Trens de pouso têm, basicamente, as funções de dissipar energia de impacto durante o pouso da aeronave e de prover os meios de manobra das aeronaves no solo. Assim, saber avaliar e prever o comportamento deste na condição de pouso se faz de suma importância. Essa avaliação se faz através de simulações computacionais e de ensaios de queda. A modelagem do trem de pouso ée definida por um conjunto de equações diferenciais que traduzem o comportamento físico do sistema. A flexibilidade estrutural afeta fortemente o comportamento do sistema e deve ser incluída na modelagem. Um conjunto de simulações ée apresentado para caracterizar o comportamento dinâmico do trem de pouso. Como recomendação a pesquisas futuras, este trabalho propõe a inclusão do tratamento não-linear do sistema.

O presente trabalho discorre sobre as cargas obtidas na fuselagem devido ao impacto com o solo do Amortecedor de Cauda de uma aeronave durante o ensaio para determinação da VMU. Realizou-se uma análise sobre tipos existentes de amortecedores de cauda e posterior justificativa do modelo selecionado e de suas características necessárias. O trabalho desenvolvido com o intuito de calcular as cargas na fuselagem foi composto da adaptação de um modelo em elementos finitos para a aeronave e elaboração de um modelo para o amortecedor de cauda utilizando um programa de simulação de sistemas mecânicos, foram feitas as simulações neste último e finalmente calculadas as cargas na fuselagem no programa de elementos finitos. A pressão de enchimento e o amortecimento do amortecedor mostraram-se adequados, reduzindo a carga transferida à fuselagem e não permitindo ocorrer batente no sistema. As cargas obtidas na fuselagem não foram limite quando comparadas ao envelope cargas de uma aeronave similar de mesmo porte, simplificando as alterações a serem feitas na aeronave para realização do ensaio.

O presente trabalho tem por objetivo determinar os envelopes de cargas e de vôo para uma aeronave treinador avançado. Para a execução dos envelopes de cargas foram elaborados bancos de dados, em destaque o aerodinâmico que apresenta metodologia aplicável em nível de Anteprojeto. Levantados os bancos de dados necessários, as condições de vôo foram simuladas para obtenção dos envelopes. Posteriormente ée apresentada uma comparação com outra aeronave treinador de comportamento semelhante. Os resultados são apresentados em forma gráfica através dos diagramas h-V, V-n e envelopes limites de cargas isolados e comparativos. São apresentados também os bancos de dados e time-history das manobras simuladas.

Muito se tem pesquisado no desenvolvimento e fabricação de dispositivos de perfuração, demolição e militares, utilizando Cargas Ocas ou Shaped Charges, desde o descobrimento do chamado efeito Monroe pelo cientista de mesmo nome; o qual através de suas pesquisas motivou também os pesquisadores da indústria do petróleo a utilizá-lo na prospecção e exploração deste precioso óleo mineral. Mas sempre foi e continuará sendo possível incrementar seu desempenho e isto tem sido feito com sucesso desde o projeto Bazooka, norte americano, no inicio da Segunda Grande Guerra. O trabalho aqui apresentado objetiva estudar o comportamento dos chamados liners ou cones utilizados em cargas ocas do tipo CSC - Conical Shaped Charges, utilizadas para exploração petrolífera, fabricados a partir da compactação de pós metálicos; especificamente combinando o Cobre com Tungstênio e Estanho; processo o qual substituiu na indústria petrolífera, com grande sucesso, os cones fabricados a partir de Cobre eletrolítico, ainda em uso na área militar, fabricados a partir de chapas por repuxo, estiramento, prensados ou até mesmo fundidos. O sucesso desta aplicação prende-se à maior facilidade de fabricação e configuração dos cones, possibilidade do uso de materiais pesados para incremento de energia de perfuração e desempenho similar ou mesmo melhor que os de metal puro. Adicionalmente, produz furos limpos, ou seja, sem resíduo de material do cone, os chamados slugs ou carrots; característica importante para exploração petrolífera.

Um método integrado para a estimativa das cargas aerodinâmicas atuando simultaneamente nos principais componentes da aeronave foi desenvolvido. Efeitos mútuos de interferência entre asa, fuselagem e empenagem foram considerados. Para atender aos anseios da indústria, este processo é adequado para a estimativa de cargas internas, como esforços cortantes, momentos fletor e torsor, atuando nos principais componentes da aeronave durante a etapa de projeto conceitual. Um aspecto importante é o nível de automação, o qual foi reforçado com o objetivo de adaptar o método a processos de otimização de projeto automatizados. Através de comparações com métodos disponíveis na literatura, a eficácia do método descrito neste trabalho foi analisada.

Há diversas metodologias empregadas para a determinação das cargas de rajadas usadas em dimensionamentos estruturais da aeronave, e que incluem métodos determinísticos e métodos estocásticos. As cargas de resposta à turbulência continua são, hoje, obtidas pelo método estocástico (Random Process Theory - RPT) em conformidade com o estabelecido nos requisitos aeronáuticos em vigor (FAR). Este trabalho visa implementar uma alternativa ao RPT na determinação das cargas de turbulência contínua, baseada na teoria dos filtros correlacionados (Matched Filter Theory - MFT). Historicamente, o MFT foi originalmente utilizado na obtenção mde sinais maximizados de radares. Pototzky (POTOTZKY, 1997) demostrou que o MFT é aplicável também para a solução de problemas dinâmicos e aeroelásticos genéricos, especificamente para cálculos de cargas correlacionadas de rajadas. Será demonstrado aqui que as cargas correlacionadas geradas pelo MFT são fortemente similares às geradas pelo RPT. É apresentado neste documento uma descrição detalhada da metodologia de cálculo de cargas baseada em RPT e em MFT, e os resultados numéricos obtidos.

This work covers the development of a nonlinear, adaptive control system for payload extraction operations. Load extractions are a critical type of maneuver which could make the longitudinal flight dynamics unstable. The online adaptation control strategy seems adequate for the problem, since it can deal with the drift in the plant parameters caused by the movement of the load inside the aircraft. The effects of a continuously varying C.G. position on the longitudinal flight dynamics are modeled in detail. The controller proposed consists on applying the technique of nonlinear inversion coupled with a model reference adaptive controller to deal with the unmodeled/unknown dynamics. The dynamic system considered for the control problem consists of the modeled aircraft dynamics augmented by the unknown parameters - whose dynamics are controlled by the chosen adaptation laws. The demonstration of stability for the complete system is done via Lyapunov';s stability theorem for nonlinear dynamic systems. A suitable Lyapunov Function Candidate used for such a demonstration is proposed in this work. Simulation results are presented and discussed based on the theory and on comparison with other control methods performance when applied to the same problem.

No cálculo de resposta dinâmica de estruturas através de superposição modal é de fundamental importância que os modos de deformação correspondentes às deformações geradas pelas cargas sejam incluídos, o que exige o cálculo de um grande número de modos (problema de auto-valores), podendo tornar a solução do problema muito cara, do ponto de vista computacional. A utilização de modos residuais permite a obtenção de soluções com alta precisão sem a necessidade de se incluir um grande número de modos de deformação. Este trabalho utiliza modos residuais na solução de problemas dinâmicos estruturais, cuja solução é obtida através de superposição modal. Os resultados obtidos são comparados àqueles resultantes da integração direta das equações de movimento do sistema. Exemplos numéricos são apresentados e seus resultados são amplamente comentadosA inserção do Brasil no competitivo mercado espacial se tornou possível após o domínio do desenvolvimento da tecnologia de foguetes de sondagem alcançada nas décadas de 1970 e 1980, com o projeto Sonda IV. Entretanto, os foguetes de sondagem não permitiam a inserção de satélites em órbita, o que levou o país ao desenvolvimento do Veículo Lançador de Satélite (VLS-1). O Brasil é detentor da melhor localização geográfica para lançamentos comerciais equatoriais, dada a economia de energia alcançada durante os lançamentos. Para atingir plena autonomia na área espacial um país precisa ser detentor de tecnologia na área de produção e lançamento de lançadores, satélites e ter seu campo de lançamento. Assim, este trabalho tem por objetivo o estudo sobre os meios de solo, voltado à fase final de integração no campo de lançamento, para a montagem de veículos de médio e grande porte, englobando a forma de montagem dos mesmos, pré-dimensionamento de prédios e instalações. Explana-se a logística no que se refere a transporte, armazenagem e suprimentos, usada durante a campanha de lançamento para o veículo. Discorre-se sobre o Centro de Lançamento de Alcântara e os veículos de médio e grande porte do Programa Nacional de Atividades Espaciais (PNAE). Aborda-se sobre a interação entre as edificações, para que se possa atingir o sucesso da missão, incluindo requisitos mínimos de segurança durante o lançamento. Comenta-se sobre planejamento e coordenação de campanhas de lançamento de veículo de médio e grande porte. E, finaliza-se, com a apresentação das considerações finais, expondo sugestão para futuros trabalhos e as contribuições deste estudo.

O cálculo de cargas durante o desenvolvimento de aeronave é de extrema importância, pois além de dimensionar a estrutura, há impactos significativos no desempenho. Uma metodologia de cálculo de cargas da asa e da fuselagem de uma aeronave comercial a jato foi desenvolvida. Foram consideradas no presente trabalho condições de manobras e rajadas, condições estas estáticas, em voo e simétricas, e a estrutura da aeronave como rígida. Modelos de aerodinâmica, massa e de simulação foram elaborados e são entradas para os cálculos de cargas. Foi avaliado como o nível de fidelidade da modelagem aerodinâmica, a mais demandante em termos de tempo e custo de processamento, impacta nas cargas resultantes da configuração, comparando-se as cargas obtidas usando-se diferentes formulações para a elaboração do modelo aerodinâmico da aeronave. É feita a análise qualitativa do impacto das cargas calculadas sobre o peso estrutural com as diferentes formulações aerodinâmicas e, em última instância, sobre o desempenho da aeronave. Para tal, as condições estudadas são consideradas prováveis condições críticas para o dimensionamento dos referidos componentes, e são obtidas não somente as cargas aerodinâmicas, mas também cargas de inércia e concentradas. Foram calculados os envelopes de esforços cortantes e momentos fletores da asa e fuselagem a partir de quatro formulações diferentes, e considerando os resultados obtidos pela formulação RANS (a de maior fidelidade estudada) como referência para as comparações. Na busca por uma alternativa ao uso de RANS, nenhuma formulação de menor fidelidade obteve resultados similares em todos os pontos dos envelopes dos componentes. As diferenças encontradas podem não ser aceitáveis em fases de projeto nas quais as cargas calculadas servirão para o dimensionamento da estrutura.

Este trabalho apresenta o desenvolvimento do procedimento e do planejamento da campanha de ensaios em voo necessários para a certificação e a integração de cargas externas em uma aeronave militar. Mais especificamente, este trabalho apresenta como estudo de caso a aplicação da teoria de estabilidade de aeronaves para definir o conjunto de parâmetros necessários para avaliação da estabilidade dinâmica de uma aeronave militar com cargas externas. Em última análise, os parâmetros obtidos caracterizam grande parte das qualidades de voo da aeronave, exigidas em normas militares técnicas, para garantir o cumprimento da base de certificação e a certificação de integração (i.e. qualificação). Para melhor compreensão, uma breve explanação da estabilidade de aeronaves é realizada. Em seguida, a metodologia de ensaios em voo adotada é discutida, enfatizando os procedimentos de ensaios amplamente utilizados. Embora os ensaios em voo sejam executados de acordo com os procedimentos publicados (e.g. MIL STD), os riscos inerentes associados com esta campanha de ensaios em voo precisam ser avaliados por meio de ensaios de resposta dinâmica antes dos voos reais, e estes ensaios podem ser realizados através de ferramentas de análise de simulação. Este processo, executado com supervisão da autoridade de certificação, utiliza um aplicativo customizado desenvolvido pelo grupo de engenharia do IPEV com aplicação do MATLAB. Para a avaliação experimental, uma completa FTI, composta por um sistema de aquisição de dados em voo PCM, um gravador PCM, uma base de tempo GPS/IRIG-B e um conjunto de transdutores, é utilizada. A exatidão da medida da FTI depende principalmente dos procedimentos de calibração. Então, para minimizar a maior parte dos erros sistemáticos, os processos de calibração e de determinação de incerteza são realizados utilizando o sistema SALEV, que é totalmente compatível com a norma EA-4/02. A certificação é alcançada quando a operação da aeronave e do sistema integrado é cumprida e a segurança de voo não é prejudicada ou comprometida, como mostrado pelos resultados dos ensaios.