Orientador: Jose Roberto de França Arruda / Dissertação (mestrado) - Universidade Estadual de Campinas, Faculdade de Engenharia Mecanica / Made available in DSpace on 2018-07-31T18:15:00Z (GMT). No. of bitstreams: 1 Rossetto_GustavoDalben_M.pdf: 4484828 bytes, checksum: b149e9723524115d4c39c2ea81d0c5bc (MD5) Previous issue date: 2001 / Resumo: Neste trabalho uma geometria simples (cavidade retangular) é usada para o estudo da metodologia aplicada na análise modal acústica. Modelos analítico e numérico são desenvolvidos para a comparação com os resultados experimentais. Três tipos de dispositivos de excitação do sistema acústico foram construídos. Um baseado num pistão conectado a um shaker, e outros dois usando um alto-falante do tipo driver. O primeiro atuador usando o driver é similar ao modelo desenvolvido por um projeto europeu, onde um tubo flexível com uma terminação instrumentada com um microfone é usado para a condução da excitação acústica. O segundo atuador baseado no uso do driver também usa um tubo flexível, mas este é instrumentado com dois microfones em sua terminação. O comportamento destes dois últimos atuadores em termos de aceleração de volume (essencial para a análise modal acústica experimental) e de potência ativa (necessária para Análise Estatística de Energia Experimental) sendo injetados no meio são investigados. A análise modal experimental da cavidade retangular é realizada e um método que utiliza a transformada de Fourier espacial multidimensional do campo de pressão medido é proposto para-a construção do campo de deslocamento de partícula para a visualização do modo acústico / Abstract: In the present work, a simple geometry (rectangular shallow cavity) is used to investigate the acoustic modal analysis methodology. Analytical and numerical models are developed for the comparison with the experimental results. Three types of excitation devices were constructed. One based on a shaker-driven piston and the other two using a driver loudspeaker. The first actuator based on a driver loudspeaker is similar to a model developed by an EEC project, where a flexible tube with a socket, instrumented with one microphone, at its termination is used to conduct the sound excitation. The second actuator based on a driver loudspeaker alse uses a flexible tube, but it is instrumented with two microphones in its socket instead of one. The behavior of these last two actuators in terms of volume acceleration (essential in the acoustic modal analysis) and active power (necessary for the Experimental Statistical Energy Analysis) being injected into the medium are investigated. The experimental modal analysis of the rectangular cavity is performed and a method using multi-dimensional spatial Fourier transforms of the array of pressure measurements is proposed for the construction of the partic1e displacement field for acoustic mode shape visualization / Mestrado / Mecanica dos Sólidos e Projeto Mecanico / Mestre em Engenharia Mecânica

Orientador : Renato Pavanello / Dissertação (mestrado) - Universidade Estadual de Campinas, Faculdade de Engenharia Mecanica / Made available in DSpace on 2018-07-31T21:52:13Z (GMT). No. of bitstreams: 1 Nunes_Alexandre_M.pdf: 10234250 bytes, checksum: b23f996b5cfd8fd277d5617e0bb9956c (MD5) Previous issue date: 2001 / Mestrado

Orientador: Hans Ingo Weber / Tese (doutorado) - Universidade Estadual de Campinas, Faculdade de Engenharia Mecanica / Made available in DSpace on 2018-07-19T16:11:32Z (GMT). No. of bitstreams: 1 DiasJunior_Milton_D.pdf: 26891221 bytes, checksum: 68d180280b5bb56ce35d64070234444f (MD5) Previous issue date: 1994 / Resumo: Uma das causas mais importantes de geração de ruído sonoro e vibração em máquinas elétricas é a excitação do estator pelas forças magnéticas harmônicas existentes dentro de motores ou geradores. Durante o projeto destas máquinas, deve-se cuidar para que as freqüências das forças de excitação não coincidam com as freqüências naturais do estator/carcaça, o que elevaria significativamente os níveis de ruído sonoro e vibração. Este trabalho apresenta um estudo do comportamento dinâmico de estruturas segmentadas que serve de base para a determinação das freqüências naturais de estruturas como os estatores. O interesse maior se concentra no estudo dos modos longitudinais de cascas cilíndricas segmentadas onde o efeito da descontinuidade do material é mais acentuado. Assim, faz-se uma comparação entre as diversas propostas de modelagem de estatores e os resultados da análise modal experimental de um pacote de chapas, prensadas com tirantes e com pressão de empacotamento controlada através de extensômetros. É apresentado também um estudo de modelagem destas estruturas tratando-as como sendo ortotrópicas e não mais isotrópicas, como tem sido feito até hoje. A fim de verificar a influência da segmentação, desenvolveu-se um programa de elementos finitos contendo os elementos de viga, massa, mola e interface. Este último simula as condições do contato entre dois segmentos, utilizando um modelo linear, desprezando o efeito do atrito e dependente da força de empacotamento. A proposta de modelagem de estruturas segmentadas foi verificada através de protótipos constituídos de várias vigas, cada uma com um número diferente de segmentos / Abstract: One of the main reasons for the acoustical noise and vibrations in electrical machines is the excitation of the stator due to the presence of magnetic harmonics in motors and generators. During the design of these machines one must care that the frequencies of the excitation forces do not coincide with the natural frequencies of the stator, which would increase considerably the acoustic noise levels and the vibrations. This work concerns the study of dynamic behavior of segmented (laminated) structures that will define the natural frequency of stators. Our main interest consists in the longitudinal modes of cilindrical segmented shells where the effect of discontinuous layers is more concentrated. A comparison of proposals for modelling of stators is done with the results of experimental modal analysis of a stack of metal sheets, clamped with tie rods and with the clamping pressure controled through strain gages. A study of these structures considered orthotropic (and not isotropic as one normaly assumes) is done. To obtain the effect of the segmentation, there was developed a finite element approach with beam, mass, stiffness and interface elements. This last one simulates the contact conditions between two segments, using a linear model, neglecting the da:rp.ping effect but considering the clamping force. The proposed model for segmented structures was checked in a prototype consisting of several beams, each one with a different number oí segments / Doutorado / Projeto Mecanico / Doutor em Engenharia Mecânica

Na Indústria Aeronáutica, é de extrema importância a qualidade e o desempenho de seus produtos, que estão diretamente relacionados ao projeto e ao desenvolvimento de estruturas adequadas, pois além de seu caráter funcional deve-se também garantir a sua integridade nas mais diversas condições de operação. O comportamento dinâmico destas estruturas é um dos seus principais aspectos, principalmente devido à demanda contínua para estruturas mais leves e consequentemente mais flexíveis. Tradicionalmente, as estruturas aeroespaciais devem ser submetidas a alguma forma de verificação antes do voo, de forma a assegurar que a aeronave esteja livre de qualquer fenômeno de instabilidade aeroelástica, que pode ocorrer provocando problemas de fadiga ou falhas estruturais. Um dos fenômenos de instabilidade mais importantes é denominado flutter. As técnicas de ensaio em voo para identificação de flutter são de extrema importância para o conhecimento dos limites de voo seguro. Um dos elementos essenciais para a realização de ensaios de flutter em voo é o processo de identificação dos parâmetros modais estruturais da aeronave sob teste. A identificação precisa e rápida dos parâmetros modais permite determinar com antecedência e segurança as condições de voo em que o fenômeno de flutter irá ocorrer. Atualmente as pesquisas nesta área apontam na direção do desenvolvimento de tecnologia que permita a identificação em tempo real dos parâmetros modais associados ao flutter. Neste trabalho foi realizado o estudo de um método de identificação de parâmetros modais para ser aplicado em tempo real. O método de identificação utilizado para este estudo é o EERA - Extended Eigensystem Realization Algorithm, um método de identificação no domínio do tempo considerado eficiente e poderoso, pois é capaz de identificar o comportamento dinâmico complexo em estruturas. O algoritmo foi validado através de um ensaio experimental num modelo de asa no túnel de vento, onde foram determinados os parâmetros modais envolvidos no flutter. Também foi realizado um ensaio experimental numa placa de alumínio, onde foram identificados os seus parâmetros modais, frequências naturais e fatores de amortecimento. Após sua validação, o método EERA foi adaptado e programado no equipamento de aquisição e processamento de sinais dSPACE®, que é destinado a realizar identificação em tempo real. Por último foi realizado um ensaio experimental em tempo real na placa de alumínio utilizada anteriormente, onde os parâmetros modais identificados on-line foram comparados com os identificados off-line, comprovando assim a eficiência do método na identificação em tempo real. / In the Aeronautical Industry, the quality and the performance of its products, that are directly related to the project and the development of adequate structures, are of extreme importance, since, beyond their functional characteristics, their integrity, in the most diverse operation conditions, must also be guaranteed. The dynamic behavior of these structures is one of its main aspects, mainly due to continuous demand for lighter and consequently more flexible structures. Traditionally, the aerospace structures must be submitted to some form of verification before the flight, to assure that the aircraft is free of any aeroelastic instability phenomenon, which when occurring will provoke structural fatigue problems or failure. One of the more important instability phenomena is called flutter. The techniques of flight test for identification of flutter are of extreme importance for the knowledge of the limits of safe flight. One of the essential elements for the accomplishment of flutter tests in flight is the process of identification of the structural modal parameters of the aircraft under test. The accurate and fast identification of the modal parameters allows determining, with antecedence and security, the flight conditions where the phenomenon of flutter will occur. Currently the research in this area points in the direction of developing the technology that allows the identification in real time of the modal parameters associated to flutter. In this work the study of a method of identification of modal parameters was carried through to be applied in real time. The method of identification used for this study is the EERA - Extended Eigensystem Realization Algorithm, a method of identification in the time domain considered efficient and powerful, since it is capable to identifying complex dynamic behavior in structures. The algorithm was validated with an experimental test in a model of wing in the wind tunnel, where the involved modal parameters in flutter had been determined. Also an experimental test was carried out with an aluminum plate, where its modal parameters, natural frequencies and damping factors, had been identified. After its validation, the method EERA was adapted and programmed in the dSPACE® signals acquisition and processing equipment, which is used for carrying out identification in real time. Finally an experimental test, in real time, with the previously used aluminum plate was carried out, when the modal parameters identified on-line were compared with those identified off-line, thus proving the efficiency of the method for identification in real time.

Esse trabalho apresenta uma validação do sistema de análise modal experimental disponível no Instituto de Aeronáutica e Espaço. A análise modal experimental é uma técnica consagrada para investigação do comportamento dinâmico estrutural, caracterizado pelos parâmetros de freqüência natural, fatores de amortecimento e formas de vibração, associados a cada modo natural da estrutura investigada. Na condução de ensaios modais, sistemas constituídos por cadeias de excitação e de medição são empregados, envolvendo o uso de vibradores, transdutores de força, condicionadores de sinais, filtros, sample-holds, conversores analógico-digitais e uma unidade de aquisição e processamento digital dos sinais. Neste trabalho, cadeias de excitação e de medição são avaliadas e validadas experimentalmente através de dois casos estudados. O primeiro caso adotado foi a análise de uma placa quadrada, em alumínio, de comportamento amplamente conhecido, excitada por meio de um vibrador alimentado com um sinal aleatório, e tendo como sistema de medição de dados um vibrômetro a laser por varredura de imagem. O segundo caso adotado foi o ensaio modal de uma maquete de vigas conceitualmente representativa do Veículo Lançador de Satélites - VLS, levando em consideração três configurações distintas: a primeira configuração, utilizando um único vibrador como fonte de excitação; a segunda configuração adotando uma dupla excitação da maquete cujos vibradores foram posicionados num mesmo plano e, por fim, a última configuração analisada, cuja excitação da maquete utilizou dois vibradores situados em planos ortogonais, o que possibilitou a análise mais detalhada da estrutura, em função da complexidade do comportamento apresentado pelo sistema em estudo.

Este trabalho apresenta análises dinâmicas da estrutura preliminar do satélite universitário ITASAT-1. O satélite foi concebido como uma plataforma multimissão para aplicações científicas. A plataforma tem forma cúbica e o flange adaptador tem formato cilíndrico. O projeto do satélite prevê massa máxima de 100 kg e a mesma foi considerada nas análises numéricas de forma a atender requisitos de rigidez e de resistência mecânica. O satélite possui painéis solares fixos em todas as faces externas e a arquitetura mecânica interna consiste de um cilindro que liga o painel da base inferior à plataforma central. O veículo lançador escolhido como referência para os cálculos foi o PSLV da Índia. O manual do lançador traz uma série de requisitos a serem cumpridos pela estrutura do satélite e o requisito de frequências naturais mínimas foi o maior desafio da fase preliminar. Como não há experimento, foi adotado um fator de amortecimento modal mínimo. As análises estruturais foram executadas pelo método dos elementos finitos, mais especificamente, análise modal, resposta senoidal em frequência e resposta aleatória. Para as análises estão descritos os carregamentos utilizados e após a obtenção dos resultados destas, foi possível verificar o projeto preliminar da estrutura e definir as mudanças necessárias para se cumprir os requisitos do lançador. Especificamente, como resultados alcançados neste trabalho temos as frequências naturais do conjunto e as acelerações dos principais equipamentos embarcados como função da frequência de excitação. Para avaliar os resultados, foi proposta uma especificação de ambiente preliminar, entretanto observamos que as respostas obtidas violaram especificações propostas. Portanto, uma análise de sensibilidade foi realizada e um aumento no valor do fator de amortecimento modal foi necessário para poder atender as especificações.

Structural members, such as, stiffeners are applied to aeronautical structures in order to promote the necessary global or local dynamic stiffness. The manufacture and assembly process of these parts and machines capability can introduce variability in the parts and thereby incorporating uncertainties in the structural performance. Tolerances known as GD&T (Geometrical dimensioning and Tolerance), must be specified for several dimensions during the engineering design, in order to enable the manufacture of the structure. In the same way, some material properties have variability, when different suppliers are involved. Thus, the uncertainties must be incorporated into the structural analysis in order to obtain a more reliable design. Therefore, the present thesis applies the SFEM to incorporate these uncertainties in a typical structural member and panel applied in the aeronautical industry. The approach used was Perturbation Technique using Taylor series expansions to incorporate the uncertainties in the structural members typically used in aircraft. Natural frequencies, frequency response functions and modal analysis are studied in order to understand the consequences of these uncertainties in a beam with hat and "Z" section normally applied as an aircraft panel stiffener. The stiffeners were modeled considering the Timoshenko Theory in Matlab software. Sensitivity analyses were applied for the correct interpretations and trends of the top contributors. Also an aircraft panel was performed using Nastran and Matlab software together to incorporate these uncertainties on the modal analysis. Final conclusions and issues of implementation and applicability are performed using MCS as a validation model for the stiffeners and the total range variation for the aircraft panel.

Neste trabalho são comparadas as caraterísticas aeroelásticas do Veículo Aéreo Não Tripulado (VANT) Vector-P com as caraterísticas aeroelástica identificadas a partir de um ensaio em voo. Para a análise aeroelástica numérica foi determinada previamente a informação modal da aeronave por meio de um ensaio experimental de vibração em solo (GVT). Foi estimada a variação das frequências e do amortecimento aeroelástico em função da velocidade do escoamento. São examinados os efeitos da variação de altitude, da representação aerodinâmica da fuselagem, e da sensibilidade frente alguns modos estruturais, nas caraterísticas de flutter. Baseado no GVT foi planejado um ensaio em voo, onde foram coletas respostas de aceleração em vários pontos da aeronave. Foi aplicada a metodologia de Análise Modal Operacional (OMA), usando a técnica de decomposição no domínio da frequência (FDD). Esta técnica está fundamentada na decomposição em valores singulares (SVD) das densidades espectrais de potência dos sinais de saída do sistema. Tanto no tratamento numérico como no experimental observou-se que não existem instabilidades aeroelásticas no envelope de voo do Vector-P. Os resultados mostram que possível usar apenas os parâmetros modais experimentais para estimar as caraterísticas aeroelásticas numericamente, desde que estes parâmetros sejam bem descritos. Também mostram que é possível utilizar a técnica FDD para identificar a evolução dos parâmetros dinâmicos em voo.

O presente trabalho tem como foco verificar a validade da ferramenta de análise modal operacional aplicada na identificação de parâmetros modais de uma aeronave em voo, a partir da excitação por turbulência contínua. Para atingir este propósito foram realizados estudos sobre as teorias que fundamentam a análise modal teórica, experimental e operacional. Nesta última, a metodologia é aplicada baseada no conhecimento apenas da resposta do sistema estudado, sem o conhecimento dos sinais de excitação. Como técnica utilizada para implementar a metodologia proposta foi escolhida a de Decomposição no Domínio da Frequência Melhorada (EFDD - Enhanced Frequency Domain Decomposition) para a identificação dos parâmetros dinâmicos de uma aeronave F-5EM em voo. Esta técnica tem como premissa básica que a excitação do sistema estudado seja realizada através de um sinal do tipo ruído branco, implicando que a matriz de densidade espectral de potência do sinal de entrada deve ser constante. A identificação dos parâmetros é baseada na Decomposição em Valores Singulares (SVD) da matriz de densidade espectral de potência dos sinais de resposta do sistema, sendo este processo de avaliação realizada através do software OMA. Para verificar a coerência com a teoria, foi estudada a caracterização da turbulência contínua, de modo a verificar seu comportamento característico de ruído branco, buscando identificar uma matriz de densidade espectral de potência constante para o intervalo de frequências de interesse, ou seja, de 0 a 100 Hz. Além disso, foram verificados pontos relevantes sobre as principais fases de uma campanha de ensaios, ressaltando a importância da participação em conjunto das equipes solicitantes de dados, de instrumentação e de execução dos ensaios, desde o planejamento até a coleta de dados. Os dados coletados nesta campanha de ensaios em voo foram comparados com os obtidos em trabalhos anteriores e foram verificadas consistências nos parâmetros observados, sendo possível obter com clareza os modos de vibração da aeronave estudada. A metodologia foi, desta forma, considerada válida, sendo sugeridas propostas de trabalhos futuros, de forma a aumentar sua robustez.

Neste trabalho foram realizados estudos de reduções sucessivas de graus de liberdade a fim de determinar o menor modelo reduzido que represente o modelo completo de um painel com dois reforçadores para modos de vibrar transversais. Os métodos utilizados foram a Redução Estática e o Improved Reduced System (IRS), com suas variações. A cada redução os resultados de cada método foram comparados com os fornecidos pelo modelo completo. Após a determinação do menor modelo reduzido, perturbações foram inseridas no modelo numérico a fim de simular diferenças entre os resultados numéricos e de obtidos através de um ensaio experimental. Para atualizar as matrizes de massa e rigidez do modelo numérico o método Analytical Model Improvement (AMI), foi utilizado. Este método se vale de freqüências naturais e modos de vibrar medidos em um ensaio para atualizar as matrizes de massa e rigidez do modelo numérico. Dos métodos de redução aplicados, o IRS iterativo apresentou os melhores resultados e o método de atualização foi capaz de recuperar as matrizes de massa e rigidez numéricas para perturbações aplicadas tanto na geometria quanto nas propriedades do material.