control law in several conditions. It is assumed that the aerodynamics coefficients are fixed and the model presents augmented flexible features.

No curso de sua missão, um veículo espacial é submetido a ambientes severos de vibrações e ruído. É portanto imperativo que um conjunto de meios de ensaio simule no solo as condições ambientais ligadas à vida do veículo. Durante a realização de ensaios mecânicos de cargas úteis espaciais, a resposta de numerosos sensores, na sua maioria acelerômetros, extensômetros e microfones, é analisada através de sistemas de aquisição e processamento que garantem o condicionamento e a amostragem dos sinais, e o tratamento dos dados. A aquisição e o tratamento dos dados de ensaios mecânicos realizados no Instituto de Aeronáutica e Espaço têm sido efetuados pelo sistema General Radio modelo 2515, que é um sistema antigo e que não vem proporcionando plena satisfação. Isto motivou a elaboração deste trabalho que reúne os resultados do estudo sobre a especificação do novo sistema de aquisição e processamento de dados que será utilizado nos ensaios de vibração mecânica especificados pela norma MIL-STD-810 e ensaios de análise modal realizados no Instituto.

Este trabalho descreve o projeto, a modelagem dinâmica, a simulação computacional em malha aberta e fechada e a identificação experimental dos modos de vibração de um manipulador robótico híbrido com três juntas revolutas, dois elos rígidos e um flexível. O modelo dinâmico do sistema foi obtido via aplicativo MATHEMATICA, utilizando as equações de Lagrange e método dos modos assumidos. O algoritmo para obtenção do modelo foi validado através do estudo de caso de um pêndulo móvel flexível. As simulações computacionais foram feitas no ambiente MatLab / Simulink. A estratégia Torque Computado Generalizado foi utilizada em simulação para o controle de posição da manípula. Finalmente, foram realizados experimentos de identificação dos modos de vibração da planta física e os resultados obtidos comparados com aqueles previstos teoricamente.

Este trabalho apresenta a formulação para a modelagem, a identificação e o controle ativo de vibrações em estruturas flexíveis. A técnica utilizada é a formulação generalizada de Lagrange. Para análise dos resultados deste trabalho foi montado um protótipo que consiste de duas vigas flexíveis acopladas a um cubo rígido o qual é atuado por um motor DC. Utilizando-se sensores do tipo extensômetros e acelerômetros, distribuídos ao longo da estrutura, obtém-se as deformações para realimentação de informações para o controlador. O controle é realizado em tempo real no ambiente MATLAB.

A linearização da equação do potencial de velocidades é feita com base na hipótese de pequenas perturbações, uma vez que é válida para o caso em que tem-se um perfil ou asa finos oscilando em alta freqüência dentro de um escoamento sônico uniforme. O fluido é considerado perfeito e barotrópico e o escoamento é considerado irrotacional, o que permite utilizar a equação do potencial completo para descrever o campo do escoamento. Após linearizar a equação do potencial completo, utilizam-se transformações apropriadas para transformá-la na equação da difusão. A solução dipolo é empregada na medida em que permite determinar o valor da velocidade induzida por um painel por meio do conceito da parte finita da integral. Os resultados são verificados quanto à sua convergência e coerência com os resultados fornecidos em outros trabalhos.

FSMS, abreviação de "Flexible Structure mounted Manipulator System", é um micro-manipulador (Mi-M) rígido montado serialmente na ponta de um macro-manipulator (Ma-M) flexível, de grande espaço de trabalho. Esta configuração é freqüentemente empregada para aumentar a capacidade de alcance do Mi-M, todavia, a flexibilidade do Ma-M interfere na precisão de posicionamento. O FSMS sub-atuado foi modelado através do método de modos assumidos e do Princípio Estendido de Hamilton. Apresentou-se uma lei de controle não-linear, baseada no modelo, capaz de amortecer ativamente o elo flexível. Foi descrita a montagem experimental de um Mi-M suportado por uma viga flexível engastada na parede, base estacionária, montado no Laboratório de Mecatrônica da Universidade de Taubaté (UNITAU). Apesar do modelo descrito ser estacionário, o seu estudo é bastante relevante do ponto de vista de operação de um FSMS genérico. Foram realizadas simulações no ambiente SIMULINK / MATLABÒ do modelo, sem e com o controle ativo. Comparou-as com a implementação em tempo real. Desta comparação, depreendeu-se facilmente que o modelo do FSMS corresponde ao sistema real e que o Mi-M é acionado, com movimento controlado, após absorver uma determinada perturbação, cancelando-a ativamente. O amortecimento é devido a forças e torques de interação inercial agindo entre o Mi-M e a viga flexível. As principais contribuições deste trabalho foram a implementação de uma metodologia para a geração automática, simbólica ou numérica, do modelo de robôs híbridos tipo FSMS e a obtenção das coordenadas modais, não-mensuráveis, por meio da manipulação algébrica das FT's dos sensores acelerômetro e estensômetro.

O objetivo deste trabalho é otimizar placas de material composto laminado sujeitas a cargas-pulso, através do método de otimização do Recozimento Simulado. Basicamente, deseja-se reduzir a massa dos compostos respeitando restrições de deslocamento elástico máximo. Espessuras, orientações e número de lâminas são utilizados como variáveis de projeto em placas laminadas discretizadas por elementos finitos, segundo heurísticas aqui desenvolvidas para a síntese de laminados. Aplicações numéricas são feitas em laminados uniformes bem como em laminados não uniformes subdivididos em regiões com diferentes espessuras, números de camadas e orientações das fibras de reforço. Também explora-se a otimização das placas laminadas utilizando-se alguns conceitos de otimização topológica. Previamente à fase de otimização, faz-se uma análise do comportamento dinâmico do elemento finito utilizado, o AST6.

A determinação das cargas de rajada contínua em uma aeronave se baseia na modelagem da turbulência atmosférica segundo seu conteúdo de freqüência, já que a turbulência ée um evento aleatório da natureza. Esta modelagem ée feita com base em observações experimentais realizadas ao longo de vários anos, e utiliza as propriedades estatísticas do sinal de rajada. O modelo da estrutura da aeronave ée baseado em elementos finitos, e empregou-se o software MSC/Nastran. A rigidez do modelo ée dada por vigas ("stick model") dispostas ao longo da linha elástica de cada um dos componentes estruturais da aeronave, e estas vigas são definidas com as propriedades de rigidez equivalentes à estrutura real. A distribuição de massa ée feita tomando-se a aeronave e dividindo-a em baias. Cada baia contém as informações de massa e inércia nelas contidas, bem como a posição do centro de gravidade (CG). Essas informações são então aplicadas ao modelo por massas concentradas ("lumped mass"). Quando necessário, divide-se a massa em várias outras, de forma a representar melhor o comportamento dinâmico de determinada região da estrutura. Para completar o modelo aeroelástico, foram definidos painéis aerodinâmicos (modelo Doublet Lattice) de forma a gerar os carregamentos aerodinâmicos devido à rajada e deformações da estrutura. Esse carregamento ée transferido à estrutura por meio de "Splines", que também são empregadas para transferir os deslocamentos da estrutura para o modelo aerodinâmico. De posse do modelo com as características dinâmicas necessárias (rigidez, inércia e excitação), especificam-se as condições de cálculo. Serão consideradas variações de peso e centro de gravidade da aeronave e, ainda, combinações de altitude e velocidade de vôo. Antes do cálculo das cargas propriamente dito, foi feita uma análise simplificada da estabilidade do modelo para garantir que este seja estável nas condições que serão usadas nos cálculos de resposta aeroelástica. O cálculo de flutter permite obter as velocidades e os mecanismos com que os eventos de instabilidade aeroelástica se manifestam na aeronave. Por fim, são estabelecidas as estações, ao longo dos componentes estruturais, onde as cargas serão apresentadas. O resultado ée um grupo de forças e momentos que representam os esforços correntes incrementais, em cada componente da aeronave, devido à aplicação da rajada contínua. Essas cargas devem ser combinadas com as cargas de vôo 1-g, a fim de se obterem os valores máximos das cargas que acontecem nos diversos pontos da estrutura.