O presente trabalho trata do estudo de uma técnica de controle de sistemas aplicada ao problema do vôo em seguimento de terreno de uma aeronave de grande porte. O problema em si surgiu devido à invenção do radar e do míssil terra-ar, criando a necessidade da aeronave se esconder, voando baixo e usando o relevo como escudo. Muitos equipamentos e aeronaves foram desenvolvidos para realizar a tarefa, sendo alguns apresentados neste texto. Existem critérios de QDV - qualidade de vôo - específicos para o vôo em seguimento de terreno, a maioria criados na década de 1960, sendo eles considerados como requisitos neste estudo. Os métodos tradicionalmente utilizados para realizar a tarefa são apresentados, sendo feita uma revisão da bibliográfica existente. O modelo de aeronave usado é o Boeing 747-100, tendo os seus coeficientes de estabilidade e controle levantados e o modelo matemático construído no Matlab/Simulink, sendo então linearizado para a aplicação da técnica de controle em estudo. Os requisitos para o sistema de controle projetado são então explicitados, sendo extraídos, basicamente, dos critérios de qualidade que são apresentados neste trabalho. A técnica de controle aplicada ao problema é uma malha interna que usa uma estrutura de controle de dois graus de liberdade de Kreisselmeier, criando um CAS - sistema de aumento de controle - de aceleração normal, e uma malha externa de controle de altitude que usa um controlador do tipo avanço de fase. Alguns critérios de QDV são aplicados ao sistema controlado, tendo apresentado bons resultados para condições de vôo favoráveis (baixa massa e alta velocidade), enquanto que em condições menos favoráveis (maior massa e menor velocidade) os resultados dos testes de QDV variaram de aceitáveis até insatisfatórios. Um terreno também é gerado para realizar o teste de performance na tarefa de seguimento de terreno, sendo que os resultados atingidos são bastante bons, conseguindo o sistema seguir a trajetória de referência para todos os casos, exceto no de maior massa e menor velocidade.

O desempenho em pista de aeronaves é de extrema importância para o sucesso do projeto, pois ele pode limitar a operação da aeronave, dependendo do comprimento da pista dos aeroportos. Para aeronaves da aviação executiva, o sucesso de vendas guarda uma relação direta com esses parâmetros, já que as mesmas podem atender um número maior de aeroportos e/ou operar com maior variedade de combinações de carga paga e combustível carregados, tornando a aeronave muito mais versátil. Com essa premissa em mente, se torna importante a obtenção da estimativa do comprimento de pista para decolagem e pouso nas fases iniciais do projeto aeronáutico, possibilitando tempo, à baixo custo, para que se possa corrigir qualquer problema que possa comprometer o desempenho da aeronave. As manobras que determinam a velocidades mínimas de decolagem e velocidades mínimas de controle em solo são as escolhidas para serem estudadas, dada a importância que possuem no dimensionamento da empenagem da aeronave. As principais dificuldades na estimativa dessas velocidades são a obtenção dos dados aerodinâmicos sob efeito solo e das características dinâmicas do trem de pouso. Portanto decidiu-se concentrar o estudo na sensibilidade de alguns parâmetros aerodinâmicos a fim de melhor direcionar os trabalhos de modelagem.

O presente trabalho visa determinar, via análises de dados de túnel de vento, o impacto aerodinâmico em arrasto da instalação de dispositivos de ponta de asa em uma aeronave transônica de transporte moderna, para averiguar o ganho atingido com os atuais métodos de projeto de winglets. São comparados 3 dispositivos de ponta de asa, em uma campanha de ensaios em túnel. Os ensaios foram realizados à pressão total constante, fazendo o uso dos mesmos suportes, e realizando as mesmas variações no escoamento. Os dados colhidos em diversas rodadas de túnel foram então analisados procurando estabelecer qual a influência de cada dispositivo sob o arrasto da aeronave, em regimes subsônicos e transônicos. As comparações puderam estabelecer que o atual estado da arte oferece reduções significativas de arrasto em cruzeiro, proporcionando melhorias no alcance e outras características de desempenho da aeronave, vindo a comprovar a teoria e os dados históricos de desempenho destes dispositivos.

O desempenho satisfatório de uma aeronave depende do bom desempenho de sua instalação motora e do projeto aerodinâmico. No entanto, as informações descrevendo as características de desempenho de motores instalados em uma aeronave são, na maioria das vezes, restritas ao fabricante/país desenvolvedor da tecnologia. Alguns indicadores da condição de desempenho de helicópteros e sua instalação motora são a potência de saída e o combustível consumido pelo motor. Usualmente, as informações de desempenho do motor são obtidas a partir de ensaios em bancada, ou seja, no solo, onde, na maioria das vezes as perdas de instalações não são representativas daquelas observadas em voo. Esta pesquisa tem como objetivo geral estimar o desempenho em voo de motores turbo-eixo instalados em helicópteros. Para atingir este propósito, o H-225M da fabricante Airbus é utilizado como helicóptero-exemplo. Os objetivos específicos deste estudo são: (i) determinar os parâmetros aerodinâmicos e propulsivos influentes no desempenho da instalação motora em sua plataforma final (helicóptero); (ii) elaborar um experimento para a coleta de dados de desempenho em voo; (iii) analisar os resultados utilizando Análise de Variância (ANOVA); (iv) obter um modelo matemático para o consumo e potência de saída do motor e verificar a capacidade de previsão deste modelo aos resultados experimentais. O método apresentado nesta pesquisa permite estimar, monitorar e simular o torque de saída e o consumo de combustível pelo motor mesmo em condições de potências parciais aplicadas, independente da condição de voo. O resultado pode ser utilizado ainda na produção de gráficos de consumo e potência do motor no voo à frente para o manual de operação de um helicóptero.

Normalmente, quando um avião é certificado para condições de "ditching" segundo o FAR25, ou é feito um teste com modelo em escala ou é usado dados de um outro avião similar já certificado para mostrar o atendimento aos requisitos. Às vezes, não há dado disponível para provar por similaridade e, portanto, o teste com modelo em escala se faz necessário, mas é bem conhecido que um teste de "ditching" custa tempo e dinheiro. Então, para evitar ou minimizar estes custos, decidiu-se por utilizar um programa de fluido-estrutura (Dytran) para simular um avião em condições de "ditching". Baseado em experiência anterior, o primeiro resultado da simulação estava coerente uma vez que o avião apresentou o comportamento de levantar o nariz. Porém as acelerações e a distribuição de pressão não estavam totalmente usáveis devido a um certo ruído numérico nos resultados. Como os resultados puros no CG - deslocamentos e rotações - estavam consistentes, foi aplicado o método de mínimos quadrados com restrições para encontrar as novas velocidades e acelerações suavizadas e, conseqüentemente, as forças e os momentos de contato teóricos no CG. Depois, foi elaborado um procedimento usando técnicas de suavização para tratar a distribuição de pressão original para todos os painéis do avião de tal forma que os esforços de contato resultantes fossem iguais aos teóricos. Finalmente, com os resultados filtrados, foram obtidos diagramas de esforços mais realísticos para alguns componentes do avião (fuselagem, asa e motor) e, assim, eles puderam ser comparados com os seus envelopes de carga final. Desta forma, será possível prever a seqüência de eventos, ou seja, qual componente vai quebrar primeiro ou ainda, com análises adicionais, será possível estabelecer a melhor combinação entre velocidade e ângulo de ataque para um procedimento de "ditching" mais seguro.

O estudo se inicia com a definição dos conceitos da decolagem na qual se descrevem as fases da decolagem e as várias velocidades de referência regulamentadas pelo FAR 25. Segue-se o estudo com o modelamento matemático da decolagem através das equações que descrevem o movimento longitudinal da aeronave. Fazem-se, em seguida, simplificações do modelo longitudinal e, finalmente, comparações entre os resultados dos modelos. Os resultados obtidos desse modelo são as distâncias de decolagem e de aceleração e parada nas condições monomotora e bimotora. No modelo longitudinal são levados em consideração os coeficientes de estabilidade longitudinal do avião, enquanto que no modelo simplificado esses valores não são necessários. Porém, neste último, são necessários dados de ensaio em vôo do avião para que seja possível o cálculo da distância na fase de transição da decolagem. O principal objetivo é a comparação entre os resultados do modelo longitudinal que descreve a dinâmica do avião e os resultados do modelo simplificado, durante a decolagem. O modelo simplificado apresentou resultados satisfatórios, pois as distâncias de decolagem foram calculadas com dados de ensaios em vôo, ou seja, são resultados que refletem diretamente o desempenho real da aeronave. No modelo longitudinal observou-se, pelas variáveis ângulos de ataque, de arfagem e de trajetória, que a técnica de pilotagem é um parâmetro que afeta bastante a estabilidade da aeronave durante a decolagem. Foi necessário implementar um controlador PID para simular a técnica de pilotagem e garantir a convergência em termos de estabilidade do avião. Na comparação dos resultados observou-se que os dois modelos apresentam diferenças nas distâncias dos subtrechos do processo de decolagem, tanto no caso monomotor e bimotor. Essas diferenças podem ser atribuídas principalmente por não se considerar o efeito solo no modelo longitudinal. Além disso, no caso monomotor, não se considerou a assimetria de tração, que é um fator importante na dinâmica látero direcional do avião. Os estudos podem ser aprimorados em trabalhos futuros com a implementação do efeito solo e da modelagem da dinâmica látero direcional do avião.

The influences of bypass ratio variation of turbofan engines in airplane runway performance are investigated more deeply in this work utilising a take-off analysis software developed by Ishizuka (2003). An initial study was carried out by Mourão, Negrão and Barbosa (2003). The results are analysed and discussed according to the operational feasibility of operators and technical feasibility of engine manufacturers. The analysis is based on comparisons of gains/losses in take-off distance, accelerate-stop distance and take-off weight for a range of bypass ratio values. Also, suggestions for future studies and researches are given his document is intended also to provide satisfactory background information of the take-off process and its mandatory regulations (FAR Part25, 1998) as much for commercial airplanes as for military airplanes. The aim is to contribute to readers' knowledge interested instudying more deeply the particularities of this specific flight phase and improving its operational safety.

O trabalho consiste na implementação e na análise da lei de controle TECS (Total Energy Control System) em sistemas de automanete. Objetivando-se estabelecer uma comparação de desempenho, foram implementados, ainda, mais dois tipos de controladores (de velocidade e de ângulo de trajetória) baseados em leis de controle convencionais. Os modelos não-linear e linear e as topologias de controle utilizadas foram desenvolvidas através do software MatLab/Simulink (versão R13). Os ganhos dos controladores foram encontrados por meio de algoritmos de otimização, baseados nos índices de desempenho comumente utilizados na indústria aeronáutica. Visando-se a praticidade no manuseio dos modelos aeronáuticos em estudo, foi desenvolvida também uma ferramenta de interface com o usuário, capaz de demonstrar o comportamento dos modelos longitudinais de duas aeronaves conhecidas no mercado, em três pontos distintos do envelope de vôo.

O objetivo deste trabalho ée criar um fluxo de processos referentes às disciplinas aeronáuticas utilizadas no projeto preliminar de aeronaves e utilizar esse fluxo para análises e otimizações multidisciplinares. Foram consideradas as disciplinas de Peso e Centragem, Aerodinâmica, Estabilidade e Controle e Desempenho. Na disciplina de peso e centragem foram utilizados modelos semi-empíricos para a estimativa de peso de componentes, no cálculo aerodinâmico foi utilizado um código de potencial completo com correção de camada limite para análise de configurações asa-fuselagem, em desempenho foram utilizados modelos semi-empíricos para cálculo de consumo de combustível e distância de decolagem e, finalmente, em estabilidade e controle foram utilizadas simplificações consagradas na literatura para realizar uma análise simplificada da qualidade de vôo da aeronave. Também foi considerado nesta disciplina o efeito proporcionado por um sistema de aumento de estabilidade de simples arquitetura. Foram realizados diferentes estudos de caso nos quais as variáveis de projeto e os métodos e critérios de otimização eram modificados a fim de observar a resposta do modelo. Reduções de atée 6% no consumo de bloco foram obtidas, resultado que pode ser considerado bastante expressivo. Entretanto, alguns resultados mostram-se relativamente irreais quando comparado à aeronaves de mesma categoria e alguns estudos adicionais foram propostos a fim de validar esse procedimento para aplicações industriais.

Dois programas de simulação do desempenho em missão de uma aeronave foram desenvolvidos para as análises deste trabalho. O primeiro adota uma abordagem quase-estática, tendo como base as equações da dinâmica que determinam o equilíbrio pontual da aeronave em uma dada condição de vôo. O segundo faz uso da integração numérica das equações diferenciais do movimento. Em ambos os casos, os modelos de desempenho utilizados tratam a aeronave como um ponto de massa, e acompanham seu movimento sobre um plano vertical imaginário (x-z). Rotinas de integração foram desenvolvidas para automatizar as constantes iterações associadas ao cálculo do desempenho em missão. Apesar de terem sido concebidos para uma utilização abrangente, e de serem válidos para qualquer modelo de aeronave, os programas foram aplicados a uma aeronave airliner, destinada ao transporte de passageiros em limites intra-continentais, cujo projeto foi elaborado durante o Programa de Especialização em Engenharia Aeronáutica e Mecânica (PEE), mantido pela Empresa Brasileira de Aeronáutica (Embraer) e pelo Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA). A missão estudada envolve as fases de subida, cruzeiro, descida e espera, com nove condições de contorno distintas - entre elas velocidade equivalente constante, número de Mach constante, velocidade calibrada constante, aceleração, desaceleração, taxa de descida constante e altitude constante (sendo algumas dessas condições consideradas em conjunto para um mesmo segmento de vôo). Análises comparativas foram realizadas, tanto nos segmentos de vôo em separado quanto na integração completa da missão, com os resultados de bloco e do diagrama carga paga - alcance. Procura-se, com o apoio dessas análises, indicar vantagens e desvantagens de cada um dos métodos, identificando o mais adequado para cada tipo de aplicação.