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Análise aeroelástica de um rotor de helicóptero tipo bearingless

Sweney Teixeira Montevechio 25 January 2012 (has links)
O presente trabalho tem como objetivo analisar a resposta aeroelastica do rotor principal do helicóptero experimental de dois lugares Alpha One, em desenvolvimento pela Brascopter e que e equipado com um rotor do tipo bearingless. A analise foi realizada considerando o regime de voo pairado e que o rotor esta sujeito a uma perturbação, como por exemplo, uma rajada. Para tal, foi utilizado o software de elementos finitos para modelagem de sistemas multicorpos não-lineares DYMORE. O software permite a modelagem de sistemas complexos utilizando elementos deformaveis e rigidos. Apenas a flexbeam e a pá foram modeladas com elementos de viga (deformavel), os demais componentes do sistema do rotor, inclusive o sistema de comando, foram modelados com elementos rígidos e juntas cinemáticas. Para os elementos deformáveis e necessário o fornecimento da matriz com as constantes elásticas da seção transversal para o DYMORE. Para isso, um código em MatlabOR foi escrito para gerar a malha de elementos finitos da seção transversal, cujo único elemento estrutural considerado foi a longarina da pá. As constantes elásticas da seção foram calculadas através do software VABS. Duas configurações de seção foram consideradas, seção com célula simples e seção com célula dupla. Diferentes laminados foram analisados para cada configuração de seção. O MatlabOR também foi utilizado como ferramenta de integração, realizando a interface com o DYMORE e o VABS, além de ter sido utilizado para a realização do pós processamento dos dados dos sensores distribuídos ao longo dos componentes flexíveis e para a realização da analise de estabilidade aeroelastica, em que o método da exponencial complexa foi empregado. Os resultados mostraram que a configuração de seção com célula dupla não e capaz de produzir acoplamento pitch-flap suficiente para influenciar na resposta do rotor.
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Localização e análise de fontes aeroacústicas usando a técnica de Beamforming

Jocicley Jamaguiva 12 November 2012 (has links)
Nas últimas décadas, seja por imposições legais ou pela demanda de mercado, esforços têm sido feitos no intuito de reduzir o ruído produzido por aeronaves. Para reduzir o nível de uma fonte de ruído é preciso localizá-la, quantificá-la e entendê-la. O Delay-and-Sum Beamforming é uma das técnicas mais usadas para localizar fontes acústicas. Técnicas de deconvolução podem melhorar a resolução dos mapas de Beamforming e, segundo alguns autores, fornecem resultados quantitativos mais precisos. Nesta tese, duas das principais fontes aeroacústicas de aeronaves são estudadas. A técnica de Beamforming é usada para estudar o ruído gerado pelo slat de um perfil 30P30N e pela borda lateral do flap de um perfil 30P30N-FSE, um perfil 30P30N com meio flap recolhido. Ambos os perfis foram testados em um túnel de vento de seção fechada. Estes resultados são comparados aos resultados de alguns métodos de deconvolução, com o uso do Método Padrão de Integração da Potência, e aos resultados de alguns métodos semi-empíricos. Mostra-se que a técnica de Beamforming foi capaz de localizar as duas fontes de ruído e que os níveis obtidos foram semelhantes a alguns dos métodos de deconvolução e a alguns dos métodos semi-empíricos.
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Sistema de controle robusto de estrutura fixa para proteção de envelope de voo de aeronaves ultraleves

Rodrigo Arnaut de Santana 28 May 2013 (has links)
A aviação ultraleve e experimental são segmentos da aviação geral que conquistam cada vez mais espaço no mercado mundial. Os motivos mais influentes para esse crescimento são o baixo custo de aquisição e operacional da aeronave, a pequena burocracia envolvida para obtenção das licenças de piloto e o pequeno número de horas necessárias para o voo de cheque. Justamente pelo treinamento ainda não ser tão rigoroso como costuma ser nas outras áreas da aviação, muitos pilotos acabam cometendo erros fatais que poderiam ser evitados de alguma forma. A perda de controle, mais especificamente o estol, é o caso que representa o maior índice de fatalidades no ramo aeronáutico. A proposta deste trabalho é projetar um controlador capaz de proteger o avião contra o estol, limitando seus máximos ângulos de atitude longitudinal, lateral e velocidade mínima. Primeiramente, a aeronave é analisada em malha aberta para verificar a necessidade de sistemas de aumento de estabilidade segundo critérios de qualidade de voo. Os ganhos dos controladores são definidos através de requisitos de estabilidade e desempenho como também suas respectivas barreiras de robustez. Para estabilidade robusta, serão consideradas as variações paramétricas da planta e também o primeiro modo flexível da aeronave. Para desempenho robusto, a barreira das baixas frequências será definida pelo vento.
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Simulation platform for quadricopter : using matlab/simulink and x-plane

Helosman Valente de Figueirêdo 17 December 2012 (has links)
The unmanned aerial vehicles (UAVs) has grown in military and civilian areas of application. Several industries (automotive, military, factories, space, etc.) use robots for dangerous and repetitive tasks. This work is dedicated to a special type of aerial platforms which has grown considerably in recent years, the quadricopter. These UAVs that has been highlighted by having ight characteristics and construction only, for example, hovering flight, vertical takeoff and landing, high maneuverability, low speed flight, and simple mechanics. This work proposes a tool for simulation and visualization of an aerial air-type quadricopter robots, using the flight simulator X-Plane 9, Matlab and Simulink. The aircraft under study is the so-called ITA-001, developed by the quadricopter study group the Aeronautical Institute of Technology. Started up by modeling quadricopter ITA-001 in flight simulator X-Plane, then this simulator has been interfaced with Simulink platform to build a computational simulation platform that meets to the requirements of research and educational group study quadricopter ITA.
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CAT III - longitudinal autolanding LQR design

Marcos Vinícius Campos 10 March 2006 (has links)
Automatic landings have been performed routinely for many years. However the design of flare and landing control systems with a suitable performance and a high level of reliability remains a very difficult task. In the present scenario, the increasing in the landing capacity of airports is mandatory by limiting the time each aircraft occupies the runway. To limit the occupancy time, the reduction of touchdown zone is essential since landings too close of the exit could result in a missed exit and therefore in a decreasing of landing rate. Give this context, the present work aims to propose an autoland flare law development for a 50 seat regional jet using Linear Quadratic Regulator technique. An accurate flare path, good rejection to turbulence, simplicity in implementation and, moreover, improved longitudinal touchdown dispersion are some of desirable features of design. In development of autoland control system, full feedback was used as control law configuration. Simulations were performed with non-linear model of the aircraft based on the equations of rigid body movement. The gains of LQR flare law were obtained though global optimization using Genetic Algorithms. The robustness of resulting close-loop system was tested with respect to ground-effect, wind shear and out-of-trim conditions. The performance of LQR flare law was compared with Model-Following design. Steady wind and turbulence models were used as disturbances for stochastic evaluation of the methods. The explicit flare trajectory defined in space, not in time, resulted on the improved touch down dispersion achieved by LQR design.
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Leis de controle C* longitudinal para aeronaves de estabilidade relaxada

Júlio Vital Diniz de Paula 06 November 2006 (has links)
Este trabalho possuiu como objetivo o desenvolvimento de leis de controle para o movimento longitudinal baseadas no critério C* de qualidade de vôo. Para isto, utilizou-se um modelo de aeronave regional de 50 passageiros. Foram realizadas simulações do modelo em malha de aeronave aberta e em malha fechada para efeitos de comparação. O modelo em malha fechada apresentou uma resposta dinâmica mais eficiente, satisfazendo aos requisitos de qualidade de vôo C*, enquanto que o modelo em malha aberta apresentou uma resposta oscilatória e pouca amortecida, não cumprindo com os requisitos de qualidade de vôo C*. Utilizaram-se também outros critérios de qualidade de vôo para efeitos de comparação, como o critério clássico e o critério de Gibson. Além disso, realizaram-se simulações com o modelo em malha fechada variando-se os parâmetros de altitude, velocidade e massa da aeronave, e observando a influência dos mesmos no comportamento da aeronave. Foi analisada também a robustez do sistema às variações na estabilidade da aeronave. Para se testar a eficácia do sistema de controle em aeronaves de estabilidade relaxada, reduziu-se a estabilidade do modelo utilizado e analisaram-se suas respostas em malha aberta e fechada. O sistema de controle desenvolvido se mostrou capaz de se adaptar às diferentes condições de vôo, fazendo com que a influência desses parâmetros não refletisse em uma alteração significativa da resposta da aeronave.
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Projeto de um controlador robusto para o movimento látero-direcional de aeronaves flexíveis

Guilherme Oliveira Cardoso 05 January 2007 (has links)
Neste trabalho será abordado o uso da técnica de controle robusto LQC/LTR, bem como dos controladores LQR e LGG aplicados aos modos Látero-direcionais e flexíveis. O principal objetivo da implementação do controlador é amortecer os modos flexíveis e estabilizar os modos látero-direcionais do bombardeiro B-1. Esta aeronave será usada por ser a única que tem as suas derivadas de estabilidade dos modos flexíveis disponíveis, além de ser tema de muitos trabalhos já publicados.
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Interface entre X-Plane e MATLAB/Simulink para avaliação de técnicas de identificação de sistemas e de projeto de sistemas de controle de aeronaves

Jonathan de Andrade Silva Araújo 15 September 2011 (has links)
A realização deste trabalho é motivada pelas vantagens da prática de simulação computacional na indústria aeronáutica, como redução de custos e de tempo de desenvolvimento e melhoria da qualidade do produto. Este trabalho consiste no desenvolvimento de um software de interface entre o programa de simulação de voo de baixo custo X-Plane e o pacote computacional MATLAB/Simulink. O principal objetivo dessa interface é viabilizar a utilização simultânea do X-Plane e do MATLAB para simular a dinâmica de voo de uma aeronave e seu controle, provendo uma plataforma de simulação que permita ao engenheiro aeronáutico avaliar técnicas de identificação de sistemas para obtenção de modelos dinâmicos para aeronaves e também auxilie o engenheiro na avaliação de alternativas de projeto de sistemas de controle de voo. Para validar a ferramenta foi utilizado um modelo da aeronave Airbus A310 disponível para o X-Plane, operando em uma condição de voo específica. Por meio da interface desenvolvida, dados gerados por esse modelo foram transferidos para o MATLAB, onde, por meio de técnicas de regressão linear, foram obtidos valores estimados para as derivadas de controle e estabilidade relacionadas aos movimentos longitudinal e látero-direcional da aeronave. Os parâmetros obtidos foram usados para construir um modelo da aeronave no MATLAB/Simulink. Esse modelo foi utilizado em alguns projetos de sistemas de controle de voo para a aeronave. Por fim, os controladores projetados, rodando no MATLAB/Simulink, foram usados para controlar o modelo do Airbus A310 no X-Plane por meio da interface desenvolvida.
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Projeto de controle robusto aeronáutico por modelo de referência utilizando a estrutura proposta por Kreisselmeier

Rafael Vianna Valadares Araújo 01 April 2011 (has links)
Durante a criação de novas tecnologias, as fases experimentais sempre tiveram uma grande importância, antecipando problemas que venham a existir com o produto desenvolvido e explicitando diferenças existentes entre a teoria e a prática. No ramo aeronáutico, especialmente no que envolve aeronaves de médio e grande porte, tais experimentos podem significar um risco financeiro muito alto, visto que tais aeronaves possuem um custo demasiado elevado. Tal fato impõe barreiras para o desenvolvimento, por exemplo, de novas e sofisticadas leis de controle para tais aeronaves, devido ao risco que existe de se perder a mesma durante um teste. Este projeto nasce da idéia de se utilizar aeronaves menores ou VANTs para tais testes, aplicando-se uma malha de controle interna que forçaria a dinâmica da aeronave menor e mais barata a se comportar de maneira idêntica, ou muito próxima, da aeronave original. O controle a ser testado poderia então ser aplicado nesse novo sistema, e os testes seriam realizados utilizando o VANT, que representa uma fração do custo da aeronave de grande porte, barateando o custo de novos desenvolvimentos. O projeto proposto utiliza a estrutura definida por Kreisselmeier para tal controle por modelo de referencia, utilizando um controle robusto para aproximar mais a resposta obtida da desejada em casos de modelos imprecisos do VANT em questão. O projeto é feito através de minimizações de normas, e validado com simulações não lineares em diversos pontos do envelope de vôo das aeronaves utilizadas.
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Avaliação teórica de conforto de aviões durante a fase de taxiamento

Leandro Silva de Oliveira 21 December 2012 (has links)
O principal propósito desse trabalho é a apresentação de uma metodologia para a análise teórica de conforto de aviões relativo a vibrações durante o período de taxiamento. Excitações advindas de irregularidade de pista, de desbalanceamento de rodas e de irregularidade de diâmetro de pneu ("flat spot") foram avaliadas. O avião foi modelado considerando-se a sua flexibilidade estrutural, a fim de que os modos de vibração fossem considerados na análise, uma vez que as ressonâncias podem amplificar a resposta às excitações, mudando substancialmente as conclusões sobre o nível de conforto. Os trens de pouso do avião foram modelados como mecanismos multicorpos com o uso do software Adams . A norma ANSI S3.18-1979, que define limites para exposição a vibrações transmitidas de superfícies sólidas para o corpo humano, foi usada como referência. A validação da metodologia foi realizada comparando-se os resultados obtidos pelo modelo teórico com os resultados de um ensaio de vibração dedicado do mesmo avião modelado. A posição do piloto foi usada como referência para a realização da análise de conforto. Focou-se na excitação gerada pelo "flat spot" dos pneus, pois, durante os ensaios, esta foi responsável pelos maiores níveis de vibração que poderiam comprometer o conforto, segundo a opinião subjetiva dos pilotos.

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