A análise do Efeito Solo ainda na fase preliminar do projeto ée importante devido ao impacto no desempenho em pista das aeronaves. O desempenho em pistas curtas ée um dos fatores primordiais na aceitação das aeronaves no mercado. No presente trabalho avalia-se e comparam-se diferentes metodologias para estimativa do efeito do solo durante o projeto preliminar de aeronaves comercias. Implementaram-se metodologias semi-empíricas: Torenbeek, DATCOM e ESDU, e o método da Linha Sustentadora Estendida. As metodologias implementadas são comparadas com dados de ensaios em túnel de vento. A partir da análise comparativa pretende-se verificar a aplicabilidade dos métodos de modo a definir-se um processo rápido e comprovado para estimativa do efeito solo nas aeronaves, ainda na fase preliminar do projeto.

O desenvolvimento do sistema de controle de vôo está diretamente relacionado ao desempenho, segurança e qualidade de vôo da aeronave. Há a necessidade da concepção de abordagens de controle que assegurem, de uma maneira eficaz, que estes requisitos sejam satisfeitos mesmo na presença de distúrbios, ruídos de medida e imprecisões na modelagem. Neste contexto, o presente trabalho propõe o uso de técnicas de otimização multi-objetivo para a sintonização de controladores empregando formulações preditivas baseadas em modelo. Adicionalmente, é proposta uma abordagem gráfica de análise do desempenho dessas técnicas de otimização e controle por meio da fronteira ótima de Pareto. Para o estudo de caso foi utilizado um modelo longitudinal de uma aeronave semelhante ao Airbus A-310 e verificou-se o desempenho de três abordagens de controle preditivo (formulações em espaço de estados não-incremental, incremental e não-incremental com erro acumulado) segundo os critérios de velocidade de resposta e sensibilidades ao ruído de medida e à turbulência atmosférica. O problema de otimização multi-objetivo foi resolvido por meio de duas técnicas (busca em grade e goal attainment), e as soluções foram comparadas através da análise gráfica baseada em fronteiras de Pareto. Os resultados obtidos indicam a superioridade do desempenho da formulação de controle preditivo em espaço de estados não-incremental com erro acumulado e do algoritmo de otimização goal attainment. Por fim, foi analisada a eficiência do controlador preditivo sujeito a restrições sobre as taxas de variações e excursões das variáveis de controle.

As técnicas de controle preditivo (MPC, do inglês Model Predictive Control) têm sido cada vez mais difundidas em vários setores industriais devido à capacidade de tratar sistematicamente restrições físicas e operacionais do processo. No entanto, formulações tradicionais de MPC não permitem lidar de forma explícita com incertezas presentes no modelo da planta, que podem ser oriundas do descasamento entre planta e modelo, da degradação de componentes ou, ainda, da ocorrência de falhas. Além disso, sua utilização envolve a solução de problemas de otimização em tempo real, o que pode impossibilitar seu uso em processos que possuem dinâmica rápida. Neste trabalho, investigou-se o uso de uma estratégia robusta de MPC para controle de um helicóptero didático de três graus de liberdade sujeito a restrições no nível de tensão aplicado aos atuadores e na excursão de um de seus estados. Tal estratégia se baseia no uso de Desigualdades Matriciais Lineares para construção de elipsóides invariantes assintoticamente estáveis, de modo que todas as otimizações possam ser realizadas antes da implementação do controlador em tempo real. Em ensaios realizados em bancada, a aplicação dessa formulação robusta possibilitou a estabilização do sistema durante a realização das manobras respeitando as restrições impostas.

Um projeto de lei de controle de voo é composto de várias fases. Cada fase, embora independente uma da outra, deve ser facilmente acessada e rapidamente modificada quando sua retomada for necessária. O sucesso de um projeto de controle de voo depende não apenas da flexibilidade das partes envolvidas no processo, mas da redução, em estágios futuros do desenvolvimento, de situações que demandem algum reprojeto (isto é, retorno a fases anteriores). Cada etapa passada que precisa ser refeita aumenta significativamente os custos do projeto. Entretanto, muitas características da aeronave não podem ser precisadas no momento exato de sua concepção, aumentando os riscos de reprojetos. Considerando a diversidade de critérios para avaliação das qualidades de pilotagem e o fato de que, frequentemente, projetistas utilizam esses critérios extrapolando suas definições originais, este trabalho sugere, dentre os critérios disponíveis, a adoção do critério de largura de banda e do critério C* para análise do maior número de topologias de controle possível. As avaliações são feitas em malha aberta e em malha fechada, considerando as variações das condições de voo, do CG e do atraso de tempo na malha de controle da aeronave. A contribuição deste trabalho está na proposta de opções que possam auxiliar na análise do projeto do sistema de controle como um todo em fases iniciais do desenvolvimento.

Um programa de simulação do desempenho em missão de uma aeronave em condições de vento e uma otimização de trajetória em cruzeiro foi desenvolvido para as análises deste trabalho. O algoritmo foi desenvolvido em MATLAB 6.5 e as simulações utilizaram um modelo de aeronave fictício. O algoritmo faz uso de integração numérica das equações diferenciais do movimento e trata a aeronave como um ponto de massa. O modelo de aeronave foi elaborado durante o projeto final do Programa de Especialização em Engenharia Aeronáutica, parceria entre a Empresa Brasileira de Aeronáutica (EMBRAER) e o Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA). Para a análise do impacto do vento no desempenho da aeronave, uma estimativa do incremento do arrasto teve que ser feita, levando em consideração a derrapagem da aeronave e as deflexões dos controles lateral e direcional da aeronave. Um algoritmo de otimização sem realimentação foi utilizado, este método consiste em expressar os controles como uma série de funções com parâmetros para serem otimizados. Os resultados obtidos com as simulações foram: os perfis de trajetória ótima de cruzeiro e de velocidade, o consumo de combustível e o tempo de missão. Com estes dados, uma análise comparativa entre as missões com e sem otimização de trajetória foi realizada.

The quest for comfort and mobility inside an aircraft is a daily concern. Today's designs are highly passenger-oriented, many times accepting performance losses as consequence of more spacious interiors. For wide-body twin-aisle aircraft there are a lot of solutions bringing an improved flying experience. On the other hand, the single-aisle paradigm for mid-size jets is far from being broken. The addition of one aisle in such aircraft would lead to a huge comfort and mobility improvement. Not only that, twin-aisle aircraft would have faster boarding and deplaning rates, diminishing the time on ground. Besides, the second aisle brings also cabin safety improvements. Considering that today everybody is seeking for performance gains, increasing the fuselage width to fit an extra aisle would seem to be running on the wrong way. However, the other intrinsic advantages might surpass these impacts and even lead the overall evaluation to a positive status. In order to measure and evaluate the impact of the addition of an extra aisle in mid-size short-range aircraft, a tradeoff analysis is conceived and described herein. Five main criteria are raised for the purpose of comparison. They are: comfort, accessibility, service, performance and cabin safety. Each analysis is presented along with its own criteria using distinct indicators. In the end, all results are compared. The differences, pros and cons are well depicted to the specific case study of mid-size short-range jets.

Em sistemas de controle aeronáutico, aeronaves flexíveis são aquelas cuja dinâmica estrutural possui freqüências próximas às de corpo rígido. Filtros estruturais do tipo notch são tipicamente implementados quando existe separação suficiente entre o modo de maior freqüência da dinâmica de corpo rígido e o modo de menor freqüência da dinâmica estrutural. Entretanto, para aeronaves que apresentam maior flexibilidade estrutural, os filtros citados não são efetivos no seu papel. Neste trabalho, é descrito um modelo da aeronave flexível B1, disponível na literatura, que integra as dinâmicas de corpo rígido e flexível. Um piloto automático de altitude para aeronaves flexíveis é projetado utilizando duas técnicas de controle robusto: HIFOO (H8 Fixed-Order Optimization) e Loop Shaping. Estas técnicas são apresentadas, discutidas e seus resultados, comparados.

Esta dissertação tem como objetivo principal realizar o projeto conceitual de um novo motor turbofan, a partir dos requisitos propostos para uma aeronave executiva de alto desempenho. De forma paralela, apresenta uma metodologia para o projeto conceitual de motores turbofan. A aeronave em estudo possui grande alcance e grande velocidade de cruzeiro e assim, o trabalho apresentado visa minimizar as dimensões físicas e o consumo específico do motor. A partir da recepção e interpretação dos requisitos, as principais variáveis do ciclo termodinâmico do motor, nominalmente a temperatura máxima da câmara de combustão, a razão de passagem, a razão de pressão do fan e a razão de pressão do compressor deste motor, são avaliadas através de análises paramétricas e um ou mais ciclos que atendam aos requisitos de consumo específico máximo são escolhidos. Na sequência, a vazão mássica de ar do motor necessária para o cumprimento dos requisitos de tração e as perdas em tração e consumo específico, resultantes da instalação deste motor na aeronave proposta, são calculadas. Por fim, um motor conceito é obtido e seus diagramas de tração máxima, consumo e tração específicas, vazão mássica máxima de ar e desempenho em condição de cruzeiro são apresentados. O trabalho faz uso extensivo das rotinas computacionais ONx e AEDsys, disponíveis em uma das referências bibliográficas, para facilitar o cálculo do desempenho do ciclo termodinâmico em seu ponto de projeto e fora deste.

Nesta dissertação é analisado o desempenho de uma aeronave turboélice com base de homologação FAR-23, visando à minimização do custo operacional. O desempenho é avaliado considerando a aeronave um ponto massa, com movimento restrito a um plano vertical, individualmente nos segmentos de subida, cruzeiro e descida. Definindo se um parâmetro operacional de desempenho ? (sigma) que relaciona os custos relativos ao tempo de vôo e consumo de combustível, valores de velocidades e altitudes ótimas de vôo são determinados. Adicionalmente são abordadas otimizações de cruzeiro relacionadas apenas ao alcance e à autonomia, além da subida com um perfil de ganho de energia maximizado. Todas as análises são efetuadas para condições de peso e altitude que varrem o envelope operacional da aeronave. Além disso, são considerados os efeitos relativos a ventos de cauda e de proa. Finalizando o trabalho os resultados obtidos são verificados aplicando se eles a um conjunto de missões, analisando o custo operacional e o alcance obtido.

Esta dissertação apresenta o desenvolvimento das primeiras etapas do projeto conceitual de uma aeronave de combate. Estas etapas compreendem a análise dos requisitos iniciais de desempenho; a definição das missões típicas a serem realizadas pela aeronave; o dimensionamento inicial; a estimativa dos coeficientes aerodinâmicos e uma análise preliminar de desempenho visando a verificação do atendimento dos requisitos.