Made available in DSpace on 2014-06-11T19:22:54Z (GMT). No. of bitstreams: 0 Previous issue date: 2009-09-30Bitstream added on 2014-06-13T19:28:24Z : No. of bitstreams: 1 polotto_f_me_sjrp.pdf: 227987 bytes, checksum: a4679850d9c8563cb11d6854f357428d (MD5) / Conselho Nacional de Desenvolvimento Científico e Tecnológico (CNPq) / Este trabalho explora a relação entre a equação de Fokker-Planck e a equação de Schrödinger para estudar soluções da primeira equação. O ponto de partida é o estudo do potencial de Morse, seguido pela geração de potenciais isoespectrais ao potencial de Morse, usando o formalismo de Supersimetria em Mecânica Quântica. Os potenciais quânticos isoespectrais possuem os mesmos autovalores de energia do potencial original, mas as funções de onda são distintas. Dessa forma, a probabilidade de transição resultante da equação de Fokker-Planck, que pode ser escrita como uma expansão destas funções de onda conduz a resultados diferentes daqueles obtidos para o potencial original gerando toda uma classe de resultados novos. / This work explores the relation between the Fokker-Planck equation and the Schrödinger equation in order to study solutions for the first one. The starting point is the study of the Schrödinger equation for Morse potential. The next step is to determine the isospectral potential by using the formalism of Supersymmetric Quantum Mechanics. Quantum isospectral potentials have the same energy spectrum of the original Morse potential, but the wave functions are different. Therefore, the transition probability that results from the Fokker-Planck equation, leads to different results from those obtained for the original potential.

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.

Esta dissertação tem como tema o estudo do movimento longitudinal de uma aeronave conceitual supersônica utilizando o posicionamento do centro de gravidade, além das superfícies de controle. Aeronaves supersônicas apresentam variações em seus comportamentos à medida que aumentam sua velocidade e estabelecem o regime supersônico. O posicionamento do centro de gravidade é um meio de se compensar tais variações. Os objetivos deste trabalho consistem na estimativa das derivadas de estabilidade da aeronave Strider, na verificação da influência do centro de gravidade no comportamento da aeronave e por fim, na proposta e simulação de um sistema de controle para o centro de gravidade. As derivadas de estabilidade são estimadas, em função de Mach e posição do centro de gravidade, utilizando o software USAF Stability and Control Digital Datcom. A influência do centro de gravidade é verificada nas derivadas e nas equações do movimento longitudinal. O sistema de controle é implementado através de realimentação de estados por um regulador linear quadrático (LQR). Simulações são realizadas utilizando as estimativas das derivadas de estabilidade e as equações não-lineares do movimento. Nos resultados são comparadas acelerações da aeronave em altitude constante utilizando três controladores distintos. O primeiro com centro de gravidade fixo, o segundo com matriz constante de ganhos e o terceiro com escalonamento de ganhos (de acordo com Mach).

Nesta pesquisa é estudada a influência de diversos parâmetros na ressonância solo. São deduzidas as equações de movimento para um sistema pás do rotor principal mais helicóptero, utilizando computação simbólica. As equações são checadas comparando-se os diagramas de Coleman obtidos com os resultados de trabalhos clássicos e recentes. É estudada a influência do tipo do rotor, do amortecimento e da anisotropia tanto do rotor quanto do cubo no fenômeno. É utilizada a análise de Floquet no caso de haver anisotropia do cubo e do rotor. São apresentados graficamente os diagramas de autovetores para rotores articulados e hingeless, e é estudado o emprego de algumas funções de Liapunov para prever as regiões de instabilidade.

Esta dissertação apresenta o desenvolvimento da teoria de dinâmica de voo e o conceito de controle a ser aplicado na modelagem e simulação de voo de um VANT com decolagem e pouso vertical proposto. Um conceito de aeronave de asa semi-tandem é projetado e os coeficientes aerodinâmicos, propriedades inerciais e parâmetros de controle são estimados, o que permitiu a implementação da teoria proposta. O modelo fez uso das equações de movimento multi-corpos onde a aeronave é dividida em partes de forma que a asa, o estabilizador horizontal e os rotores sejam entidades independentes. Além disso, o sucesso da fase de transição de voo pairado para cruzeiro e de cruzeiro para voo pairado pode ser verificado se houver a possibilidade da aeronave trimar ao longo do regime de velocidades de voo, em outras palavras, se houver uma combinação de estados de movimento que mantenha a aeronave estável do voo pairado para a condição de cruzeiro. Assim, as curvas de trimagem que expressam os estados são calculadas usando a minimização de uma função de custo envolvendo a soma dos quadrados de alguns dos estados de movimento, definidos pelas equações de movimento mencionadas anteriormente. Tal minimização é realizada usando o algoritmo Simplex Sequencial. Além disso, é apresentada uma estratégia de controle que estabiliza a aeronave durante a transição de voo pairado para configuração de cruzeiro, que é testada em simulação computacional de um voo longitudinal acelerado e desacelerado, ou seja, de voo pairado para cruzeiro e de cruzeiro para voo pairado. Finalmente, um protótipo da aeronave estudada é apresentado. / This thesis presents the development of the flight dynamics theory and control concept to be applied in the modeling and flight simulation of a proposed VTOL UAV. A semi-tandem wing aircraft concept is designed and the aerodynamic coefficients, inertial properties and controls parameters are estimated, which allowed the implementation of the proposed theory. The model made use of the multi-body equations of motion where the aircraft is divided in parts so that the wing, horizontal stabilizer and rotors are independent entities. Additionally, the success of the transition phase from hovering to cruise and from cruise to hovering can be verified if there is the possibility of the aircraft to trim along the flight speed regime, in other words, if there is a combination of states of motion that keep the aircraft stable from hover to cruise condition. So, the trim curves expressing the states are computed using the minimization of a cost function involving the sum of the squares of some of the states of motion, defined through the equations of motion previously mentioned. Such minimization is performed using the Sequential Simplex algorithm. Moreover, a control strategy that stabilizes the aircraft while it transitions from hovering to cruise configuration is presented, which is tested in computer simulation of an accelerated and decelerated longitudinal flight, that is, from hovering to cruise condition, and from cruise to hovering condition. Finally, a prototype of the aircraft studied is presented.

Esta dissertação apresenta o desenvolvimento da teoria de dinâmica de voo e o conceito de controle a ser aplicado na modelagem e simulação de voo de um VANT com decolagem e pouso vertical proposto. Um conceito de aeronave de asa semi-tandem é projetado e os coeficientes aerodinâmicos, propriedades inerciais e parâmetros de controle são estimados, o que permitiu a implementação da teoria proposta. O modelo fez uso das equações de movimento multi-corpos onde a aeronave é dividida em partes de forma que a asa, o estabilizador horizontal e os rotores sejam entidades independentes. Além disso, o sucesso da fase de transição de voo pairado para cruzeiro e de cruzeiro para voo pairado pode ser verificado se houver a possibilidade da aeronave trimar ao longo do regime de velocidades de voo, em outras palavras, se houver uma combinação de estados de movimento que mantenha a aeronave estável do voo pairado para a condição de cruzeiro. Assim, as curvas de trimagem que expressam os estados são calculadas usando a minimização de uma função de custo envolvendo a soma dos quadrados de alguns dos estados de movimento, definidos pelas equações de movimento mencionadas anteriormente. Tal minimização é realizada usando o algoritmo Simplex Sequencial. Além disso, é apresentada uma estratégia de controle que estabiliza a aeronave durante a transição de voo pairado para configuração de cruzeiro, que é testada em simulação computacional de um voo longitudinal acelerado e desacelerado, ou seja, de voo pairado para cruzeiro e de cruzeiro para voo pairado. Finalmente, um protótipo da aeronave estudada é apresentado. / This thesis presents the development of the flight dynamics theory and control concept to be applied in the modeling and flight simulation of a proposed VTOL UAV. A semi-tandem wing aircraft concept is designed and the aerodynamic coefficients, inertial properties and controls parameters are estimated, which allowed the implementation of the proposed theory. The model made use of the multi-body equations of motion where the aircraft is divided in parts so that the wing, horizontal stabilizer and rotors are independent entities. Additionally, the success of the transition phase from hovering to cruise and from cruise to hovering can be verified if there is the possibility of the aircraft to trim along the flight speed regime, in other words, if there is a combination of states of motion that keep the aircraft stable from hover to cruise condition. So, the trim curves expressing the states are computed using the minimization of a cost function involving the sum of the squares of some of the states of motion, defined through the equations of motion previously mentioned. Such minimization is performed using the Sequential Simplex algorithm. Moreover, a control strategy that stabilizes the aircraft while it transitions from hovering to cruise configuration is presented, which is tested in computer simulation of an accelerated and decelerated longitudinal flight, that is, from hovering to cruise condition, and from cruise to hovering condition. Finally, a prototype of the aircraft studied is presented.

Submitted by Johnny Rodrigues (johnnyrodrigues@ufcg.edu.br) on 2018-08-14T21:49:47Z No. of bitstreams: 1 PATRÍCIO JOSÉ FÉLIX DA SILVA - DISSERTAÇÃO PPGF 2009..pdf: 1514686 bytes, checksum: b72b139b4e01b55657953090b7322867 (MD5) / Made available in DSpace on 2018-08-14T21:49:47Z (GMT). No. of bitstreams: 1 PATRÍCIO JOSÉ FÉLIX DA SILVA - DISSERTAÇÃO PPGF 2009..pdf: 1514686 bytes, checksum: b72b139b4e01b55657953090b7322867 (MD5) Previous issue date: 2009-03-09 / CNPq / Capes / Um sistema de coordenadas tem a função de localizar os eventos do espaço-tempo com respeito a um sistema de referência. A construção do sistema de coordenadas depende crucialmente da noção de simultaneidade associada ao referencial. No entanto, não existe uma maneira natural, ou privilegiada, de definir simultaneidade para referenciais não inerciais, mesmo no espaço-tempo de Minkowski. Cada procedimento conduz a diferentes sistemas de coordenadas. Neste trabalho, discutimos alguns métodos bem conhecidos da literatura especializada. Estudamos as coordenadas de Rindler, de Fermi-Walker, as coordenadas de Radar e as coordenadas de Emissão (ou GPS). O sistema de coordenadas de Rindler é um dos sistemas de grande destaque porque permite simular algumas propriedades da geometria do Buraco Negro num espaço-tempo plano. As coordenadas de Rindler estão associadas a uma família de observadores uniformemente acelerados que obedecem à relação a=1/ρ, onde a é a aceleração própria do observador e ρ a sua posição inicial com respeito a algum sistema de referência inercial. Neste trabalho, propomos um método para construção de sistemas de coordenadas adaptados a observadores cuja a celeração depende da posição inicial segundo a regra a=a0/ρn, onde n ∈ N e a0 é uma constante, usando o princípio da localidade. O caso n = 1 recupera as coordenadas de Rindler. Os outros casos nos permitem discutir a relação entre a geometria não-Euclidiana das secções espaciais e referenciais acelerados,como originariamente proposto por Einstein. Além disso, com a generalização podemos simular o comportamento de observadores estáticos tanto nas proximidades do horizonte de um Buraco Negro (n=1) quanto em regiões afastadas (n=2). / The main role of a coordinate systein is to localize the event-s of spacetime with respect to a frame of reference. The construetion of a coordinate systein depeuds crucially on the notíon of simultaneity associated to the frame of reference. However, there is no natural manner of defining simultaneity adapted to non-inertial frames of reference, even in the case of Minkowski spacetime. Each procedure leads to different coordinate systems. In thls work. we discuss some well-known methods found in the Literatura. We study the Rindler coordinates. Fermi-Walker coordinates. Radar coodinadates and Emission (or GPS) coordinates. The system of Rindler coordinates has great interest because it simulates in a flat spacetime some aspects of a Black Hole's geometry. We can say that Rindler coordinates are adapted to a family of uniformly accelerated observeis which obey the relatiou a = i, where a is the proper acceieration and p is the initial position with respect to some inertial system. In this work, we also propose a method in order to construct coordinate systems adapted to observers whose accelerations depend on the initial position according to the formula a = where n e N and a» is a constant, by using the locality principie. The case TI = 1 reproduces the Rindler coordinates. The other cases allow us to verify a connection between non-Euciideaii geometry of the spatial sections and non-inertial frames of reference, as it was originally suggested by Einstein. With this generalization we can also simulate the behavior of static observers in the vicinity of a Black Hole"s Horizon (TI = 1) and also in distant regions (n - 2)