Made available in DSpace on 2014-06-11T19:28:33Z (GMT). No. of bitstreams: 0 Previous issue date: 2012-11-29Bitstream added on 2014-06-13T20:37:36Z : No. of bitstreams: 1 braga_gw_me_guara.pdf: 3089752 bytes, checksum: 837118811a801f0f57c8d0d5994cdd4c (MD5) / Coordenação de Aperfeiçoamento de Pessoal de Nível Superior (CAPES) / No desempenho de suas atividades aéreas, os pilotos de helicópteros são submetidos a posturas que impõem tensões contínuas em determinados grupos musculares, ao mesmo tempo em que deixam outras musculaturas em desuso. Diante disso, observam-se inúmeros casos de lombalgia que acometem pilotos de helicópteros Esquilo, principalmente nas Forças Armadas, sendo prováveis causas a ergonomia do assento e a vibração que o corpo sofre. Diante de tal fato, este estudo teve os seguintes objetivos: (1) mensurar os níveis de aceleração (vibração), na direção longitudinal (eixo z) da coluna lombar a que os pilotos de helicópteros As-350 L1 Esquilo estão expostos durante o voo; (2) verificar a atividade muscular dos eretores da espinha dos pilotos de helicópteros As-350 L1 Esquilo, com um aparelho de eletromiografia, durante a exposição à vibração em voo; (3) analisar os dados dos pilotos, da aceleração, os sinais de eletromiografia dos músculos eretores da espinha e a sua correlação. A fim de atingir esses objetivos, foram distribuídos 60 questionários para os pilotos de Esquilo do Complexo de Aviação do Exército em Taubaté-SP. Posteriormente, foram selecionados dois pilotos do sexo masculino, de estatura média e acima da média, na faixa etária de 30 a 35 anos de idade, com mais de 300 horas de voo e com classificações morfológicas corporais diferentes, de acordo com a tabela IMC. Após a coleta dos dados, os resultados foram analisados através da norma ISO 2631: 1997 e tratados estatisticamente. No estudo, observou-se que esses pilotos estão expostos a uma vibração de corpo inteiro que requer cautela em relação ao risco à saúde, pois os valores de aceleração encontrados no estudo encontraram-se compreendidos na... / The helicopter pilot’s posture while operating an aircraft can cause continuing strain on certain muscle groups while leaving others unused. Many Esquilo helicopter pilots, especially in the military, are reported to suffer from low back pain, the probable causes being seat ergonomics and the effect of aircraft vibration on the body. With this in mind, this study proposed the following objectives: (1) measure the levels of acceleration (vibration) in the longitudinal direction (z axis) to which the L1-350 Esquilo pilot lumbar spine is exposed during flight, (2) check the L1-350 Esquilo pilot spinal erector muscle activity while exposed to vibration during flight, using electromyography and (3) analyze the data pertaining to the pilot and acceleration, the spinal erector muscle electromyography signals and the correlation between them. In order to achieve these goals, 60 questionnaires were distributed to Esquilo pilots from the Army Aviation Compound of Taubaté (Complexo de Aviação do Exército de Taubaté) in São Paulo. Then, two male pilots were selected, between the ages of 30 and 35, each with more than 300 flight hours, with different body morphological classifications according to the BMI table, one of average height and the other above average height. The collected data was analyzed according to ISO 2631:1997 and statistically studied. It was observed that the pilots’ whole-body vibration levels are such that caution is required to avoid health problems, especially considering those pilots who are members of the military whose exposure is higher due to the number of operational flights. The electromyogram also showed that pilot muscle activity was insignificant due to the small variation in the activity potential of the analyzed muscle. It was... (Complete abstract click electronic access below)

Orientador: Jose Geraldo Trani Brandão / Banca: José Elias Tomazini / Banca: Valdeci Donizete Gonçalves / Resumo: No desempenho de suas atividades aéreas, os pilotos de helicópteros são submetidos a posturas que impõem tensões contínuas em determinados grupos musculares, ao mesmo tempo em que deixam outras musculaturas em desuso. Diante disso, observam-se inúmeros casos de lombalgia que acometem pilotos de helicópteros Esquilo, principalmente nas Forças Armadas, sendo prováveis causas a ergonomia do assento e a vibração que o corpo sofre. Diante de tal fato, este estudo teve os seguintes objetivos: (1) mensurar os níveis de aceleração (vibração), na direção longitudinal (eixo z) da coluna lombar a que os pilotos de helicópteros As-350 L1 Esquilo estão expostos durante o voo; (2) verificar a atividade muscular dos eretores da espinha dos pilotos de helicópteros As-350 L1 Esquilo, com um aparelho de eletromiografia, durante a exposição à vibração em voo; (3) analisar os dados dos pilotos, da aceleração, os sinais de eletromiografia dos músculos eretores da espinha e a sua correlação. A fim de atingir esses objetivos, foram distribuídos 60 questionários para os pilotos de Esquilo do Complexo de Aviação do Exército em Taubaté-SP. Posteriormente, foram selecionados dois pilotos do sexo masculino, de estatura média e acima da média, na faixa etária de 30 a 35 anos de idade, com mais de 300 horas de voo e com classificações morfológicas corporais diferentes, de acordo com a tabela IMC. Após a coleta dos dados, os resultados foram analisados através da norma ISO 2631: 1997 e tratados estatisticamente. No estudo, observou-se que esses pilotos estão expostos a uma vibração de corpo inteiro que requer cautela em relação ao risco à saúde, pois os valores de aceleração encontrados no estudo encontraram-se compreendidos na... (Resumo completo, clicar acesso eletrônico abaixo) / Abstract: The helicopter pilot's posture while operating an aircraft can cause continuing strain on certain muscle groups while leaving others unused. Many Esquilo helicopter pilots, especially in the military, are reported to suffer from low back pain, the probable causes being seat ergonomics and the effect of aircraft vibration on the body. With this in mind, this study proposed the following objectives: (1) measure the levels of acceleration (vibration) in the longitudinal direction (z axis) to which the L1-350 Esquilo pilot lumbar spine is exposed during flight, (2) check the L1-350 Esquilo pilot spinal erector muscle activity while exposed to vibration during flight, using electromyography and (3) analyze the data pertaining to the pilot and acceleration, the spinal erector muscle electromyography signals and the correlation between them. In order to achieve these goals, 60 questionnaires were distributed to Esquilo pilots from the Army Aviation Compound of Taubaté (Complexo de Aviação do Exército de Taubaté) in São Paulo. Then, two male pilots were selected, between the ages of 30 and 35, each with more than 300 flight hours, with different body morphological classifications according to the BMI table, one of average height and the other above average height. The collected data was analyzed according to ISO 2631:1997 and statistically studied. It was observed that the pilots' whole-body vibration levels are such that caution is required to avoid health problems, especially considering those pilots who are members of the military whose exposure is higher due to the number of operational flights. The electromyogram also showed that pilot muscle activity was insignificant due to the small variation in the activity potential of the analyzed muscle. It was... (Complete abstract click electronic access below) / Mestre

Made available in DSpace on 2014-06-11T19:22:32Z (GMT). No. of bitstreams: 0 Previous issue date: 2011-02-16Bitstream added on 2014-06-13T18:49:31Z : No. of bitstreams: 1 silva_jl_me_ilha.pdf: 4436511 bytes, checksum: a3ef3dcb55e4a2eca8bbc6e79470f5cc (MD5) / Conselho Nacional de Desenvolvimento Científico e Tecnológico (CNPq) / O principal objetivo do trabalho é explorar a técnica de controle robusto com Modos Deslizantes para a acomodação e atenuação de uma falha no sinal de controle de um helicóptero. Foram projetados dois controladores, o Controle com Estrutura Variável e Modos Deslizantes contínuo no tempo (CEV/MD), e o segundo é o Controle Discreto com Modos Deslizantes (CDMD). Foi usado um modelo matemático não linear que representa um simulador de voo (Helicóptero 3-DOF da Quanser R ), que é um equipamento útil para o ensino, aplicação e desenvolvimento de técnicas de controle robusto. Os resultados experimentais obtidos, fazem uma comparação entre o controle contínuo e o controle discreto. Para que essa comparação seja feita foi inserida uma falha no sinal de controle. Mesmo diante das diferenças na resposta do sinal de controle, entre os controladores, o sistema teve um bom desempenho quando controlado pelo CEV/MD e CDMD, mostrando assim a eficiência da técnica de controle com Modos Deslizantes / The main objective of this work is the exploration of the robust control technique with Sliding Mode (VSC-SM) for fault accommodation and attenuation in an aircraft’s propulsion system. Two controllers were designed, Variable Structure Control with Sliding Mode (VSCSM) and Discrete Control with Sliding Modes (DCSM). For that, it was used a mathematical model of a flight Simulator of a Quanser’s helicopter, named as 3-DOF Helicopter, which is an excellent module for teaching, application and development of robust control techniques. The results obtained in digital simulations show great performance of the system in fault when controlled by VSC-SM and DCSM

O uso de materiais inteligentes em problemas de controle de vibração tem sido investigado em diversas pesquisas ao longo dos últimos anos. Apesar de que diferentes materiais inteligentes estão disponíveis, o piezelétrico tem recebido grande atenção devido à facilidade de uso como sensores, atuadores, ou ambos simultaneamente. As principais técnicas de controle usando materiais piezoelétricos são os ativos e passivos. Circuitos piezelétricos passivos são ajustados para uma frequência específica e, portanto, a largura de banda efetiva é pequena. Embora os sistemas ativos possam apresentar um bom desempenho no controle de vibração, a quantidade de energia externa e hardware adicionado são questões importantes. As técnicas SSD (Synchronized Switch Damping) foram desenvolvidas como uma alternativa aos controladores passivos e controladores ativos de vibração. Elas podem ser técnicas semi-ativas ou semi-passivas que introduzem um tratamento não linear na tensão elétrica proveniente do material piezelétrico e induz um aumento na conversão de energia mecânica para energia elétrica e, consequentemente, um aumento no efeito de amortecimento. Neste trabalho, o controle piezoelétrico semi-passivo de uma pá piezelétrica engastada é apresentado e comparado com outros controladores. O modelo não linear electromecânico de uma pá com piezocerâmicas incorporados é determinado com base no método variacional-assintótico (VAM). O sistema rotativo acoplado não linear é resolvido no domínio do tempo, utilizando um método de integração alfa-generalizado afim de garantir a estabilidade numérica. As simulações são realizadas para uma vasta gama de velocidades de rotação. Em primeiro lugar, um conjunto de resistências (variando desde a condição de curto-circuito para a condição de circuito aberto) é considerada. O efeito da resistência ótima (que resulta em máximo amortecimento) sobre o comportamento do sistema é investigado para o aumento da velocidade de rotação. Mais tarde, a técnica SSDS é utilizada para amortecer as oscilações da pá com o aumento da velocidade de rotação. Os resultados mostram que a técnica SSDS pode ser um método útil para o controle de vibrações de vigas rotativas não lineares, tais como pás de helicóptero. / The use of smart materials in vibration control problems has been investigated in several researches over the last years. Although dierent smart materials are available, the piezoelectric one has received great attention due to ease of use as sensors, actuators, or both. The main control techniques using piezoelectric materials are the active and passive ones. Passive piezoelectric networks are adjusted for specic target frequencies and, therefore, the eective bandwidth of such systems is small. Although active systems can achieve good vibration control performance, the amount of external power and added hardware are important issues. The synchronized switch damping (SSD) technique was developed in order to address the issues of passive damping methodologies as well as the issues of active control systems. The SSD can be classied as semi-passive technique or semi-active technique that introduce the nonlinear treatment of the piezoelectric element voltage output and induce an increase in mechanical to electrical energy conversion and, consequently, the shunt damping eect. In this work, the semi-passive piezoelectric control of a rotating cantilever beam response is presented and compared with other controllers. The nonlinear electromechanical model of a rotating beam with embedded piezoceramics is derived based on the variational-asymptotic method (VAM). The coupled non-linear rotary system is solved in the time-domain by using a generalized-alpha integration method in order to guarantee numerical stability. The simulations are performed for a wide range of rotating speeds. First, a set of load resistances (ranging from short circuit condition to open circuit condition) is considered. The eect of optimum load resistance (for maximum damping) on the elastic behavior of the beam is investigated for increasing rotating speed. Later, the synchronized switch damping on short (SSDS) technique is employed to damp the nonlinear oscillations of the rotating beam with increasing rotating speed. Results show that the SSDS technique can be a useful method of control for nonlinear rotating beams such as helicopter blades.

Este trabalho aborda o estudo de um sistema de referência inercial de posição e atitude e um sistema de controle para um helicóptero autônomo utilizando, como base para formulação e testes, o modelo linearizado da aeronave Yamaha R-MAX. Um sistema de referência inercial (INS) e um sistema de referência de atitude e orientação (AHRS) são utilizados para estimar a posição e atitude da aeronave, e estimadores robustos baseados no filtro de Kalman são empregados para minimizar os efeitos de incertezas paramétricas. É utilizada uma estratégia de controle em cascata com três malhas consistindo de uma malha interna para garantir a estabilidade do helicóptero (são utilizadas as técnicas LQR e H \'INFINITO\', separadamente), uma malha intermediária baseada em linearização por realimentação (FLC) para desacoplar os pares entrada/saída e uma malha externa baseada em um controlador proporcional-derivativo (PD) para permitir o rastreamento da trajetória. Resultados de simulação são apresentados para avaliar o desempenho de cada abordagem. / This work concerns the study of an inertial reference system and a control system for an autonomous helicopter using, as basis for the formulation and testing, the linearized mo del of the aircraft Yamaha R-MAX. An inertial navigation system (INS) and an attitude and orientation reference system (AHRS) are used to estimate the position and attitude of the aircraft and robust estimators based on Kalman filter are employed to minimize the effects of parametric uncertainties. A cascaded control architecture with three control methodologies is used, consisting of an inner-loop to ensure stability of the helicopter (the LQR and H \'INFINITE\' techniques are used, separately), a mid-loop based on linearization feedback (FLC) to decouple the dynamics ofthe lateral, longitudinal, vertical and heading axes and an outer-loop based on a proportional-derivative (PD) controller to enable trajectory tracking. Simulation results are presented to evaluate the performance of each approach.

Este trabalho apresenta uma abordagem para a identificação da dinâmica não linear do modelo matemático de uma pá de helicóptero em rotação. Durante a simulação, foi considerado o helicóptero em voo pairado. Foi usada a representação bilinear para o modelo, uma das formas mais simples de representação de um modelo não linear. O modelo matemático da pá foi implementado através do método de elementos finitos e simulado em ambiente Matlab. Foi suada na identificação, uma rede neural artificial como técnica não convencional, já que demonstra grande capacidade de aproximação de modelos não lineares, grande desempenho em análise da dinâmica de sistemas flexíveis e implementação e rapidez consideráveis. As redes neurais com processamento temporal são usadas para aproximar componentes da dinâmica não linear sobre um conjunto de entradas prescritas, e são usadas em simulação como meio rápido de obter a resposta no tempo. Para capturar a natureza recursiva dos componentes dinâmicos do sistema foi usada uma rede feedforward com processamento temporal, com uma camada intermediária de neurônios e com entradas na rede atrasadas. Para verificar o desempenho da rede, foi feita a comparação entre os dados de simulação obtidos originalmente e os dados resultantes de simulação da rede. Este trabalho foi desenvolvido visando futuramente aplicação de técnicas de controle de vibrações em pás rotativas. / This work presents an approach for non-linear dynamics identification of a rotating helicopter blade mathematical model. During simulation, the helicopter was considered in hovering flight. A bilinear representation was used for the model, since it is known as one of the simplest forms of representation of a non linear model. Mathematical model of blade was implemented using finite elements method and simulated in Matlab. A neural network is used in the identification process as a non conventional technique, since it demonstrates good capacity for approximation non-linear models and good performance in terms of the analysis of the dynamics of flexible systems. It also presents good performance in terms of implementation and processing speed. The neural networks with time dependent processing are used to approximate the components of the non-linear dynamics over a prescribed inputs set, and they are used in simulation as a rapid way of obtaining the time response. In order to capture the recursive nature of the dynamic components of the system, a feedforward network with time dependent processing, with an intermediate layer of neurons and delayed inputs is used. The performance of the net was verified comparing the results obtained originally by simulation with those resulting from the network emulation. This work was developed in order to apply vibration control techniques to rotating blades.

Este trabalho apresenta uma abordagem para a identificação da dinâmica não linear do modelo matemático de uma pá de helicóptero em rotação. Durante a simulação, foi considerado o helicóptero em voo pairado. Foi usada a representação bilinear para o modelo, uma das formas mais simples de representação de um modelo não linear. O modelo matemático da pá foi implementado através do método de elementos finitos e simulado em ambiente Matlab. Foi suada na identificação, uma rede neural artificial como técnica não convencional, já que demonstra grande capacidade de aproximação de modelos não lineares, grande desempenho em análise da dinâmica de sistemas flexíveis e implementação e rapidez consideráveis. As redes neurais com processamento temporal são usadas para aproximar componentes da dinâmica não linear sobre um conjunto de entradas prescritas, e são usadas em simulação como meio rápido de obter a resposta no tempo. Para capturar a natureza recursiva dos componentes dinâmicos do sistema foi usada uma rede feedforward com processamento temporal, com uma camada intermediária de neurônios e com entradas na rede atrasadas. Para verificar o desempenho da rede, foi feita a comparação entre os dados de simulação obtidos originalmente e os dados resultantes de simulação da rede. Este trabalho foi desenvolvido visando futuramente aplicação de técnicas de controle de vibrações em pás rotativas. / This work presents an approach for non-linear dynamics identification of a rotating helicopter blade mathematical model. During simulation, the helicopter was considered in hovering flight. A bilinear representation was used for the model, since it is known as one of the simplest forms of representation of a non linear model. Mathematical model of blade was implemented using finite elements method and simulated in Matlab. A neural network is used in the identification process as a non conventional technique, since it demonstrates good capacity for approximation non-linear models and good performance in terms of the analysis of the dynamics of flexible systems. It also presents good performance in terms of implementation and processing speed. The neural networks with time dependent processing are used to approximate the components of the non-linear dynamics over a prescribed inputs set, and they are used in simulation as a rapid way of obtaining the time response. In order to capture the recursive nature of the dynamic components of the system, a feedforward network with time dependent processing, with an intermediate layer of neurons and delayed inputs is used. The performance of the net was verified comparing the results obtained originally by simulation with those resulting from the network emulation. This work was developed in order to apply vibration control techniques to rotating blades.

Este trabalho aborda o estudo de um sistema de referência inercial de posição e atitude e um sistema de controle para um helicóptero autônomo utilizando, como base para formulação e testes, o modelo linearizado da aeronave Yamaha R-MAX. Um sistema de referência inercial (INS) e um sistema de referência de atitude e orientação (AHRS) são utilizados para estimar a posição e atitude da aeronave, e estimadores robustos baseados no filtro de Kalman são empregados para minimizar os efeitos de incertezas paramétricas. É utilizada uma estratégia de controle em cascata com três malhas consistindo de uma malha interna para garantir a estabilidade do helicóptero (são utilizadas as técnicas LQR e H \'INFINITO\', separadamente), uma malha intermediária baseada em linearização por realimentação (FLC) para desacoplar os pares entrada/saída e uma malha externa baseada em um controlador proporcional-derivativo (PD) para permitir o rastreamento da trajetória. Resultados de simulação são apresentados para avaliar o desempenho de cada abordagem. / This work concerns the study of an inertial reference system and a control system for an autonomous helicopter using, as basis for the formulation and testing, the linearized mo del of the aircraft Yamaha R-MAX. An inertial navigation system (INS) and an attitude and orientation reference system (AHRS) are used to estimate the position and attitude of the aircraft and robust estimators based on Kalman filter are employed to minimize the effects of parametric uncertainties. A cascaded control architecture with three control methodologies is used, consisting of an inner-loop to ensure stability of the helicopter (the LQR and H \'INFINITE\' techniques are used, separately), a mid-loop based on linearization feedback (FLC) to decouple the dynamics ofthe lateral, longitudinal, vertical and heading axes and an outer-loop based on a proportional-derivative (PD) controller to enable trajectory tracking. Simulation results are presented to evaluate the performance of each approach.

O uso de materiais inteligentes em problemas de controle de vibração tem sido investigado em diversas pesquisas ao longo dos últimos anos. Apesar de que diferentes materiais inteligentes estão disponíveis, o piezelétrico tem recebido grande atenção devido à facilidade de uso como sensores, atuadores, ou ambos simultaneamente. As principais técnicas de controle usando materiais piezoelétricos são os ativos e passivos. Circuitos piezelétricos passivos são ajustados para uma frequência específica e, portanto, a largura de banda efetiva é pequena. Embora os sistemas ativos possam apresentar um bom desempenho no controle de vibração, a quantidade de energia externa e hardware adicionado são questões importantes. As técnicas SSD (Synchronized Switch Damping) foram desenvolvidas como uma alternativa aos controladores passivos e controladores ativos de vibração. Elas podem ser técnicas semi-ativas ou semi-passivas que introduzem um tratamento não linear na tensão elétrica proveniente do material piezelétrico e induz um aumento na conversão de energia mecânica para energia elétrica e, consequentemente, um aumento no efeito de amortecimento. Neste trabalho, o controle piezoelétrico semi-passivo de uma pá piezelétrica engastada é apresentado e comparado com outros controladores. O modelo não linear electromecânico de uma pá com piezocerâmicas incorporados é determinado com base no método variacional-assintótico (VAM). O sistema rotativo acoplado não linear é resolvido no domínio do tempo, utilizando um método de integração alfa-generalizado afim de garantir a estabilidade numérica. As simulações são realizadas para uma vasta gama de velocidades de rotação. Em primeiro lugar, um conjunto de resistências (variando desde a condição de curto-circuito para a condição de circuito aberto) é considerada. O efeito da resistência ótima (que resulta em máximo amortecimento) sobre o comportamento do sistema é investigado para o aumento da velocidade de rotação. Mais tarde, a técnica SSDS é utilizada para amortecer as oscilações da pá com o aumento da velocidade de rotação. Os resultados mostram que a técnica SSDS pode ser um método útil para o controle de vibrações de vigas rotativas não lineares, tais como pás de helicóptero. / The use of smart materials in vibration control problems has been investigated in several researches over the last years. Although dierent smart materials are available, the piezoelectric one has received great attention due to ease of use as sensors, actuators, or both. The main control techniques using piezoelectric materials are the active and passive ones. Passive piezoelectric networks are adjusted for specic target frequencies and, therefore, the eective bandwidth of such systems is small. Although active systems can achieve good vibration control performance, the amount of external power and added hardware are important issues. The synchronized switch damping (SSD) technique was developed in order to address the issues of passive damping methodologies as well as the issues of active control systems. The SSD can be classied as semi-passive technique or semi-active technique that introduce the nonlinear treatment of the piezoelectric element voltage output and induce an increase in mechanical to electrical energy conversion and, consequently, the shunt damping eect. In this work, the semi-passive piezoelectric control of a rotating cantilever beam response is presented and compared with other controllers. The nonlinear electromechanical model of a rotating beam with embedded piezoceramics is derived based on the variational-asymptotic method (VAM). The coupled non-linear rotary system is solved in the time-domain by using a generalized-alpha integration method in order to guarantee numerical stability. The simulations are performed for a wide range of rotating speeds. First, a set of load resistances (ranging from short circuit condition to open circuit condition) is considered. The eect of optimum load resistance (for maximum damping) on the elastic behavior of the beam is investigated for increasing rotating speed. Later, the synchronized switch damping on short (SSDS) technique is employed to damp the nonlinear oscillations of the rotating beam with increasing rotating speed. Results show that the SSDS technique can be a useful method of control for nonlinear rotating beams such as helicopter blades.

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