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O crescente desempenho das aeronaves aliado ao desenvolvimento de materiais cada vez mais leves e flexíveis tem levado os projetistas a utilizar coeficientes de segurança estruturais cada vez menores, o que pode tornar as superfícies aerodinâmicas mais susceptíveis a fenômenos aeroelásticos, entre eles o flutter, que deve ser cuidadosamente investigado com ensaios em solo e em voo durante o desenvolvimento e certificação de aeronaves. Para tais ensaios, é importante uma instrumentação adequada, que possa prever o aparecimento de vibrações indesejadas e possa agir de forma menos intrusiva possível, de forma a não modificar o comportamento dinâmico do sistema. Esse trabalho propõe o uso do imageamento infravermelho como instrumento para detecção de flutter, analisando se essa técnica é adequada para tal aplicação e quais as vantagens e desvantagens de seu uso. Para isso é feita uma revisão da literatura pertinente, apresentando conceitos de flutter, mecânica estrutural e tecnologia infravermelho, e em seguida é apresentada uma estrutura conhecida para se testar a técnica referida. São realizados simulações e testes na estrutura para levantamento das suas características e finalmente testes em túnel de vento, onde se verifica o funcionamento desta técnica, seus pontos positivos e pontos que requerem melhorias. / The increasing performance of aircraft together with the development of increasingly lightweight and flexible materials has led designers to use smaller structural safety factors, which can make the aerodynamic surfaces more susceptible to aeroelastic phenomena, including flutter, which should be carefully investigated with ground and flight tests during the aircraft development and certification. For such assays, it is important to use proper instrumentation, which can predict the occurrence of unwanted vibrations to act in less intrusive way possible, in order to not modify the system dynamic behavior. This work proposes the use of infrared imaging as a tool for detection of flutter, analyzing whether this technique is suitable for such application, the advantages and disadvantages of their use. For this, a review of the relevant literature is made, presenting flutter concepts, structural mechanics and infrared technology, and then a known structure used to test the technique is presented. Simulations and tests to survey the structure characteristics are presented as well as tests in the wind tunnel, performing the operation of this technique in order to address its positive points and areas that needs improvement.

Flutter é uma instabilidade aeroelástica dinâmica que envolve a interação de forças aerodinâmicas, elásticas e inerciais. Esta instabilidade pode ocorrer em superfícies de aeronaves, como asas, que apresentarão um comportamento oscilatório auto-sustentado e possíveis problemas estruturais se o mesmo não for suprimido. Um dos tipos clássicos de flutter envolve o acoplamento dos modos de vibrar de flexão e torção. Este tipo de flutter binário é conhecido como flutter flexo-torcional. Um dispositivo flexível é desenvolvido para testes de flutter flexo-torcional com asas rígidas em túnel de vento. O procedimento de projeto deste dispositivo flexível é baseado em simulações realizadas com um modelo em elementos finitos cujos resultados são testados em simulações realizadas com um modelo aeroelástico formulado para simular o comportamento aeroelástico do sistema experimental. Então, para se verificar os resultados analíticos, uma análise modal experimental é realizada e as freqüências e a forma dos modos são identificadas utilizando-se o Eigensystem Realization Algorithm. Depois disso, alguns testes em túnel de vento são realizados para a verificação da obtenção do flutter, para a caracterização do flutter e para a identificação do flutter. O desenvolvimento deste sistema experimental permite o estudo e a aplicação de leis de controle para a supressão ativa do flutter, que é o objetivo principal deste trabalho. Um controlador ativo para supressão de flutter através de realimentação de estados é projetado a partir do modelo Aeroelástico previamente desenvolvido. Este controlador é inicialmente testado em simulação e, então, são realizados experimentos em túnel de vento. O objetivo é suprimir o flutter e manter a estabilidade do sistema em malha fechada. O modelo para testes no túnel de vento é uma asa rígida retangular com perfil NACA 0012 com uma superfície de controle no bordo de fuga utilizada como atuador. / Flutter is a dynamic aeroelastic instability that involves the interaction of aerodynamic, elastic and inertial forces. This instability may occur in aircraft surfaces, like wings, which will present a self-sustained oscillatory behaviour and possible structural problems if not suppressed. One of the classical types of flutter involves the coupling of bending and torsion vibration modes. This binary type of flutter is known as flexural-torsional flutter. A flexible mount system is developed for flexural-torsional flutter tests with rigid wings in wind tunnels. The design procedure of this mount system is based in simulations performed with a finite element model which results are tested in simulations performed with an Aeroelastic model formulated to simulate the aeroelastic behaviour of the experimental system. Then, to verify the analytical results, an experimental modal analysis is performed and mode shapes and frequencies are identified using the Eigensystem Realization Algorithm. After this, some wind tunnel tests are performed to verify flutter achievement, for flutter characterization and for flutter identification. The development of this experimental system allows the study and application of active control laws for active flutter suppression, which is the main goal of this work. A state feedback controller for active flutter suppression is designed using the aeroelastic model previously developed. This controller is initially tested in simulations and, then, wind-tunnel experiments are performed. The goal is to suppress flutter and to maintain the stability of the closed loop system. The wind tunnel model is a rigid rectangular wing with a NACA 0012 airfoil section with a trailing edge control surface used as actuator.

O controle de flutter é um problema cuja solução é almejada ao longo de décadas e que ainda se apresenta como um desafio considerável. Os desafios residem basicamente no projeto de dispositivos de atuação eficientes e na síntese das leis de controle. A lógica difusa se mostra como uma técnica promissora e efetiva de controle. Neste trabalho é proposto um controlador difuso para o controle de flutter em uma asa com aerofólio do tipo NACA 0012, tendo como superfície de controle um flap. Este modelo físico é acoplado a um dispositivo elástico de sustentação da asa - DESA, que possibilita os movimentos de arfagem e deslocamento vertical. Para o desenvolvimento do modelo matemático são utilizadas as Equações de Lagrange e o Princípio do Trabalho Virtual. A determinação dos parâmetros estruturais do conjunto ASA/DESA é realizada a partir de um modelo em elementos finitos e de uma análise modal experimental. Os modos de vibrar são determinados através do ERA - Eigensystem Realization Algorithm. O estudo da atuação do controlador difuso é realizado através de simulação computacional e de análise experimental. Dois modelos difusos são utilizados na construção do controlador, o de Mamdani e o de Takagi-Sugeno-Kang. Os resultados obtidos mostram que o controlador difuso, para os dois modelos, é bastante eficiente no controle do flutter. / Flutter control is a problem for which solution has been longed for decades and still is a considerable challenge. The challenges reside basically in the development of devices with efficient performance and in the synthesis of the control laws. Fuzzy logic appears as a promising and effective technique of control. In this work, a fuzzy controller is proposed for flutter control of a wing with NACA 0012 airfoil section, having as control surface a trailing edge flap. This physical model is coupled to the elastic support device of the wing - DESA, which allows plunge and pitch displacements. For the development of the mathematical modeI, the Lagrange Equations and the Principle of the Virtual Work are used. The determination of the structural parameters of the Wing/DESA device is accomplished starting from a finite element model and from an experimental modal analysis. The vibrating modes are obtained using the Eigensystem Realization AIgorithm - ERA. The study of the fuzzy controllers performance is accomplished through simulation and experimental analysis. Two fuzzy models are used for the controller: the Mamdani and the Takagi- Sugeno-Kang. The results show that both fuzzy controllers are quite efficient in the control of flutter.

O controle de flutter é um problema cuja solução é almejada ao longo de décadas e que ainda se apresenta como um desafio considerável. Os desafios residem basicamente no projeto de dispositivos de atuação eficientes e na síntese das leis de controle. A lógica difusa se mostra como uma técnica promissora e efetiva de controle. Neste trabalho é proposto um controlador difuso para o controle de flutter em uma asa com aerofólio do tipo NACA 0012, tendo como superfície de controle um flap. Este modelo físico é acoplado a um dispositivo elástico de sustentação da asa - DESA, que possibilita os movimentos de arfagem e deslocamento vertical. Para o desenvolvimento do modelo matemático são utilizadas as Equações de Lagrange e o Princípio do Trabalho Virtual. A determinação dos parâmetros estruturais do conjunto ASA/DESA é realizada a partir de um modelo em elementos finitos e de uma análise modal experimental. Os modos de vibrar são determinados através do ERA - Eigensystem Realization Algorithm. O estudo da atuação do controlador difuso é realizado através de simulação computacional e de análise experimental. Dois modelos difusos são utilizados na construção do controlador, o de Mamdani e o de Takagi-Sugeno-Kang. Os resultados obtidos mostram que o controlador difuso, para os dois modelos, é bastante eficiente no controle do flutter. / Flutter control is a problem for which solution has been longed for decades and still is a considerable challenge. The challenges reside basically in the development of devices with efficient performance and in the synthesis of the control laws. Fuzzy logic appears as a promising and effective technique of control. In this work, a fuzzy controller is proposed for flutter control of a wing with NACA 0012 airfoil section, having as control surface a trailing edge flap. This physical model is coupled to the elastic support device of the wing - DESA, which allows plunge and pitch displacements. For the development of the mathematical modeI, the Lagrange Equations and the Principle of the Virtual Work are used. The determination of the structural parameters of the Wing/DESA device is accomplished starting from a finite element model and from an experimental modal analysis. The vibrating modes are obtained using the Eigensystem Realization AIgorithm - ERA. The study of the fuzzy controllers performance is accomplished through simulation and experimental analysis. Two fuzzy models are used for the controller: the Mamdani and the Takagi- Sugeno-Kang. The results show that both fuzzy controllers are quite efficient in the control of flutter.

Flutter é uma instabilidade aeroelástica dinâmica que envolve a interação de forças aerodinâmicas, elásticas e inerciais. Esta instabilidade pode ocorrer em superfícies de aeronaves, como asas, que apresentarão um comportamento oscilatório auto-sustentado e possíveis problemas estruturais se o mesmo não for suprimido. Um dos tipos clássicos de flutter envolve o acoplamento dos modos de vibrar de flexão e torção. Este tipo de flutter binário é conhecido como flutter flexo-torcional. Um dispositivo flexível é desenvolvido para testes de flutter flexo-torcional com asas rígidas em túnel de vento. O procedimento de projeto deste dispositivo flexível é baseado em simulações realizadas com um modelo em elementos finitos cujos resultados são testados em simulações realizadas com um modelo aeroelástico formulado para simular o comportamento aeroelástico do sistema experimental. Então, para se verificar os resultados analíticos, uma análise modal experimental é realizada e as freqüências e a forma dos modos são identificadas utilizando-se o Eigensystem Realization Algorithm. Depois disso, alguns testes em túnel de vento são realizados para a verificação da obtenção do flutter, para a caracterização do flutter e para a identificação do flutter. O desenvolvimento deste sistema experimental permite o estudo e a aplicação de leis de controle para a supressão ativa do flutter, que é o objetivo principal deste trabalho. Um controlador ativo para supressão de flutter através de realimentação de estados é projetado a partir do modelo Aeroelástico previamente desenvolvido. Este controlador é inicialmente testado em simulação e, então, são realizados experimentos em túnel de vento. O objetivo é suprimir o flutter e manter a estabilidade do sistema em malha fechada. O modelo para testes no túnel de vento é uma asa rígida retangular com perfil NACA 0012 com uma superfície de controle no bordo de fuga utilizada como atuador. / Flutter is a dynamic aeroelastic instability that involves the interaction of aerodynamic, elastic and inertial forces. This instability may occur in aircraft surfaces, like wings, which will present a self-sustained oscillatory behaviour and possible structural problems if not suppressed. One of the classical types of flutter involves the coupling of bending and torsion vibration modes. This binary type of flutter is known as flexural-torsional flutter. A flexible mount system is developed for flexural-torsional flutter tests with rigid wings in wind tunnels. The design procedure of this mount system is based in simulations performed with a finite element model which results are tested in simulations performed with an Aeroelastic model formulated to simulate the aeroelastic behaviour of the experimental system. Then, to verify the analytical results, an experimental modal analysis is performed and mode shapes and frequencies are identified using the Eigensystem Realization Algorithm. After this, some wind tunnel tests are performed to verify flutter achievement, for flutter characterization and for flutter identification. The development of this experimental system allows the study and application of active control laws for active flutter suppression, which is the main goal of this work. A state feedback controller for active flutter suppression is designed using the aeroelastic model previously developed. This controller is initially tested in simulations and, then, wind-tunnel experiments are performed. The goal is to suppress flutter and to maintain the stability of the closed loop system. The wind tunnel model is a rigid rectangular wing with a NACA 0012 airfoil section with a trailing edge control surface used as actuator.

O crescente desempenho das aeronaves aliado ao desenvolvimento de materiais cada vez mais leves e flexíveis tem levado os projetistas a utilizar coeficientes de segurança estruturais cada vez menores, o que pode tornar as superfícies aerodinâmicas mais susceptíveis a fenômenos aeroelásticos, entre eles o flutter, que deve ser cuidadosamente investigado com ensaios em solo e em voo durante o desenvolvimento e certificação de aeronaves. Para tais ensaios, é importante uma instrumentação adequada, que possa prever o aparecimento de vibrações indesejadas e possa agir de forma menos intrusiva possível, de forma a não modificar o comportamento dinâmico do sistema. Esse trabalho propõe o uso do imageamento infravermelho como instrumento para detecção de flutter, analisando se essa técnica é adequada para tal aplicação e quais as vantagens e desvantagens de seu uso. Para isso é feita uma revisão da literatura pertinente, apresentando conceitos de flutter, mecânica estrutural e tecnologia infravermelho, e em seguida é apresentada uma estrutura conhecida para se testar a técnica referida. São realizados simulações e testes na estrutura para levantamento das suas características e finalmente testes em túnel de vento, onde se verifica o funcionamento desta técnica, seus pontos positivos e pontos que requerem melhorias. / The increasing performance of aircraft together with the development of increasingly lightweight and flexible materials has led designers to use smaller structural safety factors, which can make the aerodynamic surfaces more susceptible to aeroelastic phenomena, including flutter, which should be carefully investigated with ground and flight tests during the aircraft development and certification. For such assays, it is important to use proper instrumentation, which can predict the occurrence of unwanted vibrations to act in less intrusive way possible, in order to not modify the system dynamic behavior. This work proposes the use of infrared imaging as a tool for detection of flutter, analyzing whether this technique is suitable for such application, the advantages and disadvantages of their use. For this, a review of the relevant literature is made, presenting flutter concepts, structural mechanics and infrared technology, and then a known structure used to test the technique is presented. Simulations and tests to survey the structure characteristics are presented as well as tests in the wind tunnel, performing the operation of this technique in order to address its positive points and areas that needs improvement.

Diagrams are useful to visualize and design complex structures and relationships. They are frequently used in areas like software engineering or data flow management. There are a plethora of tools that allow a user to draw a diagram; however, they represent a diagram as an image. On the contrary, there are tools specifically designed to utilize a model behind the diagram, but they often lack in the area of user interaction and user interface. The thesis aims to try to bridge this gap, by providing a multiplatform implementation of diagram editing library in Flutter. By doing so, the library allows developers to focus on the utilization of the underlying diagram model. This will support the creation of new applications that offer modern user interface and utilize the diagram model. The library is not tailored to a single use-case or a diagram type. Instead, it focuses on general support of view or edit diagram operations. As Flutter can run in multiple environments, like mobile phones or web browsers, the library is designed to provide a user friendly experience for all of these platforms. The library design allows easy implementation and application in different areas, use-cases. This is demonstrated on two proof-of-concept diagram editing applications that use the library. 1

International Telemetering Conference Proceedings / October 28-31, 1996 / Town and Country Hotel and Convention Center, San Diego, California / The Interactive Analysis and Display System (IADS) provides the structures flight test engineer with enhanced test-data processing, management, and display capabilities necessary to perform safety critical aircraft analysis in near real time during a flight test mission. Germane to hazardous, fast-paced flight test programs is a need for enhanced situational awareness in the Mission Control Room (MCR). The IADS provides an enhanced situational awareness by providing an analysis and display capability designed to enhance the confidence of the engineer in making clearance decisions within the MCR environment. The IADS will allow the engineer to achieve this confidence level by providing a real-time display capability along with a simultaneous near real-time processing capability consisting of both time domain and frequency domain analyses. The system provides for displaying real-time data while performing interactive and automated near real-time analyses. The system also alerts the engineer when displayed and non-displayed parameters exceed predefined threshold limits. Both real-time data and results created in near real-time may be compared to predicted data on workstations to enhance the user’s confidence in making point-to-point clearance decisions. The IADS also provides a post-flight capability at the engineers project area desktop. Having a user interface that is common with the real-time system, the post-flight IADS provides all of the capabilities of the real-time IADS plus additional data storage and data organization to allow the engineer to perform structural analysis with test data from the complete test program. This paper discusses the system overview and capabilities of the IADS.