Este trabalho apresenta uma formulação matemática para a modelagem de aeronaves de grande flexibilidade. Uma ferramenta computacional foi implementada e utilizada para analisar como a flexibilidade afeta as características de dinâmica de voo. Um modelo de viga não linear, ou seja considerando grandes deslocamentos, foi aplicado para a dinâmica de estruturas. Para os cálculos aerodinâmicos, utilizou-se a teoria das faixas incluindo três modelos bi-dimensionais: quase estacionário, quase estacionário com massa aparente e não estacionário.Uma asa voadora de grande alongamento foi considerada como caso de estudo. Uma investigação de sensibilidade foi desempenhada para verificar como os modelos aerodinâmicos empregados e a discretização da dinâmica estrutural afetam os resultados da ferramenta computacional. As equações elásticas do movimento foram linearizadas, permitindo estudo de estabilidade aeroelástica. Os resultados obtidos baseados no modelo de aeronave proposto mostraram que a instabilidade aeroelástica é fortemente afetada pelos graus de liberdade de corpo rígido, bem como pelas grandes deflexões estruturais da asa em equilíbrio.

Este trabalho descreve o projeto de um sistema robótico cooperativo industrial para instalação de prendedores utilizado no processo montagem estrutural de aeronaves. O sistema robótico cooperativo de montagem automática é constituído por dois manipuladores robóticos industriais e por efetuadores dedicados que realizam as tarefas de instalação de prendedores. O trabalho cooperativo entre os manipuladores é executado usando uma arquitetura de comunicação para permuta de dados e sinais. O manipulador robótico mestre carrega o efetuador para instalação dos prendedores e o manipulador escravo, o efetuador necessário para completar o processo. Os aplicativos de software de controle localizados em computadores industriais gerenciam as tarefas dos dois efetuadores e também o intercâmbio de dados. Os efetuadores e os controladores dos manipuladores industriais trocam informações entre si usando o protocolo OPC (OLE for process control). As tarefas cooperativas para executar o processo de instalação dos prendedores foram programadas na interface dos robôs utilizando comandos específicos de sincronização de movimentos e acoplamento geométrico. Experimentos foram projetados e executados para avaliar o funcionamento do sistema robótico cooperativo na execução de tarefas necessárias para a consecução do processo. Medições de posicionamento realizadas durante as rotinas de movimentos programadas para os robôs mostraram que a posição de um manipulador em relação ao outro tem variações máximas na ordem de 0,7 mm, compatíveis com os requisitos do processo de montagem estrutural aeronáutica.

Algumas superfícies de controle de aeronave possuem deformações indesejadas quando submetidas aos carregamentos de vôo. Este trabalho apresenta uma proposta de aplicação de atuadores piezoelétricos em superfícies de controle de tal forma que as deformações geradas pelos atuadores piezoelétricos atenuem as deformações ocasionadas pelos carregamentos aerodinâmicos. Para avaliação da efetividade da aplicação proposta, é apresentada uma metodologia de modelagem em elementos finitos da aplicação dos atuadores piezoelétricos em superfícies de controle. Resultados obtidos através desta metodologia de modelagem são comparados com resultados experimentais de referências bibliográficas como forma de validação da metodologia proposta. Uma proposta de lay-out estrutural de spoiler de aeronave com atuadores piezoelétricos é apresentada como exemplo da aplicação.

O aumento da utilização de compósitos em aplicações estruturais leva ao questionamento sobre a durabilidade desses materiais quando expostos às diversas condições impostas pela natureza. O uso em ambientes agressivos pode provocar a degradação de materiais poliméricos, assim como da interface fibra/matriz de compósitos, causada pela umidade, radiação ultravioleta (UV), choque térmico, etc. O objetivo deste trabalho é avaliar como o intemperismo, simulado em câmaras climáticas, afeta os desempenhos térmico e mecânico de compósitos de PEI/fibras de carbono. Para atingir este objetivo, neste trabalho, utilizou-se tanto a avaliação a partir da cinética de degradação, quanto diferentes condicionamentos ambientais. Desta forma, análises dinâmico-mecânicas (DMA), de cisalhamento interlaminar (ILSS) e ensaios não destrutivos foram realizados nos laminados antes e após serem submetidos aos condicionamentos higrotérmico, por radiação UV e por choque térmico. As amostras envelhecidas higrotermicamente sofreram reduções na temperatura de transição vítrea e no módulo elástico promovidas pela plasticização. A fotoxidação, induzida pela radiação ultravioleta, é apenas superficial. O choque térmico gera a formação de uma tensão reversível na região interfacial. Os resultados revelam que os compósitos de PEI/fibras de carbono podem ser utilizados em componentes externos de aeronaves.

O presente trabalho descreve análises numéricas e experimentais do comportamento estrutural de painéis laminados no regime de pós-flambagem. O objetivo e principal contribuição original deste trabalho é o desenvolvimento de metodologias de análise para o projeto de painéis reforçados de materiais compósitos para aplicações aeronáuticas. Um conjunto de painéis laminados reforçados foi testado estaticamente em compressão pura e flexão em sete pontos até a falha catastrófica para caracterizar a influencia da imperfeição na colagem da interface painel-reforçador na delaminação desta interface no regime de pós-flambagem. Uma análise numérica do painel reforçado que considera não linearidade geométrica e do material foi desenvolvida e validada para os diferentes casos de imperfeição na interface. O modelo de dano é baseado na Mecânica de Dano do Continuo combinado com uma lógica de contato. O modelo foi implementado no software ABAQUS com um procedimento de análise via relaxação dinâmica. Este trabalho também apresenta estudo numérico-experimental detalhado da variação das frequencias naturais e modos de vibração de um painel plano de alumínio sujeito a carregamento compressivo no regime de pré e pós-flambagem. Uma metodologia experimental robusta via caracterização da matriz de flexibilidade do sistema é proposta e validada. Diversos modelos de elementos finitos com diferentes metodologias de solução foram desenvolvidos e comparados com os resultados experimentais. Não linearidade geométrica, imperfeição geométrica e efeitos de condições de contorno também são tratados. Embora o estudo dinâmico no regime da pós-flambagem, seja baseado numa placa de alumínio, a metodologia numérico-experimental desenvolvida e validada é bastante geral e pode ser aplicada da mesma maneira para painéis de materiais compósitos.

Esta tese trata da modelagem, simulação e controle de voo de aviões muito flexíveis. A metodologia de modelagem usada foi NFNS (Non Linear Flight Dynamics - Non Linear Structural Dynamics). A metodologia NFNS foi usada para implementar o modelo de um avião, que havia sido previamente implementado com a metodologia NFLS (Non Linear Flight Dynamics - Linear Structural Dynamics). Foi realizada uma comparação entre as metodologias NFLS e NFNS com base em resultados de simulações feitas, e com base nas próprias considerações tecidas durante a modelagem. Foram notadas diferenças entre as duas metodologias, particularmente com relação a modelagem aerodinâmica. As causas encontradas para estas diferenças indicam algumas melhorias necessárias na formulação aerodinâmica na metodologia NFNS. Os efeitos de uma grande flexibilidade estrutural na dinâmica de vôo foram verificados, analisados, e explicações físicas para estes efeitos são propostas. Por fim, leis de controle não linear com a técnica do regulador integrativo universal são implementadas. Os resultados obtidos demonstram a eficácia e robustez das leis de controle projetadas.

O uso de ensaios se faz necessário ao se entrar em regiões pouco exploradas pela teoria como uma importante ferramenta para sua validação. Ensaios aeroelásticos em túnel de vento, utilizando modelos em escala, podem ser realizados com o objetivo de se verificar os métodos analíticos, necessitando de um modelo que represente qualitativamente o problema ou, em um caso mais complexo, verificar o comportamento de uma aeronave real, sendo necessário um modelo representativo dessa, que necessariamente deverá receber ensaios que demonstrem, estática e dinamicamente, sua fidelidade à estrutura real. Neste trabalho, de posse de dados experimentais referentes a ensaios em túnel de vento previamente realizados, foi elaborada uma rotina de identificação modal, com a qual foi realizada a análise dos dados de ensaio supracitados. Utilizando-se modelos teóricos de uma aeronave em escala, foi também realizada uma comparação teórico-experimental, no intuito de se verificar a qualidade dos resultados teóricos obtidos. Foi também realizado um estudo de leis de similaridade aeroelásticas, com o qual se pode fazer a correlação entre o comportamento aeroelástico entre o modelos aeroelásticos em escala reduzida e uma aeronave real.

O objetivo da presente dissertação é desenvolver um programa para cálculo expedito de tensões e propriedades geométricas de seções transversais de VANT - Veículo Aéreo não Tripulado. O trabalho expõe a fundamentação teórica que serviu de base para os cálculos, as hipóteses utilizadas, e apresenta o software juntamente com o modo de utilizá-lo. São apresentados quatro estudos de caso em que são determinados o centro de gravidade, os momentos de inércia, o centro de esforço cortante, as tensões normais e cisalhantes de modelos de caixas de torção e fuselagem, juntamente com uma análise das tensões e determinação de Margem de Segurança para o escoamento através do critério de Von Mises. Comparando os resultados fornecidos pelos estudos de caso com os dados obtidos por métodos analíticos ou disponíveis na literatura, conclui-se que o software apresentado representa uma ferramenta adequada para o dimensionamento e análise das tensões atuantes em uma estrutura de VANT.

O presente trabalho tem como objetivo o projeto preliminar da fuselagem e trem de pouso de um Veículo Aéreo Não Tripulado (VANT) em desenvolvimento pelo Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA). Com base em dados fornecidos pelas equipes de projeto do ITA, foi elaborada uma fuselagem não convencional de estrutura formada por tubos de fibra de carbono unidos por juntas de alumínio. Além da fuselagem, foi realizado o projeto do trem de pouso em alumínio. As concepções da fuselagem e do trem foram submetidas a uma análise estrutural com o objetivo da obtenção de um pré-dimensionamento de seus componentes mais relevantes. Esse dimensionamento foi baseado em um cálculo de cargas em que os dados foram fornecidos pela equipe de mecânica do vôo.

Multi-disciplinary Design Optimization highly demands computational resources, therefore it is important to develop design tools with low computational cost without compromising the fidelity of the model. The main goal of this work was to establish a methodology of training artificial neural networks for specific purposes of aircraft aerodynamic design, in order to substitute a computational fluid dynamics software in an optimization framework. This neural network would predict the lift and drag coefficients for an airliner';s wing-fuselage configuration based on its planform, airfoil, and flight condition parameters. This work also aimed to find the structure and the size of the network that best suits this problem, setting up references for future works. The aerodynamic database required for the neural network training was generated with a full-potential multiblock code. The training used the back propagation algorithm, the scaled conjugate gradient algorithm, and the Nguyen-Widrow weight initialization. Networks with different numbers of neurons were evaluated in order to minimize the regression error. The optimum networks reduced the computation time for the calculations of the aerodynamic coefficients in 4000 times when compared with the full-potential code. The average absolute errors obtained were of 0.004 and 0.0005 for lift and drag coefficients, respectively. We also propose an adapted version of the back propagation algorithm that allows the computation of gradients for optimization tasks using the artificial neural networks.