Os novos materiais utilizados nas estruturas de aeronaves, mais leves e flexíveis, tornam estas estruturas mais sujeitas a fenômenos aeroelásticos, sendo que o mais sério deles é o flutter, que deve ser cuidadosamente investigado com uma boa campanha de ensaios em vôo durante o desenvolvimento e certificação da aeronave. Este trabalho propõe um projeto conceitual de um excitador de flutter que atenda às necessidades dos ensaios, tentando resolver problemas encontrados nos modelos utilizados comumente. Para isso, é feita uma revisão da literatura pertinente, apresentando conceitos de ensaios em vôo e do fenômeno em questão, além de apresentar um histórico dos ensaios e modelos de excitadores utilizados ao longo da história. Em seguida, são apresentados alguns conceitos de excitadores, que são dimensionados e analisados segundo suas vantagens e desvantagens para finalmente escolher o modelo mais pertinente visando no futuro um projeto detalhado, construção e testes em túnel de vento. / The ultimate materials used in aircraft structures, lighter and more flexibles, make these structures more susceptible to aeroelastic phenomena including flutter, the most dangerous of all. This kind of phenomena must be carefully investigated with satisfactory flight test campaigns during the aircraft development and certification. This work proposes a flutter exciter conceptual design that attends the test necessities, trying to solve problems found in the models used actually. So, a bibliographic revision is done, presenting flight test concepts and the studied phenomena, regarding a flight test history and the exciter models used through the years. Finally, some exciter concepts are presented, dimensioned and analyzed considering their advantages and disadvantages in order to choose the most pertinent model, considering, in a near future, the detailed design, manufacturing and wind tunnel tests.

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.

A proposta deste trabalho é o desenvolvimento da aplicação em Instrumentação de Ensaio em Vôo utilizando o protocolo ZigBee, no qual, inicialmente, são apresentados os conceitos básicos ligados à rede de computadores como o padrão Ethernet e protocolos de comunicação sem fio, tais como Wi-Fi, Bluetooth, Wi-Max e outros. Em seguida, são apresentadas as características do padrão IEEE 802.15.4 (ZigBee) tais como: topologia, camadas físicas e relações com o modelamento RM/OSI incluindo a comparação do ZigBee com outras tecnologias sem fio. Na etapa seguinte, são apresentadas as características do ambiente de Ensaio em Vôo, onde o protocolo ZigBee será implementado justificando a escolha de tal padrão para aplicação neste projeto. Finalmente, são apresentados os resultados quanto à aplicação do protocolo ZigBee em Instrumentação de Ensaio em Vôo, comprovando a capacidade técnica, eficiência e ganhos da utilização desse protocolo nesse tipo de aplicação.

Airplane-Pilot Coupling (APC) is the current denomination of unwanted dynamic couplings between the airplane an pilot that can occur in specific circunstance, leading to instability an otherwise stable system. APC events can be non-oscillatory but the most common are oscillatory, commonly called Pilot-Involved Oscillations (PIO). Most of the previous and on going researches have tried to understand, predict and avoid APC events. Understanding is based in many studies that include analyses of real cases of APC, interpretation of pilot plus airplane as a closed-loop system and classification of APC events according to characteristics like degree of nonlinearity or frequency and amplitude of the oscillations. Prediction is based in analytical criteria; many of them are currently under development. Such criteria are intended to be applied during airplane design in order to decide whether determined configuration is (or is not) susceptible to APC events. Avoidance is based in the combination of concepts resulting from correct understanding of the APC phenomenon with application of appropriated prediction criteria. This combination should make it possible to develop a good design. But this is not sufficient to guarantee a very low possibility of an APC event occur during the airplane operacional life. Therefore, to complement the avoidance process it is necessary to plan and to perform a specific flight test program. This text is an effort that attempts to cover the most import APC related points, named undestanding, prediction and avoidance. However, the focus of the present text is in the third point. More specifically, the main goal of text is to propose a methodology - including specialized maneuvers - to conduct a flight test program dedicated to APC. This is done in a way that a methodology constituted by three phases is proposed. In the first phase only low bandwidth handling qualities* at safe concitions, are tested. This phase can be understood as a "familiarization" testing. In the second phase the high bandwidth handling qualities* are tested, always using tracking manueuvers, that require the evaluation pilot to drive the airplane to track an specific signal as aggressively and assiduously as possible. In the third phase pilots must conduct evaluation of the airplane handling qualities during situations. Complementing the maneuvers performed during the flight test program above mentioned, it is necessary to apply suitable tools in order to "measure" the APC susceptibility of the tested airplane. In this text the current main tools are described. They are basically pilot comments, rating scales (that are based pilot opinion) and frequency domain data analyses (that are based in the obtainment of the frequency response from test data).

Esta tese trata do desenvolvimento de um Sistema de Trajetografia, com a utilização de uma instrumentação instalada na aeronave conjuntamente com um sistema de recepção GPS Diferencial com medição da fase da portadora. Este trabalho, apresenta a base teórica e prática da arquitetura proposta a qual foi desenvolvida e testada experimentalmente, utilizando como plataforma de ensaio a aeronave XT-27, FAB 1321 pertencente à Divisão de Ensaios em Vôo, deste Centro. O resultado deste trabalho foi a implantação de um Sistema de Trajetografia com boa precisão, alta cadência de amostragem e custo baixo capaz de atender a maioria das campanhas de ensaios em vôo de aeronaves.

Esta tese apresenta os resultados de uma avaliação dos efeitos de atraso puros e indiretos (devido a filtros) nas qualidades de vôo longitudinais de uma aeronave de caça. A avaliação foi limitada a manobras de perseguição Ar-Ar e de aproximação e pouso. A escala Cooper-Harper foi utilizada para quantificar a degradação devido a esses atrasos. A aeronave de ensaio foi o NT-33A da USAF, equipada com um sistema de estabilidade variável. Os resultados experimentais mostram que o Sistema Equivalente de Ordem Reduzida é o melhor método para se calcular os atrasos equivalentes devidos a filtros de primeira e segunda ordens. Além disso, esses resultados indicam que, na fase Ar-Ar, as qualidades de vôo degradam linearmente a uma taxa de um grau Cooper-Harper para cada 48 ms de atraso, enquanto que na fase de aproximação e pouso a degradação não é perceptível até 100 ms. Após este valor, a degradação também é linear a uma taxa de um grau Cooper-Harper para cada 22,5 ms. Não foi possível correlacionar os resultados entre as duas tarefas para os mesmos valores de atraso. Os resultados da tarefa de aproximação e pouso confirmam os limites estabelecidos pela norma MIL-F-8785C. Contudo, para a terefa de perseguição AR-AR o limite para o nível 2 deve ser reduzido de 100 ms para 50 ms. Testes futuros deverão avaliar se é necessário estabelecer requisitos diferentes para as diversas categorias de fase de vôo.

De acordo com os objetivos da Embraer relativos a continuidade do desenvolvimento da tecnologia aeronáutica, tem-se dado ênfase as técnicas de Ensaio em Vôo, particularmente as técnicas de medida de vazão. As entradas de ar embutidas, do tipo NACA, são freqüentemente empregadas para suprir ar atmosférico aos trocadores de calor da aeronave, especialmente aos trocadores de calor do sistema de ar condicionado. Ha casos em que se necessita medir a vazão de ar em vôo, com o objetivo de certificar que a demanda desse ar de impacto e satisfeita. Dos vários métodos de medida de vazão em dutos, contidos na literatura e nas normas, verificou-se que poucos atendiam aos requisitos impostos pelas condições de ensaios em vôo, alem das imposições devido as assimetrias geométricas e aerodinâmicas. Para desenvolver a instrumentação de medida, foram conduzidas investigações experimentais de forma a estabelecer um arranjo ideal de anemômetros de fio quente em uma dada seção transversal retangular da tubulação onde o escoamento era assimétrico. Tal assimetria e causada pela geometria dos dutos, a qual apresenta curvas de 90 graus em planos perpendiculares. Também o escoamento em torno da aeronave foi simulado para verificar o nível de influencia deste nas medidas de velocidade. Os resultados testados em função da vazão de referencia obtida por uma placa de orifício, na faixa de 0,1 a 0,6 metros cúbicos por segundo sugerem que a maioria dos arranjos pode garantira precisão requerida para a medida, quando submetidos, os cálculos, a correções adequadas.

Os novos materiais utilizados nas estruturas de aeronaves, mais leves e flexíveis, tornam estas estruturas mais sujeitas a fenômenos aeroelásticos, sendo que o mais sério deles é o flutter, que deve ser cuidadosamente investigado com uma boa campanha de ensaios em vôo durante o desenvolvimento e certificação da aeronave. Este trabalho propõe um projeto conceitual de um excitador de flutter que atenda às necessidades dos ensaios, tentando resolver problemas encontrados nos modelos utilizados comumente. Para isso, é feita uma revisão da literatura pertinente, apresentando conceitos de ensaios em vôo e do fenômeno em questão, além de apresentar um histórico dos ensaios e modelos de excitadores utilizados ao longo da história. Em seguida, são apresentados alguns conceitos de excitadores, que são dimensionados e analisados segundo suas vantagens e desvantagens para finalmente escolher o modelo mais pertinente visando no futuro um projeto detalhado, construção e testes em túnel de vento. / The ultimate materials used in aircraft structures, lighter and more flexibles, make these structures more susceptible to aeroelastic phenomena including flutter, the most dangerous of all. This kind of phenomena must be carefully investigated with satisfactory flight test campaigns during the aircraft development and certification. This work proposes a flutter exciter conceptual design that attends the test necessities, trying to solve problems found in the models used actually. So, a bibliographic revision is done, presenting flight test concepts and the studied phenomena, regarding a flight test history and the exciter models used through the years. Finally, some exciter concepts are presented, dimensioned and analyzed considering their advantages and disadvantages in order to choose the most pertinent model, considering, in a near future, the detailed design, manufacturing and wind tunnel tests.

Este trabalho trata da aplicação de técnicas de otimização via algoritmos genéticos para o desenvolvimento de manobras de ensaios em vôo para estimação de parâmetros aerodinâmicos de aeronaves. As manobras otimizadas são necessárias para aumentar a eficiência dos algoritmos de estimação paramétrica, respeitando o envelope operacional das aeronaves quanto à segurança de vôo e quanto às limitações matemáticas dos modelos assumidos. Neste trabalho é feita a comparação entre a eficiência do procedimento de estimação com a aplicação de manobras convencionais e a eficiência do procedimento de estimação com a aplicação das manobras otimizadas. Em ambos os casos, o aumento da eficiência do algoritmo de estimação busca a maximização da sensitividade das variáveis de saída aos parâmetros do modelo. Para as manobras convencionais, os sinais são especificados de maneira indireta, através da maximização de suas densidades espectrais de potência nas freqüências próximas dos modos naturais do sistema dinâmico. A técnica de otimização, entretanto, baseada no conteúdo de informação dos dados de ensaios em vôo, diretamente utiliza-se dos conceitos de matriz de informação e limitantes de Cramer-Rao para compor os critérios de otimização e gerar sinais globalmente ótimos através de algoritmos genéticos que minimizem as incertezas relacionadas com as estimativas dos parâmetros aerodinâmicos. A presente abordagem considera problemas com multi-objetivos, multi-entradas e para o mínimo tempo, tratando os resíduos coloridos nas variáveis de medida. Vários estudos de caso são discutidos com a utilização dos modelos dinâmicos de período curto e oscilatório em derrapagem, incluindo resultados de ensaios em vôo de uma aeronave de pequeno porte. As vantagens e desvantagens das técnicas propostas são apresentadas, enfatizando a facilidade de implementação dos sinais ótimos resultantes. Por fim, considerações e recomendações a respeito da importância das manobras de ensaios em vôo para os procedimentos de estimação de derivadas de estabilidade e controle de aeronaves são feitas.

O interesse em identificação de sistemas e de parâmetros aplicado à área aeroespacial não é recente, mas continua vibrante, pois novos desafios são propostos. Na atualidade, procura-se investir na obtenção de resultados mais precisos e mais rápidos, preferencialmente em tempo real, para que haja uma interação entre engenharia e tripulação ainda durante o vôo. A proposta de estimar estados, antes de estimar parâmetros, é bastante conveniente, pois fornece uma base de dados consistente para a obtenção das estimativas paramétricas. A verificação da consistência de dados de ensaio através de modelos cinemáticos, antes que se passe para a fase de identificação de parâmetros, usando filtragem estocástica é bastante atrativa, pois o método comporta ruídos de processo e de medida. Ambos são típicos para a natureza do problema, mas acrescenta-se o fato de que suas propriedades estatísticas variam ao longo do tempo. Nesse trabalho propõe-se o uso da filtragem estocástica adaptativa para verificação da consistência de dados de ensaio em vôo e calibração simultânea dos dados do ar. O método proposto baseia-se nos procedimentos de ajuste de covariância, calculada através de filtros de Kalman executados em paralelo. A metodologia foi testada com dados sintéticos via simulações de Monte Carlo e com manobras de ensaio em vôo reais. Os resultados mostraram-se coerentes com os fenômenos, e mais precisos que os obtidos com filtragem não adaptativa, a um custo computacional baixo.