Este trabalho descreve a análise e simulação do fenômeno de resonância solo em helicópteros com rotores de duas pás. Este problema pode ser resolvido por uma análise de autovalores, no sistema girante, considerando-se propriedades isotrópicas do suporte e, pela aplicação da teoria de Floquet, no sistema não-girante, considerando-se propriedades anisotrópicas do suporte. Os resultados obtidos, via simulação, incluem os diagramas para as variações da freqüência e do amortecimento modais, em função da freqüência angular de rotação do rotor, com ênfase na região de instabilidade, e sua comparação com os diagramas clássicos apresentados por Coleman e Feingold para assegurar a validade, do ponto de vista teórico, do modelamento adotado.

Este trabalho posiciona-se no contexto do desenvolvimento tecnológico agregado crescentemente ao mercado de helicópteros pelo HUMS (Health and Usage Monitoring System), cuja filosofia traz, além de redução dos custos de manutenção, enorme avanço na garantia da aeronavegabilidade continuada, e, consequentemente, no nível de segurança de voo, preservando vidas e material. Suas inovações associadas orbitam em torno de diagnósticos antecipados e de prognósticos de falha apontados em tempo real por algoritmos dedicados, a partir do tratamento de dados coletados por sensores de vibração. Dessa possibilidade de se assegurar, preditivamente, uma extensão da vida útil de componentes e a substituição destes sempre antes que a falha ocorra, emerge a motivação dessa pesquisa. Seu objetivo é apresentar um modelamento analítico simplificado para a análise do sinal de vibração monitorado na estrutura de uma aeronave qualquer de asas rotativas, em detecção a defeitos equivalentes a um desbalanceamento e out-of tracking das pás. Essas são as degradações mais comuns do rotor principal, maior fonte das excitações periódicas transmitidas à fuselagem, cujas respostas vibratórias sob análise estão limitadas à frequência fundamental de 1 per rev. Essas respostas vibratórias foram simuladas numericamente em ambiente computacional MATLAB(R). O problema direto é apresentado em duas partes: a modelagem do sistema fuselagem-rotor convencionado como isotrópico, seguida da parte que introduz as anisotropias que simulam os defeitos geradores das informações de amplitude e fase das vibrações resultantes. Como aplicação do método, soluções do sistema não-linear que governa as equações são comparadas com resultados experimentais de ensaios em voo em uma aeronave típica com rotor principal tri-pá por meio de simulação, através de medidas em dois pontos da fuselagem definidos em manual pelo fabricante da aeronave.

O presente trabalho tem como objetivo analisar a resposta aeroelastica do rotor principal do helicóptero experimental de dois lugares Alpha One, em desenvolvimento pela Brascopter e que e equipado com um rotor do tipo bearingless. A analise foi realizada considerando o regime de voo pairado e que o rotor esta sujeito a uma perturbação, como por exemplo, uma rajada. Para tal, foi utilizado o software de elementos finitos para modelagem de sistemas multicorpos não-lineares DYMORE. O software permite a modelagem de sistemas complexos utilizando elementos deformaveis e rigidos. Apenas a flexbeam e a pá foram modeladas com elementos de viga (deformavel), os demais componentes do sistema do rotor, inclusive o sistema de comando, foram modelados com elementos rígidos e juntas cinemáticas. Para os elementos deformáveis e necessário o fornecimento da matriz com as constantes elásticas da seção transversal para o DYMORE. Para isso, um código em MatlabOR foi escrito para gerar a malha de elementos finitos da seção transversal, cujo único elemento estrutural considerado foi a longarina da pá. As constantes elásticas da seção foram calculadas através do software VABS. Duas configurações de seção foram consideradas, seção com célula simples e seção com célula dupla. Diferentes laminados foram analisados para cada configuração de seção. O MatlabOR também foi utilizado como ferramenta de integração, realizando a interface com o DYMORE e o VABS, além de ter sido utilizado para a realização do pós processamento dos dados dos sensores distribuídos ao longo dos componentes flexíveis e para a realização da analise de estabilidade aeroelastica, em que o método da exponencial complexa foi empregado. Os resultados mostraram que a configuração de seção com célula dupla não e capaz de produzir acoplamento pitch-flap suficiente para influenciar na resposta do rotor.

O trabalho traz o desenvolvimento de um guia técnico de ação inicial para investigadores brasileiros de acidentes e incidentes aeronáuticos envolvendo aeronaves de asas fixas com objetivo de transformar as investigações realizadas pela autoridade aeronáutica brasileira mais técnicas e científicas. Além disso, persegue a adequação das atividades de campo do investigador encarregado por uma ação inicial de um acidente aeronáutico no Brasil com o que é recomendado e incentivado pela ICAO (International Civil Aviation Organization) para os seus países signatários e a incorporação da experiência já adquirida por diversas instituições e agências, mundialmente reconhecidas, no que se refere à investigação de campo de um acidente aeronáutico. Dessa maneira, busca-se a uniformização de conhecimentos científicos empregados por investigadores brasileiros que vão poder contar para consulta com um guia técnico, diminuindo a lacuna de conhecimento entre os poucos investigadores existentes, e trazendo um benefício técnico no aspecto reativo da prevenção de acidentes aeronáuticos no Brasil.

O presente trabalho consiste em uma compilação de autores e literaturas a respeito de investigação de acidentes com helicópteros, incluindo as contribuições aeromecânicas envolvidas. Entendendo alguns dos efeitos aeromecânicos peculiares das aeronaves de asas rotativas, o investigador encarregado de um acidente com helicóptero vai ter maior possibilidade de determinar a contribuição destes para o evento, tornando a investigação mais precisa e científica. Algumas técnicas de investigação que auxiliam o reconhecimento desses efeitos são abordadas e analisadas, com vistas a permitir a utilização do trabalho como fonte de consulta para os responsáveis pelas ações de investigação de acidentes. Com uma linguagem mais simples e voltada para o entendimento preliminar dos efeitos aeromecânicos, o guia técnico desenvolvido nessa dissertação não pretende esgotar o assunto, mas sim complementar a literatura existente no Brasil sobre investigação de acidentes com helicópteros. Dessa forma, almeja-se que os conhecimentos sejam nivelados em torno da coletividade de investigadores do SIPAER, contribuindo para a melhoria dos trabalhos relacionados à segurança da aviação em nosso país e ajudando a alcançar o principal motivo de uma investigação: a prevenção de novos acidentes relacionados a helicópteros e aeronaves de asas rotativas.

Esta tese apresenta a caracterização de um atuador com Liga de Memória de Forma (LMF) para a deflexão e controle de vibração da superfície de controle de uma estrutura aeroelástica levando em conta as propriedades da liga. Para descrever essas propriedades, utilizou-se um modelo constitutivo que é capaz de prever o comportamento da liga sujeita a cargas termomecânicas complexas. Neste contexto, as LMF são usadas na forma de atuadores que auxiliam no controle ativo da estrutura aeroelástica devido à sua capacidade de variação de amortecimento e rigidez. Neste trabalho descreve-se a modelagem matemática do sistema aeroelástico com o atuador LMF incorporado, levando em conta as forças aerodinâmicas não estacionárias que são modeladas seguindo a metodologia de Theodorsen e Wagner. Nos primeiros capítulos desta tese desenvolveu-se um estudo numérico que permite analisar o comportamento estático e dinâmico da estrutura aeroelástica na presença do atuador com memória de forma incorporado na seção típica. Em seguida, desenvolveu-se um sistema de controle de posicionamento da superfície de controle baseado na teoria de estrutura variável (CEV), estrutura variável baseada na temperatura (TCEV) e modos deslizantes (SMC). É necessário aos controladores o conhecimento das variáveis de estado, portanto, para a estimação das variáveis de estado do atuador LMF (tensão mecânica e temperatura) é empregado o filtro de Kalman estendido. Tais estimativas serão utilizadas no controlador TCEV. Resultados de simulação computacional demonstram a viabilidade do uso de atuadores leves de ligas com memória de forma tanto para controlar o movimento da superfície de controle de uma seção típica quanto para a supressão do fenômeno de flutter.

Operações aéreas de segurança pública e militares em helicópteros são exemplos de atividades que requererem elevado desempenho do operador. Considerando esta natureza, e buscando aproximar-se do que lhe é, muitas vezes, iminente, este trabalho tem o objetivo de analisar a percepção dos pilotos sobre a carga de trabalho durante a execução de procedimentos de emergência em operações aéreas de helicóptero. Para isso, a pesquisa de campo se desenvolve em ambiente de treinamento de voo real e se utiliza, para avaliar a carga de trabalho, de instrumentos subjetivos - questionário, entrevista e NASA-TLX Scale- e de registros fisiológicos - Frequência Cardíaca (FC). Quatro cenários são delineados, que consistem em realizar procedimentos de emergência previstos no manual do helicóptero HB-350 "Esquilo". A amostra obtida por acessibilidade consta de 30 (trinta) pilotos voluntários, com experiência em diferentes tipos de helicópteros. As informações obtidas nos instrumentos aplicados, após analisados, apontam a T1 - Aproximação e pouso sem o funcionamento do sistema hidráulico - PSH, como tarefa de maior carga de trabalho global, e, também, considerada pelos instrumentos subjetivos, como de maior exigência física, o que é corroborado pelo dado fisiológico, juntamente com a T3 - Aproximação e pouso com pane de motor (apagamento) - PMp. Por outro lado, segundo a percepção dos pilotos, a T4 - Aproximação e pouso com pane de acionamento do R/C - PRCp, e a T2 - Aproximação e pouso com pane de comando do rotor de cauda (R/C) - PCRC, são consideradas as tarefas de maior exigência mental. O estudo clarifica a relação entre as diferentes cargas impostas ao piloto de helicóptero, quando em situação degradada do equipamento, e o seu desempenho, e, também, pode evidenciar a importância de treinamentos de emergência em helicópteros, deixando clara a necessidade de uma política nacional que fomente essa prática, principalmente no âmbito da aviação de segurança pública e militar. Assim sendo, é possível perceber um caminho a ser seguido para possíveis estratégias que minimizam efeitos negativos de situações degradadas que por ventura possam influenciar na segurança de voo das operações de helicópteros.

A estabilidade aeroelástica de asa cantilever é investigada no regime subsônico de escoamento. Esta configuração foi escolhida por ser largamente utilizada em ensaios em túneis de vento, com uma grande quantidade de resultados experimentais disponível para comparações. A investigação se baseia em modelos matemáticos, com o método clássico de elementos finitos para a representação estrutural, e o método doublet-lattice e a teoria das faixas para o cálculo das cargas aerodinâmicas não-estacionárias. A fim de desacoplar os graus de liberdade estruturais emprega-se uma transformação modal convencional, e as cargas aerodinâmicas instacionárias são obtidas diretamente na base modal. Os modelos estrutural e aerodinâmico são agrupados nas equações de moviemnto generalizadas, as quais representam um problema de autovalor que é resolvido utilizando os métodos k e p-k. os resultados obtidos são discutidos em termos da precisão e da conveniência dos métodos.

Nesta pesquisa são estudados os efeitos provocados pela perda de potência líquida através do rotor de helicópteros monomotores ocasionando o regime de operação conhecido como auto-rotação. São deduzidas as equações correspondentes desde o momento em que ocorre a perda de potência até quando o regime de auto-rotação já está estabilizado. Para o estudo realizado, faz-se uso das teorias da quantidade-de-movimento e do elemento-de-pá. Também é apresentado um modelo semi-empírico para o traçado do "diagrama altura versus velocidade". Nele estão demonstradas as regiões nas quais o vôo da aeronave fica restrito no caso da auto-rotação. Análises qualitativa e quantitativa do estudo realizado são levadas a cabo por meio de comparações dos resultados obtidos neste trabalho com os obtidos por diversos autores e disponíveis na literatura.

As indústrias aeronáuticas cada vez mais utilizam materiais compósitos na estrutura primária das aeronaves, visando a redução do peso e redução no tempo de produção da mesma. A sociedade, representada pelas agências de homologação aeronáutica, exige níveis de segurança crescentes na atividade de transporte aéreo. A complexidade no cálculo das cargas dinâmicas para as diversas condições requeridas pelos regulamentos, devido a utilização de programas de computador capazes de considerar todas as variáveis envolvidas. Este trabalho apresenta uma metodologia para o cálculo da velocidade de instabilidade aeroelástica que utiliza uma formulação de elementos finitos, adequada aos materiais compósitos constituídos de múltiplas camadas ortotrópicas de dupla curvatura. As freqüências de vibração livre e os respectivos modos são determinados a partir da rigidez e da massa dos elementos. As forças aerodinâmicas são determinadas, no regime subsônico, utilizando a teoria do escoamento potencial não estacionário linear, artavés de algoritmos de alta precisão com as mais recentes formulações desenvolvidas. Os resultados numéricos, referentes a asas retangulares planas, São comparados com resultados experimentais. Adicionalmente são apresentados resultados numéricos para as asas retangulares constituída de laminado com orientação arbitrária.