O whirl flutter é um fenômeno aeroelástico característico de aeronaves com motores a hélice. Trata-se da instabilidade do movimento de precessão da hélice devido ao acoplamento dos deslocamentos de arfagem e guinada em conjunto com a atuação das forças aerodinâmicas, que alimentam as oscilações do sistema. Inicialmente, o presente trabalho busca entender este mecanismo de flutter através de uma revisão bibliográfica e da obtenção das equações de movimento para um sistema simples com dois graus de liberdade. A seguir, apresenta-se uma metodologia para os cálculos de whirl flutter com o uso do software comercial MSC/NASTRAN. O processo é aplicado ao estudo de caso de uma aeronave bimotora de pequeno porte, utilizando um modelo de elementos finitos para a estrutura de fixação do motor. A introdução dos efeitos giroscópicos e aerodinâmicos da hélice é proporcionada por um pré-processador externo, que também tem o seu funcionamento apresentado. As respostas do NASTRAN para o estudo de caso são então comparadas aos resultados de um programa específico para o cálculo de whirl flutter.

Usualmente, o projeto conceitual de aeronave de transporte comercial é realizado através de otimização do custo direto operacional em uma etapa escolhida pela equipe de projeto. Não há maiores considerações para a adequação do produto em uma rede de transporte aéreo de uma grande companhia de aviação. Assim, o projeto de aeronave se dá de maneira desacoplada das necessidades das companhias aéreas, pois o estudo de implantação de uma rede é realizado por grupos com perfil bem distinto daqueles de fabricantes de aviões. O que ocorre é que são feitas simplificações e otimizações focadas em um escopo de subsistemas, ignorando o alto grau de dependência que existe entre os mesmos, pode resultar em ineficiência e desperdícios dos sistemas de transporte aéreo com um todo. No entanto, é possível otimizar o sistema completo, aeronave e rede, de maneira mais efetiva, otimizando as aeronaves ou grupo de aeronaves capaz de operar em redes aéreas típicas de grandes companhias de aviação. Três tipos de casos de desenvolvimento do sistema de transporte foram analisados, para validar o projeto integrado, objetivo maior do presente trabalho. Os dois primeiros retratam otimizações feitas no escopo dos subsistemas, aeronave e rede. Por fim, é feita a otimização integrada, onde tanto as variáveis de projeto da aeronave, quanto as da rede, são variadas. Assim, foi demonstrando que é possível eliminar desperdícios que as abordagens tradicionais introduzem e se chegou a uma redução no custo global de operação em pelo menos de 6%.

Neste trabalho são abordados os conceitos do controlador de inversão dinâmica, desde sua fundamentação teórica, até o desenvolvimento de um projeto utilizando seus princípios, aplicado à aeronave comercial A300. Foram realizadas simulações computacionais para analisar a qualidade dos controladores obtidos, assim como o comportamento da aeronave em diversas condições de voo, incluindo em atmosfera adversa e sob condição de falha. Por fim, foi realizada a análise dos resultados obtidos e feita uma conclusão sobre as características do controlador de inversão dinâmica.

The main idea of this work is to apply the general theory of stability introduced by Lyapunov and to use linear matrix inequalities (LMIs) to study different issues in aeroservoelasticity. Many approaches have been developed on the control theory field involving LMIs, however, there is a limited number of works in the literature focused on aeroelasticity. That preliminary motivation allowed the development of different approaches on this topic. Three benchmark systems were used to evaluate and demonstrate these approaches. The first one is the three degree of freedom airfoil section and the second one is the AGARD 445.6 wing. The third benchmark system is the two degree of freedom pitch and plunge apparatus. The aerodynamic forces were computed using the Theodorsen';s theory and the Doublet Lattice method. Four different issues involving stability and control are discussed. The first one is the inclusion of structural uncertainties on the stability analysis. The second topic introduces the concept of continuous analysis and allows the study of stability of time-variant aeroelastic systems. The third issue comprises the design of controllers to suppress limit cycle oscillations in aeroelastic systems including discrete nonlinearities based on the Fuzzy Takagi-Sugeno modeling and, finally, the last topic proposes the use of Grammian matrices to determine the linear stability specially when a large number of cases of analysis are considered in the flight envelope. The introduced ideas are very promising for aeroservoelastic analysis using LMIs.

Este trabalho tem como objetivo apresentar uma abordagem sistêmica para realização de análise metrológica de sistemas de calibração. As atividades de análise metrológica realizadas por diversos autores e os conceitos da engenharia de sistemas servem como base para o desenvolvimento do trabalho. A partir dessa abordagem sistêmica, são propostos estrutura, escopo e ciclo de análise metrológica, a fim de estabelecer um processo que possa ser replicado e que possa auxiliar o desenvolvimento e atualização de um sistema de calibração. O processo inclui identificação de requisitos, acompanhamento de soluções e iteratividade. A abordagem sistêmica de análise metrológica foi aplicada a um sistema de calibração de baixa umidade. O resultado mostra que quanto mais abrangente e estruturada for a análise, maior é a possibilidade de o sistema atender os requisitos necessários.

Esta dissertação tem como principal objetivo dar continuidade às análises experimentais exploratórias iniciadas em outros trabalhos semelhantes, buscando identificar os fatores contribuintes mais significativos para o fenômeno da deformação induzida em estruturas aeronáuticas. Neste trabalho foram avaliados os efeitos do nível de deformação do rebite (nível de conformação, ou de esmagamento), o efeito da inserção de pinos com interferência, a influência da anisotropia do material das chapas (direção de grão) à linha de rebitagem e o efeito da espessura para rebites de cabeça protuberante. Um experimento foi idealizado neste sentido e os resultados avaliados por meio de uma Análise de Variância (ANOVA). Uma formulação algébrica para a deformação induzida também é aqui desenvolvida.

This work presents the open-loop stability analysis and an active control strategy for an airbreathing hypersonic vehicle. The 14-XB, a bidimensional flow airframe derived from the Brazilian 14-X Aerospace Hypersonic Vehicle, is adopted as study platform. In order to perform such analyses, a simulation mathematical model of the airframe longitudinal forces and moments is obtained using perfect gas equations, after considering the relevance of the real gas hypotheses for the expected Mach number range and verifying that the simpler formulation is sufficient. An all-moving horizontal tail is designed in order to enable the aircraft trimming. The horizontal tail design considered simple constraints based on static analysis, and the same gas equations as those used for the airframe study. In order to analyze the aircraft';s dynamic behavior, a Six-Degree-of-Freedom set of equations of motion considering a spherical, rotating Earth is presented in detail, and the necessary conditions to have adequate longitudinal trimming in this scenario are discussed. The open-loop stability of the 14-XB with the designed horizontal tail is assessed through eigenvalue analysis and numerical flight simulations with the horizontal tail fixed at a trim position. Having observed that the aircraft presents unstable long-term natural modes, an active control strategy is suggested in order to stabilize the vehicle and track a desired flight path angle, assuming that thrust is constant and the control surface is an all-moving horizontal tail. The suggested control structure presents pitch stability augmentation system and flight path angle compensator. Optimal gains are calculated using linear quadratic design, along with a gain-scheduling strategy based on simultaneous control design, and the resulting controller presents proper results.

A decolagem de aeronaves leves com fortes ventos desalinhados com a pista é um evento arriscado que merece ser estudado por pilotos e engenheiros. Essa pesquisa levanta variáveis que afetam a resposta da aeronave quando submetida ao vento cruzado, mostrando as forças e momentos envolvidos e como as características da aeronave afetam sua estabilidade. Neste contexto, busca-se a segurança de voo e a aeronavegabilidade continuada utilizando modelos de análise de risco. A técnica conceitual STPA baseada na teoria de sistemas incorpora relações complexas entre as variáveis. Com esta ferramenta de análise de risco é possível mapear as relações de controle entre os componentes do sistema e entender como surgem ações de controle inseguras. Para investigar a participação de cada uma das variáveis, uma análise dos dados de uma campanha de ensaios em voo de expansão de envelope de vento cruzado da aeronave A-29 conduzida pelo Instituto de Pesquisas e Ensaios em Voo é realizada. Uma pesquisa descritiva permite a análise qualitativa das variáveis envolvidas e identifica técnicas de pilotagem, restrições e requisitos de segurança. O objetivo dessa pesquisa é identificar ações mitigadoras que possam ser exercidas por fabricantes, operadores e pilotos de aeronaves leves para que decolagens com vento de través sejam realizadas de maneira mais segura. Esse objetivo só é atingido através de uma abordagem sistêmica moderna, que explora a interação entre os componentes de uma relação de controle.

O processo de concepção de uma aeronave é um processo iterativo, e um de seus grandes desafios é o dimensionamento dos motores a serem utilizados, dimensionar seu tamanho, peso e parâmetros de desempenho com os poucos dados de entrada disponíveis. Atualmente os métodos tradicionais valem-se de correlações de dados históricos para estimar os parâmetros geométricos e de desempenho de um motor para uma aeronave em estudos conceituais. Estas estimativas trazem imprecisões, que ficam evidentes durante o processo de concepção, no qual a tração requerida para cumprir a missão da aeronave varia e, consequentemente, o motor deve ser redimensionado. Essa imprecisão causa um grande impacto quando tentamos programar métodos de otimização de projeto automatizados, como otimização de múltiplos objetivos. É necessária uma estimativa robusta para estes métodos gerarem respostas adequadas. O objetivo deste estudo é propor uma metodologia para a geração de dados básicos de motores genéricos a partir de sua tração de referência. O método escolhido foi construir um banco de dados de motores turbofan comerciais, utilizá-lo na geração de relações paramétricas entre informações básicas de entrada durante as fases iniciais de projeto de aeronave - estudos conceituais, quando o motor da aeronave em desenvolvimento ainda não foi escolhido. As relações para o cálculo dos parâmetros de motor são estabelecidas com base em uma análise teórica, evitando reduções de dados históricos com base em relações puramente estatísticas. O dado básico de entrada é a tração necessária para a aeronave na decolagem. Dados de entrada opcionais são: razão de passagem, razão de compressão, altitude de cruzeiro e velocidade de cruzeiro. Os dados de saída do programa são: dimensões geométricas do motor - diâmetro do fan, diâmetro da nacele, comprimento da nacele e peso do motor; dados de desempenho - consumo específico de combustível na decolagem e em cruzeiro, vazão mássica, e tração em cruzeiro; dados de emissões de poluentes, segundo modelos termodinâmicos e relacionados aos dados da ICAO para decolagem - HC e NOx, caso sejam inseridos os dados opcionais. O objetivo proposto foi atingido. A metodologia utilizada gerou um banco de dados de motores turbofan extenso e completo. As correlações propostas demonstraram excelente correlação com os dados do banco de dados, e a ferramenta de cálculo de parâmetros de motor, desenvolvida em Excel, possui uma interface simples e intuitiva, e está apta a auxiliar a engenheiros na execução do dimensionamento de motores e aeronaves durante a fase de estudos conceituais de aeronaves. Os desdobramentos possíveis deste trabalho seriam a geração de banco de dados e correlações para outras classes de motores, como Turboprops ou GTFs, e a utilização das correlações desenvolvidas em desenvolvimentos multi-objetivo.

O uso de estruturas "morphing" tem se tornado uma possibilidade real nas últimas décadas. O desenvolvimento de novos materiais e a otimização estrutural deram novo impulso à área, mas soluções com mecanismos convencionais ainda podem ser exploradas. Esse trabalho apresenta um conceito de bordo de fuga de arqueamento variável baseado nas vigas excêntricas, que são projetadas para conferir diferentes formas ao perfil quando giradas. O projeto partiu de uma otimização de perfis visando à redução dos coeficientes de arrasto em dois níveis de sustentação distintos. Para o coeficiente de sustentação mais alto, o perfil foi otimizado ao longo de toda a corda, mas no menor nível de sustentação a otimização foi realizada com a mudança no arqueamento de uma parcela do bordo de fuga, utilizando uma parametrização especialmente definida para isso. A viga excêntrica e o revestimento foram projetados em material compósito. Foi proposto um mecanismo de conexão entre a viga excêntrica e o revestimento para transmitir o movimento vertical da viga. O mecanismo foi simulado através de um modelo de elementos finitos. Com a aplicação do campo de pressões aerodinâmicas, foi realizada uma análise estática. O movimento do mecanismo foi satisfatório e as polares de arrasto obtidas aproximaram-se do comportamento esperado com os perfis otimizados. Na aplicação almejada para uma aeronave não-tripulada, o torque de atuação exigido foi baixo, e as tensões na estrutura de material composto também foram muito baixas. Ficou evidente que pequenos deslocamentos do bordo de fuga são suficientes para mudar significativamente a região de baixo arrasto do perfil aerodinâmico.