Alguns setores da indústria aeronáutica encontram-se em fase de estudo para uma nova e muito exclusiva categoria de aviação executiva, designada por Ultra Rápida de Longo Alcance. Tais aviões seriam capazes de cruzar distâncias da ordem de 4.500 milhas náuticas em velocidades supersônicas, levando não mais do que 12 passageiros. Esta tendência, contudo, é ameaçada por um antigo problema que assola essa indústria desde sua infância: o ruído gerado durante as operações aeroportuárias. Neste caso agravado pelo sistema propulsivo adotado em aeronaves supersônicas. Este trabalho visa otimizar a trajetória de decolagem de um jato supersônico executivo hipotético, tendo como objetivo a minimização do Nível Efetivo de Ruído Percebido por um observador situado imediatamente abaixo à trajetória do avião, de acordo com os requisitos de homologação aeronáutica. As entradas de controle estudadas são somente de natureza aerodinâmica, o que é modelado pela variação do coeficiente global de sustentação (CL), segundo leis matemáticas de parametrização. O modelo adotado para o ruído total da aeronave assume o jato de exaustão dos motores como a fonte acústica dominante.

Este estudo tem por objetivo apresentar uma análise de viabilidade para uma atualização opcional do Sistema de Alerta de Proximidade ao Solo Melhorado (EGPWS) das aeronaves da frota da TAM Linhas Aéreas S/A. A atualização considerada é através da implementação dos módulos de software SmartLanding e SmartRunway desenvolvidos pela Honeywell International Inc. A demonstração da viabilidade é feita por meio da análise e avaliação da segurança operacional, fundamentada na aplicação do Método de Gerenciamento de Riscos, seguindo os processos preconizados pela Organização de Aviação Civil Internacional (ICAO). No contexto da avaliação, o sistema EGPWS é considerado como uma das defesas contra os principais exceedances monitorados pelo sistema de segurança operacional da Empresa. A atualização é tratada como uma proposta de medida mitigadora dos riscos de incursão e excursão de pista com a finalidade de diminuir a probabilidade de um incidente ou acidente aeronáutico durante aproximação, pouso, decolagem, taxi-in e taxi-out. Como resultado, concluiu-se que um êxito completo e confiável do resultado da atualização depende de ajustes corretivos prévios ou concomitantes das outras defesas contra os principais exceedances que levam as aeronaves a aproximações não estabilizadas. Uma finalidade adicional do trabalho é servir de auxílio à tomada de decisão pró-segurança de voo com respeito a atualização do sistema EGPWS, não somente das aeronaves da frota da TAM Linhas Aéreas S/A, mas também de outras aeronaves de aviônica compatível de qualquer empresa de transporte aéreo, a um baixo valor da razão custo/benefício.

A finalidade é projetar e validar um sistema de controle capaz de conduzir, de maneira eficiente uma aeronave durante a decolagem, sem impactar o conforto dos passageiros e respeitando critérios estabelecidos para robustez e qualidade de vôo. A fase de decolagem é dividida em sub-fases, de arredondamento e de subida. Além da dinâmica tradicional da aeronave, foram considerados efeitos característicos da decolagem, tais como: efeito de solo, configuração de trem de pouso e configuração dos flaps. Também foi feito um estudo sobre a dinâmica inversa da decolagem para a sub-fase de arredondamento, com a finalidade de obtenção do comando em taxa de arfagem, a ser utilizado pelo sistema de controle. A partir de então se deu o projeto do cálculo dos ganhos dos controladores, através do modelo linearizado da aeronave. Os ganhos foram calculados utilizando os critérios ITAE (Integral Time Absolute Error), para o arredondamento, e IAE (Integral Absolute Error), para a subida. Ainda para o cálculo dos ganhos dos controladores, foram utilizadas restrições que moldam a performance dos controladores, além de restrições para robustez do sistema. Para a sub-fase de arredondamento, de curta duração, um controlador do tipo PI (proporcional integral) se mostrou eficiente para dar uma boa resposta da aeronave para o comando em taxa de arfagem. Já na sub-fase de subida foi utilizado um piloto automático de altitude e outro de velocidade, e, para tanto, foram utilizados controladores do tipo PID (proporcional integral derivativo) e PI, respectivamente. Com o sistema de controle desenvolvido, ele foi integrado ao modelo não linear da aeronave e, então, foi verificada a performance dos controladores projetados para a fase completa de decolagem, com atenção especial à transição entre as sub-fases. Por final, são avaliados importantes critérios de qualidade de vôo e de estabilidade, assim como testes desenvolvidos especificamente para avaliar a robustez do sistema.

Ameaças comuns a aeronaves de qualquer perfil de missão são as fases de decolagem e pouso. Embora grande atenção seja dada nessas fases terminais ao desempenho da aeronave, qualidade de vôo e limitações associadas a ventos cruzados, as características dinâmicas da corrida de pouso normalmente são ignoradas. Diversos parâmetros interferem na dinâmica de solo da aeronave, tais como peso, posição do CG, pressão dos pneus, configuração aerodinâmica, coeficiente de amortecimento dos amortecedores, rigidez dos trens de pouso, efeito solo, inclinação da pista e coeficiente de atrito. Além de todas essas variáveis, o acoplamento dinâmico entre os amortecedores e compressão dos pneus e as mudanças nas forças aerodinâmicas causadas pela alteração da atitude da aeronave podem resultar em um comportamento inesperado da dinâmica de solo da aeronave. O desenvolvimento de um modelo de 6 graus de liberdade de uma aeronave regional no solo com trem de pouso do tipo triciclo com comando direcional no trem de pouso de nariz é apresentando. O modelo proposto apresenta acoplamento entre o modelo aerodinâmico da aeronave e dos trens de pouso, os quais são modelados como um sistema de 2 ordem (massa, mola e amortecedor) de 1 grau de liberdade. Simulações em malha aberta são executadas de forma a se verificar de forma qualitativa o comportamento e acoplamento dinâmico do modelo sob diversas condições de velocidade e manobras no solo. Posteriormente, uma lei de controle é criada e testada sob condições adversas, como rajadas de vento e despressurização de um pneu.

Esta dissertação apresenta o desenvolvimento da teoria de dinâmica de voo e o conceito de controle a ser aplicado na modelagem e simulação de voo de um VANT com decolagem e pouso vertical proposto. Um conceito de aeronave de asa semi-tandem é projetado e os coeficientes aerodinâmicos, propriedades inerciais e parâmetros de controle são estimados, o que permitiu a implementação da teoria proposta. O modelo fez uso das equações de movimento multi-corpos onde a aeronave é dividida em partes de forma que a asa, o estabilizador horizontal e os rotores sejam entidades independentes. Além disso, o sucesso da fase de transição de voo pairado para cruzeiro e de cruzeiro para voo pairado pode ser verificado se houver a possibilidade da aeronave trimar ao longo do regime de velocidades de voo, em outras palavras, se houver uma combinação de estados de movimento que mantenha a aeronave estável do voo pairado para a condição de cruzeiro. Assim, as curvas de trimagem que expressam os estados são calculadas usando a minimização de uma função de custo envolvendo a soma dos quadrados de alguns dos estados de movimento, definidos pelas equações de movimento mencionadas anteriormente. Tal minimização é realizada usando o algoritmo Simplex Sequencial. Além disso, é apresentada uma estratégia de controle que estabiliza a aeronave durante a transição de voo pairado para configuração de cruzeiro, que é testada em simulação computacional de um voo longitudinal acelerado e desacelerado, ou seja, de voo pairado para cruzeiro e de cruzeiro para voo pairado. Finalmente, um protótipo da aeronave estudada é apresentado. / This thesis presents the development of the flight dynamics theory and control concept to be applied in the modeling and flight simulation of a proposed VTOL UAV. A semi-tandem wing aircraft concept is designed and the aerodynamic coefficients, inertial properties and controls parameters are estimated, which allowed the implementation of the proposed theory. The model made use of the multi-body equations of motion where the aircraft is divided in parts so that the wing, horizontal stabilizer and rotors are independent entities. Additionally, the success of the transition phase from hovering to cruise and from cruise to hovering can be verified if there is the possibility of the aircraft to trim along the flight speed regime, in other words, if there is a combination of states of motion that keep the aircraft stable from hover to cruise condition. So, the trim curves expressing the states are computed using the minimization of a cost function involving the sum of the squares of some of the states of motion, defined through the equations of motion previously mentioned. Such minimization is performed using the Sequential Simplex algorithm. Moreover, a control strategy that stabilizes the aircraft while it transitions from hovering to cruise configuration is presented, which is tested in computer simulation of an accelerated and decelerated longitudinal flight, that is, from hovering to cruise condition, and from cruise to hovering condition. Finally, a prototype of the aircraft studied is presented.

Esta dissertação apresenta o desenvolvimento da teoria de dinâmica de voo e o conceito de controle a ser aplicado na modelagem e simulação de voo de um VANT com decolagem e pouso vertical proposto. Um conceito de aeronave de asa semi-tandem é projetado e os coeficientes aerodinâmicos, propriedades inerciais e parâmetros de controle são estimados, o que permitiu a implementação da teoria proposta. O modelo fez uso das equações de movimento multi-corpos onde a aeronave é dividida em partes de forma que a asa, o estabilizador horizontal e os rotores sejam entidades independentes. Além disso, o sucesso da fase de transição de voo pairado para cruzeiro e de cruzeiro para voo pairado pode ser verificado se houver a possibilidade da aeronave trimar ao longo do regime de velocidades de voo, em outras palavras, se houver uma combinação de estados de movimento que mantenha a aeronave estável do voo pairado para a condição de cruzeiro. Assim, as curvas de trimagem que expressam os estados são calculadas usando a minimização de uma função de custo envolvendo a soma dos quadrados de alguns dos estados de movimento, definidos pelas equações de movimento mencionadas anteriormente. Tal minimização é realizada usando o algoritmo Simplex Sequencial. Além disso, é apresentada uma estratégia de controle que estabiliza a aeronave durante a transição de voo pairado para configuração de cruzeiro, que é testada em simulação computacional de um voo longitudinal acelerado e desacelerado, ou seja, de voo pairado para cruzeiro e de cruzeiro para voo pairado. Finalmente, um protótipo da aeronave estudada é apresentado. / This thesis presents the development of the flight dynamics theory and control concept to be applied in the modeling and flight simulation of a proposed VTOL UAV. A semi-tandem wing aircraft concept is designed and the aerodynamic coefficients, inertial properties and controls parameters are estimated, which allowed the implementation of the proposed theory. The model made use of the multi-body equations of motion where the aircraft is divided in parts so that the wing, horizontal stabilizer and rotors are independent entities. Additionally, the success of the transition phase from hovering to cruise and from cruise to hovering can be verified if there is the possibility of the aircraft to trim along the flight speed regime, in other words, if there is a combination of states of motion that keep the aircraft stable from hover to cruise condition. So, the trim curves expressing the states are computed using the minimization of a cost function involving the sum of the squares of some of the states of motion, defined through the equations of motion previously mentioned. Such minimization is performed using the Sequential Simplex algorithm. Moreover, a control strategy that stabilizes the aircraft while it transitions from hovering to cruise configuration is presented, which is tested in computer simulation of an accelerated and decelerated longitudinal flight, that is, from hovering to cruise condition, and from cruise to hovering condition. Finally, a prototype of the aircraft studied is presented.