The failure of an aircraft engine fan blade produces an unbalanced rotor condition. Even after the engine is shutdown, the aerodynamic forces may keep the rotors running during the remainder of the flight. This condition can induce significant vibratory loads throughout the airframe that may damage the airframe structure and critical equipments and also affect the crew's ability to sustain a safe flight. This work intends to present a numerical methodology to assess dynamic vibratory loads in a commercial aircraft under windmilling sustained engine imbalance condition, necessary to demonstrate compliance with the current aeronautical design rules. The problem is treated as linear and is formulated in frequency domain. Direct and modal formulations are described. Particular study is made to build up ways to incorporate damping in the system considering different formulations. Some physical effects present in this problem, such as gyroscopic and aerodynamic loads, are also investigated. In order to assess the dynamic loads, an integrated finite element model of aircraft and engine is necessary. Since the aircraft and engine models are usually developed by different groups, which need to exchange them, condensation techniques are extensively used, and some of these techniques are detailed herein. Methods used to improve the accuracy of results obtained in modal formulation are also discussed. Finally, the proposed methods are applied to a mid size commercial jet and the outcomes are analyzed.

Este trabalho apresenta o projeto de um sistema de controle baseado no método do modelo de referência que pode ser usado em aeronaves de estabilidade variável. Sistemas de controle deste tipo são um dos pré-requisitos para se fazer simulações em vôo. Foram projetados um controlador a malha aberta baseado no método de Erzberger e um controlador a malha fechada baseado no método de Wu. Com relação ao método de Wu foram propostas duas modificações descritas na tese. É verificado que a lei de controle a malha aberta faz a maior parte da ação de controle, enquanto a lei de controle a malha fechada é usada para compensar efeitos de incertezas na dinâmica da aeronave hospedeira e de distúrbios externos. A metodologia de projeto de leis de controle utilizada em que há a atuação conjunta de leis de controle em malha aberta e de leis de controle em malha fechada gerou resultados satisfatórios no rastreamento da resposta de um modelo de referência e é considerada eficiente para o projeto de leis de controle de aeronaves de estabilidade variável.

O presente trabalho consiste na utilização de métodos de otimização multidisciplinar, na fase de projeto conceitual de uma aeronave não tripulada. São estudados os principais modelos existentes para referência e proposição de uma aeronave linha de base. Esta aeronave é então analisada com uma série de programas das principais disciplinas que compõe um projeto aeronáutico: aerodinâmica, pesos, propulsão, estabilidade e desempenho. Em se tratando de um tipo de aeronave cuja literatura não apresenta uma base de dados muito rica, a aeronave linha de base serve tanto para a calibração dos programas, como para a especificação de requisitos. Em seguida, a aeronave estudada é submetida inicialmente a uma otimização mono-objetivo por meio do algoritmo GLOBEX/EXTREM, na qual são estudados os casos de maximização de alcance, velocidade de cruzeiro e minimização de peso de decolagem. Por se tratar da fase de projeto conceitual, muitas vezes se deseja realizar estudos comparativos entre várias soluções potencialmente boas, surgindo a necessidade da implementação de um algoritmo de análise multiobjetivo, que foi desenvolvido baseado no método NBI (Normal Boundary Intersection). Por fim, a aeronave é submetida a estudos bi-objetivo (maximização de velocidade de cruzeiro e minimização de peso de decolagem; maximização de alcance e maximização de velocidade de cruzeiro), permitindo a geração de uma superfície de Pareto com os principais projetos potencialmente interessantes para estudos mais aprofundados, e consequente, projeto preliminar.

Neste trabalho é estudada a aplicação de uma técnica de Controle Preditivo Baseado em Modelo à dinâmica do movimento longitudinal de uma aeronave. Para isso, o projeto é baseado em um modelo linearizado em torno de um dado ponto de operação. A lei de controle é formulada no espaço de estados de modo a comportar de forma simples o caráter multivariável da planta, envolvendo duas variáveis manipuladas (deflexão no profundor e manete de combustível) e duas variáveis controladas (velocidade e ângulo de trajetória). Objetiva-se manter a aeronave na condição de vôo especificada, rejeitando perturbações externas e respeitando limitações impostas sobre as variáveis controladas, bem como restrições físicas dos atuadores disponíveis. O problema de otimização resultante, a ser resolvido em cada período de amostragem, é do tipo Programação Quadrática. O comportamento da malha de controle é estudado mediante simulação empregando um modelo que incorpora as não-linearidades da planta. Empregaram-se para tal os parâmetros físicos de uma aeronave. Os resultados mostram que o tratamento explícito de restrições proporcionado pelo controle preditivo pode trazer vantagens no projeto de uma lei de controle de vôo, permitindo que faixas de regulação possam ser estabelecidas para uma variável de interesse. Adicionalmente, mostra-se que o controle preditivo pode ser utilizado para acomodação de falhas de atuador, em particular falhas que limitem a excursão do profundor.

This work investigates the system identification and modeling techniques applied to a fly-by-wire system for pitch control of a commercial jet aircraft. The objective of the work is to build a model based on system identification techniques and generic modeling of the system, therefore using the "grey box" approach. The identification data was obtained from experimental tests performed at Embraer "Iron Bird" laboratory. An overview on flight controls systems is presented, focusing on fly-by-wire technology. To provide the theoretical bases for the experimental identification, a review on system identification techniques is presented, together with the preliminary modeling and determination of model structure. It is further presented the identification test laboratory configuration, test procedure and results analysis using the Matlab "System Identification Toolbox". The resulting transfer function obtained from system identification process is used to identify the dynamical characteristics of the system's components (hydraulic actuator, servo-valve, electronic control). The linear model identified is therefore analyzed and validated and the non-linearities identified during the analysis are included in the final complete model.

Atualmente, as empresas fabricantes de aeronaves enfrentam problemas como aumento do nível de automação, otimização das técnicas de projeto e integração de vários sub-sistemas que compõem uma típica aeronave moderna, buscando satisfazer múltiplos requisitos como rapidez, precisão, simplicidade, segurança, conforto e custo, que são comportamentos desejados pelo usuário e que devem ser considerados pelo projetista. Este projeto propõe a utilização da técnica de times assíncronos (A-Team) para a solução numérica de problemas de otimização multi-objetivo envolvendo sistemas aeroespaciais, eventualmente focado no problema de sintonização de autopilotos. Um time assíncrono é um arranjo de algoritmos fracamente alocados, mas que cooperam para atingir um objetivo desejado, compartilhando soluções independentes um do outro, sem necessidade de uma coordenação prévia entre esses algoritmos. Entre os membros do A-Team, incluíram-se algoritmos multi-critério tradicionais como somatório de pesos, método de programação-alvo e, MOGA (Multi-Objective Genetic Algorithms), com o intuito de aumentar a probabilidade de se encontrar pontos de ótimo global, favorecendo o estudo de aplicações mais complexas e criando novas estratégias para o tratamento de problemas dinâmicos.

Este trabalho de pesquisa concentra-se no desenvolvimento de um sistema de apoio a decisão para o gerenciamento de fluxo de tráfego aéreo entre aeronaves em rota, que iniciarão procedimentos de Chegada utilizando Rotas Padrão em Área Terminal (Standard Terminal Arrival Routes - STAR). O sistema baseia-se no conceito de Comunicação, Navegação e Vigilância para o Gerenciamento de Tráfego Aéreo (Communication, Navigation and Surveillance/Air Traffic Management - CNS/ATM). Inicialmente foram realizadas pesquisas sobre sistemas de gerenciamento de tráfego aéreo existentes e tecnologias propostas pelo sistema CNS/ATM, a fim de identificar as principais necessidades de desenvolvimento do protótipo proposto. O protótipo desenvolvido é baseado em regras que representam os conhecimentos obtidos em entrevistas com especialistas em gerenciamento de tráfego aéreo. Para o seu desenvolvimento, uma metodologia baseada em fases de construção de Sistema Especialista (SE) foi seguida, e um Shell para desenvolvimento de SE foi utilizado. O Shell adotado foi o JESS (Java Expert System Shell). Testes foram realizados com o protótipo, através de cenários criados a partir dos conhecimentos adquiridos por especialistas em controle de tráfego aéreo, provendo verificação e validação dos vários conflitos detectados e solucionados pelo protótipo junto ao funcionamento das regras implementadas. Dentre as principais contribuições deste trabalho de pesquisa, encontram-se a adaptação do atual sistema de gerenciamento de tráfego aéreo ao sistema CNS/ATM, visando um melhor gerenciamento de fluxo de tráfego aéreo por meio de detecções antecipadas de conflitos em rotas, auxílios aos controladores de tráfego aéreo na resolução desses conflitos, aumento na segurança dos vôos, proporcionados pelo protótipo desenvolvido.

Um método numérico é desenvolvido para calcular a resposta indicial de uma asa em um escoamento compressível subsônico. A resposta indicial calculada é a variação dos coeficientes aerodinâmicos após uma mudança abrupta no ângulo de ataque da asa. O método é do tipo rede de vórtices, em que os efeitos não-estacionários são calculados através da emissão intermitente de vórtices livres formando a esteira turbilhonar da asa. Os resultados obtidos são restritos a asas finas e pequenos ângulos de ataque, uma vez que é utilizado um modelo matemático linearizado. São estudados os efeitos do número de Mach, alongamento e enflechamento na resposta indicial. Os resultados possuem boa concordância com resultados similares de trabalhos anteriores. O método também pode ser aplicado no estudo de movimentos arbitrários da asa, usando o princípio de superposição e a integral de Duhamel, devido à linearidade do sistema.

Para o desenvolvimento dos estudos da combustão supersônica está sendo montada no INPE (Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais), em parceria com o IEAv (Instituto de Estudos Avançados), uma bancada de testes do tipo diretamente-conectada, para ensaios de combustores supersônicos. Esta bancada, junto com o túnel de choque hipersônico e o lançador hipersônico de massa, existentes no IEAv, formam o conjunto dos três equipamentos para ensaios em solo de aerotermodinâmica, necessários para a pesquisa e o desenvolvimento de motores aspirados do tipo "scramjets" ("supersonic combustion ramjets") e para testes de aerodinâmica interna e externa de modelos reduzidos de veículos hipersônicos. A bancada é formada basicamente por uma câmara de combustão, conhecida como gerador de ar viciado, acoplada a um bocal supersônico, cuja função é simular as condições do escoamento de ar atmosférico atrás de ondas de choque cônicas ou oblíquas que se formam em frente a veículos voando com velocidades hipersônicas. As características principais deste escoamento são de temperaturas elevadas, obtidas no gerador de ar viciado por combustão, e de velocidades supersônicas, obtidas no bocal supersônico. Para que a bancada funcione realmente como um equipamento de ensaios é necessário se ter o controle sobre as condições do escoamento de teste na saída da mesma. Assim surgiu a necessidade de se fazer uma avaliação completa do escoamento no interior desta bancada para se conhecer todos os fenômenos envolvidos no processo e obter a relação entre as condições do escoamento na entrada da câmara de combustão do gerador de ar viciado, as quais podem ser manipuladas, e as condições do escoamento de teste na saída do bocal supersônico que devem ser simuladas. A caracterização completa do escoamento no interior da bancada foi feita, neste trabalho, em três partes: a primeira é o estudo do escoamento cônico considerando o ar atmosférico, para a obtenção das condições do vôo real que devem ser simuladas, a segunda é a avaliação do processo de combustão no interior do gerador de ar viciado para a obtenção das condições de temperatura desejadas na saída da câmara de combustão e a terceira é o estudo do escoamento através do bocal supersônico convergente-divergente para a obtenção das condições de velocidade do ar viciado já aquecido a serem geradas na saída da bancada. Com o conhecimento obtido neste trabalho é possível controlar e sintonizar as condições de ensaio desejadas na saída da bancada de testes de combustão supersônica através somente da variação das vazões dos reagentes na entrada da câmara de combustão do gerador de ar viciado.

Determinadas campanhas de Ensaios em Vôo requerem suporte de telemetria, implementada por enlace ponto a ponto de microondas terrestre. Um sistema convencional de telemetria apresenta restrições quanto à banda de freqüência para transmissão, alcance e capacidade de aquisição de dados. Este trabalho de tese propõe um sistema de telemetria inovativo baseado em satcom que permite a operação em regiões de altas freqüências do espectro eletromagnético, que ainda apresentam maior disponibilidade, alcance virtualmente ilimitado entre aeronave e estação de solo e aumento da capacidade de aquisição de dados. Um sistema de telemetria via satélite, poderia permitir a aquisição de dados de ensaios em áreas desprovidas de recursos de comunicação e, através de telemetria simultânea, reduzir o tempo de conclusão de campanhas antecipando a entrada em serviço de novas aeronaves. Utilizando cálculos baseados em dados e características de equipamentos disponíveis no mercado, são apresentados subsídios para análise de viabilidade e confiabilidade de um sistema de telemetria baseado em comunicação via satélite.