Este trabalho apresenta um sistema de controle de estruturas flexíveis (placas) fazendo uso de um torque desenvolvido por uma planta hidráulica. A estrutura flexível está montada em um mancal hemisférico a gás, construído no ITA para medidas de propriedades de massa, que flutua sobre um colchão de ar e gira com atrito desprezível, posicionando a placa em uma determinada posição angular. A atuação do torque excita diversos modos de vibrações da placa, possibilitando identificar diversos parâmetros dinâmicos das plantas hidráulica e flexível. Por outro lado, a ação de um controlador analógico ou digital na malha de controle, permite gerar um torque para minimizar as amplitudes máximas dessas vibrações, quando a placa estiver oscilando em torno da posição desejada. Seguindo os conceitos da Engenharia Mecatrônica, o modelo completo de todos os sistemas (elétrico, mecânico translacional, mecânico rotacional, hidráulico e flexível) foi obtido pela técnica dos grafos de ligação (Bond Graphs), de forma a ser apresentado em uma linguagem gráfica, unificada. Foram gravados e analisados os dados de ensaios para a identificação do sistema, para posterior validação do modelo analítico escrito no Espaço de Estados. Finalmente, para ressaltar, depois do uso do Princípio de Hamilton para obtenção das equações do movimento da placa e da aplicação do método dos modos assumidos, as equações obtidas são apresentadas na linguagem de grafos de ligação, por um modelo inédito de placas flexíveis, útil para projetos de sistemas de controle no Espaço de Estados. Este modelo pode ser utilizado facilmente com softwares recentes, como o "20_sim" e "CAMP/G".

Trens de pouso são dispositivos sofisticados com funções importantes às aeronaves, responsáveis pela absorção de choques, frenagem e manobras. Para tanto o conhecimento antecipado de seu comportamento durante o pouso se faz necessário. Essa caracterização é realizada através de ensaios de queda e análises computacionais capazes de simular diversos cenários.Um modelo computacional realista de trem de pouso é requerido para simulações digitais projetadas para predizer a dinâmica do sistema em resposta à energia provida no momento do toque. Estas simulações geram equações que modelam o comportamento dinâmico do sistema, cargas aerodinâmicas, choques e reações. A flexibilidade deve ser incluída nos modelos computacionais de modo que o modelo aproxime-se ao máximo de um trem de pouso real, garantindo maior precisão dos resultados. Como refinamento desses modelos este trabalho propõe a inclusão da estrutura flexível criada num software de análise de sistemas multicorpos utilizando os modos normais de vibração e estáticos (modos de Craig-Bampton) obtidos de um modelo de elementos finitos do corpo. Utilizou-se o software DADS na modelagem de sistemas multicorpos e o ANSYS para elementos finitos. Os resultados demonstram a importância de se avaliar os efeitos da flexibilidade estrutural nos esforços desenvolvidos durante o pouso.

O trabalho apresenta a implementação de redes neurais para controle de estruturas flexíveis unconstrained, com o intuito de realizar o controle ativo das vibrações induzidas pelo controle de posição. Os estudos experimentais estão sendo realizados no laboratório de dinâmica ITA-IEMP, utilizando uma estrutura multicorpo composta por dois apêndices flexíveis engastados a um cubo central, acionado por um motor DC. A aquisição de dados é realizada através de dois acelerômetros piezoelétricos localizados nas extremidades dos apêndices, dois extensômetros colocados ao longo dos apêndices em pontos conhecidos, um sinal tacométrico e um potenciômetro para medir a posição angular do cubo. A estrutura de controle adaptativo inverso utilizada foi a Feedback-Error-Learning. Esta abordagem utiliza a saída de um controlador feedback (previamente sintonizado e com parâmetros fixados) para adaptar uma rede neural linear que atua como um controlador feedforward. Mostramos que, sob certas condições, a rede neural converge para o modelo dinâmico inverso atrasado da planta e gradualmente passa a exercer a maior parte da ação de controle.

Foram modeladas matematicamente as vibrações que ocorrem em vigas flexíveis com bloco deslizante, como um sistema dinâmico com restrição, através de uma abordagem Lagrangiana. Para tanto, considera-se uma viga de Euler-Bernoulli, linear, elástica, que sofre pequenos deslocamentos. Trata-se a viga flexível com o bloco que desliza sobre a mesma e ao longo de seu comprimento como um sistema multicorpos, levando-se em consideração a inércia de translação e de rotação do bloco. A deflexão da viga é discretizada utilizando o Método dos Modos Assumidos. As equações de Lagrange são utilizadas na obtenção de equações de movimento, que são dadas por um sistema de equações diferenciais, de segunda ordem e algébricas, de restrição dos corpos em estudo. Estuda-se a contribuição dos modos de deformação estática, juntamente com a tradicional abordagem via modos dinâmicos.

A flexão é um problema já há muito conhecido pelos engenheiros e cientistas. A evolução dos aviões e veículos espaciais exigiu que estes se tornassem cada ver mais leves, mas isto fez com que a rigidez estrutural fosse sacrificada. Por isso, a flexão deixou de ser um problema a ser evitado, e passou a ser assunto comum em projetos atuais, sendo necessário conhecê-la, para decidir posteriormente se é necessário realizar o seu controle, ou simplesmente filtrá-la para que esta não interfira nas leituras dos sensores da aeronave ou do foguete em questão. O que este trabalho objetiva é apresentar uma metodologia de ensaios em mesa rotativa para excitação dos modos flexíveis de um corpo qualquer, e medir as frequências de ressonância e os coeficientes de amortecimento deste através do uso de extensômetros. Como exemplo, as técnicas foram aplicadas a duas barras de aço e foram coletados resultados que possuíam qualidade suficiente para construir um conjunto de polinômios que descrevesse o comportamento dinâmico dessas barras.

This work deals with several computational methodologies for the aeroelastic study of flexible aircraft wings on a preliminary design phase. An in-house vortex lattice method code named VLM4FW has been implemented with correction of sidewash and backwash effects to take into account the aeroelastic deformation of the wing in bending and torsion. In addition, corrections on the spanwise distribution of induced drag based on the cross-flow energy in the wake have been included. This code has been also programmed to be coupled in a co-simulation scheme with Abaqus for aeroelastic geometrical non-linear simulations and compute steady flight loads. Then, based on the deformed wing configuration new natural frequencies and mode shapes are extracted in MSC.Nastran with the solution sequence SOL 103. Flutter studies are next performed using the ZONA6 g-Method in ZAERO to analyze the dynamic aeroelastic instability and evaluate the results compared to the undeformed initial wing shape. Several case studies have been adopted to validate the VLM4FW program with rigid and flexible wings, such as the AE-249 and GNBA aircraft. Depending on the wing aspect ratio and flexibility, the results obtained give a clear idea of how important is the deformed configuration for the study of dynamic aeroelastic instabilities. The fact of considering the initial wing shape to perform a flutter analysis can lead to large errors in the estimated critical speeds, and even worse, overestimate the real values. Flutter analyses based on geometrical nonlinear deformed wings are assumed to be conservative for the preliminary design condition and are expected to provide better results as technological advances introduce higher aspect ratios on very flexible wings.

À medida que a separação de freqüências entre os modos de corpo rígido da aeronave e os modos de vibração estrutural torna-se mais estreita, o tratamento tradicional da mecânica do vôo da aeronave considerada como corpo rígido pode não ser eficiente. Neste trabalho é apresentado um panorama sobre o tratamento da aeronave como corpo deformável, tanto em termos da dinâmica do vôo como do projeto de sistemas de controle. As equações do movimento tridimensional da aeronave são determinadas através do enfoque da mecânica lagrangeana. As cargas aerodinâmicas incrementais que aparecem devido à vibração são modeladas através da teoria das faixas, com hipótese quase-estática e em regime incompressível. A dinâmica estrutural é determinada através da técnica de decomposição modal. Desta forma, a influência da vibração sobre o carregamento aerodinâmico é determinada em termos de derivadas de estabilidade estruturais generalizadas. O projeto de sistemas de aumento de controle para aeronaves flexíveis é então abordado. A dinâmica estrutural é considerada como incerteza da planta nominal de corpo rígido ou como perturbação de entrada. A aplicação do método H8 para o projeto de controladores de estrutura fixa é então estudada segundo duas diferentes metodologias. Os projetos também contemplam a rejeição a entradas de rajada, segundo modelo estocástico de Dryden.

Sistemas manipuladores flexíveis apresentam muitas vantagens sobre os sistemas tradicionais (manipuladores com braço rígido). No entanto, sua utilização em diversas áreas industriais não tem sido favorecida devido às dificuldades no controle destes manipuladores flexíveis. Esta tese apresenta um estudo teórico da modelagem e caracterização de um sistema manipulador com dois elos flexíveis. O produto desta modelagem, obtida através do Maple é usado para simular o sistema manipulador com dois elos flexíveis no software do MATLAB. Os resultados práticos são obtidos a partir da montagem experimental em conjunto com o software do dSPACE e do MATLAB, estes programas são utilizados para tratamento dos sinais coletados da planta. Após a obtenção dos resultados teóricos e experimentais é feita uma análise comparativa não paramétrica com o objetivo de verificar a precisão associada ao modelo não paramétrico obtido na teoria. A modelagem do sistema é baseada no método dos modos assumidos, obtendo-se os dois primeiros modos de vibração para os dois elos flexíveis utilizados no experimento.

This Doctorate Thesis concerns optimum control of flexible aircraft. Models of a conceptual flexible aircraft are developed for control applications. A general model following problem via output feedback is developed and applied to the conceptual aircraft. The models are determined for 3 aircraft variants with increasing flexibility. The aerodynamics of flexible body is given by the Doublet Lattice method. The dynamics of the flexible structure is obtained via modal superposition. Controllability measures, given from control amplitude and rate constraints, are evaluated. Stabilization of flexible modes is performed via static output feedback. Control channels are defined with support of modal controllability and observability indexes. These applications contribute to determine the configuration of control surfaces. In order to treat the control of flexible aircraft, a rigid body approximation is proposed as the reference model. A general problem is posed, that consists in the determination of an optimum quadratic nonlinear output feedback for nonlinear plant and reference model, in order to approximate the input-output behavior of the reference model, for given performance outputs. Novel optimum and sub-optimum results, involving time variant and invariant linear state and output feedback and nonlinear time invariant output feedback, via neural networks, are developed. All these results are applied to the nonlinear model of conceptual aircraft and respective linear approximation, with comparisons among them. The efficiency and efficacy of the results are shown, and the importance of the nonlinear control is evidenced.

The objective of this work is to investigate the flutter phenomena experimentally, which will unify high aspect ratio wings design for wind tunnel flutter tests (Dowell and Tang, 2002), cheaper aeroelastic models construction and a procedure used by Sheta, Harrand, Thompson and Strganac (2002) to identify the flutter onset power spectral density versus the frequency. Initially, an experimental model developed by Dowell and Tang (2002) has been considered as a baseline model and, from this point, two new models with different wing configurations were determined, including the slender body at wing's tip, which is the idea extracted from Dowell's work, so that the torsion and bending modes are coupled (torsional moment of inertia reduction). The aeroelastic model can be divided into two parts: First, the wings structural dynamic models are computed using the finite element method implements in NASTRAN solver. sequently, ZAERO software is employed to compute the aeroelastic model. Unsteady aerodynamic loading is computed through a lifting surface interference method known as ZONA 6. The wing models defined as test beds will be constructed and tested in different wind tunnels, including open and closed tests section types. The power spectral density approach might be employed as a way to identify flutter. The output signal from an accelerometer placed in the wing structure allows, through its power spectral density computation, the identification of flutter onset condition and the corresponding undisturbed flow speed. The PSD function increase means flow energy extraction, a condition to have flutter. Experimental flutter speeds are close to the theoretically computed ones by ZAERO. From these observations, it is possible to validate the aeroelastic theoretical model in a small disturbance context. After flutter onset , the limit cycle oscillations are observed, fed by freestream energy extraction. The aeroelastic models under investigation in this research are excellent models for nonlinear aeroelastic phenomena behavior study.