No desenvolvimento de aeronaves, o critério para a escolha da técnica de simulação a ser aplicada em tal projeto está no compromisso entre o tempo necessário para obtenção dos resultados e a qualidade da solução. O projeto inverso, técnica que determina a forma do aerofólio que é responsável por produzir uma distribuição de pressão meta numa condição específica de escoamento, apresenta boa solução para um menor tempo comparando-se com o método de otimização. Porém o projeto inverso apresenta a desvantagem de necessitar que seja descrita a distribuição de pressão meta que produzirá melhor performance aerodinâmica, sendo que esta tarefa não é trivial mesmo para aerodinamicistas experientes. Existem modelos simplificados que auxiliam o aerodinamicista na prescrição da distribuição de pressão meta, e por serem empíricos buscou-se estudar suas limitações. Sendo assim, o objetivo deste trabalho é validar os modelos paramétricos, de formulação semi-empírica e simplificada, utilizando soluções de maior fidelidade. A perspectiva deste trabalho é que, obtendo-se resultados positivos quanto a parametrização da distribuição de pressão, haveria a possibilidade de auxiliar o aerodinamicista no projeto inverso na tarefa de descrição da distribuição de pressão meta ótimo.

O lançamento de carga em voo a baixas alturas, também denominado manobra LAPE (Low Altitude Parachute Extraction), é uma forma de abastecer tropas em solo e populações em missões humanitárias quando o ambiente não é propício para pouso. Essa manobra é realizada muito próxima ao solo e provoca uma grande variação do centro de gravidade da aeronave, o que a expõe à instabilidade. A instabilidade conjugada com a baixa altura caracteriza essa manobra como de alto risco, exigindo muita habilidade, experiência e esforço do piloto. Diante desse contexto, nesse trabalho foram implementados sistemas de controle a fim de diminuir a carga de trabalho do piloto e o risco envolvido na manobra. O lançamento de carga em voo foi modelado considerando variações no CG e variações da massa do avião. Duas técnicas foram utilizadas para a implementação do controlador: o método LQ e o método da linha de controle robusto H? Loop Shaping. Foram realizadas análises de robustez com respeito ao desempenho e à estabilidade na malha fechada do sistema para os controladores obtidos. A análise de estabilidade se baseiou nas variações paramétricas do modelo que consiste nas variações do CG e da massa. A análise de robustez com respeito ao desempenho foi realizada utilizando as funções sensitividade e sensitividade complementar além da análise da influência do vento estocástico no sistema, representado pelo modelo de Dryden.

O transporte de carga ocupa um espaço importante no cenário de aviação civil e militar. Do ponto de vista tático, é frequente na aviação de defesa a necessidade de aeronaves capazes de movimentar cargas relativamente pequenas com agilidade a zonas de conflito ou de difícil acesso. Em casos onde o pouso não é possível ou muito arriscado, o lançamento em voo pode ser uma solução adequada, embora leve a uma situação delicada do ponto de vista do controle da aeronave uma vez que tal operação acarreta uma variação rápida e de grande magnitude de diversos parâmetros ligados à estabilidade tais como centro de gravidade e momento de inércia. Uma solução baseada em técnicas de síntese robusta é proposta para a obtenção de uma lei de controle automático que leve em conta tal variação de parâmetros e seja capaz de garantir a estabilidade da aeronave durante a operação de extração e lançamento de carga. As especificações são explicitadas na forma de funções de ponderação escolhidas de forma adequada de maneira a permitir a síntese de um controlador robusto que respeite as restrições impostas ao projeto. A solução encontrada é avaliada através de análises de estabilidade e qualidade de voo.

Os modelos markovianos são ferramentas importantes para o estudo do comportamento dos sistemas de produção. Seu uso requer, no entanto, que os tempos de permanência nos estados do sistema apresentem uma distribuição exponencial negativa. O método de estágios é uma ferramenta comum usada para ajustar distribuições de probabilidade não exponenciais, permitindo o seu uso em modelos markovianos. O presente trabalho apresenta uma revisão dos procedimentos existentes de estimação de parâmetros para as famílias de distribuições de probabilidade que surgem no uso do método, especialmente as distribuições do tipo fase. A caracterização e as propriedades dessas distribuições são apresentadas, juntamente com os procedimentos de estimação. Os resultados de uma implementação do método da máxima verossimilhança são estudados em detalhe, com a verificação dos propriedades estatísticas e uma comparação com os resultados de um método similar. Uma breve aplicação é feita em amostras obtidas dos processos de manutenção de uma instalação industrial.

Este trabalho apresenta a modelagem e identificação de um manipulador robótico com flexibilidade mecânica distribuída ao longo dos seus elos. O aparato experimental utilizado é um manipulador robótico com dois elos flexíveis que se move no plano horizontal. O manipulador é movido por dois motores elétricos DC sem escovas e monitorado por tacômetros, extensômetros e acelerômetros. Um modelo de dimensão finita é gerado usando o método dos modos assumidos. A mecânica Lagrangeana é utilizada para encontrar as equações de movimento. Atuadores e sensores também são modelados a fim de gerar o modelo dinâmico do sistema completo. A identificação não-paramétrica é feita usando dados experimentais, gerando funções de resposta em frequência experimentais. Os parâmetros do modelo teórico são ajustados através de uma identificação paramétrica, gerando funções de resposta em frequência teóricas. A identificação não paramétrica encontrada foi satisfatória, sem evidenciar ruídos ou saturações. As FRF teóricas geradas foram satisfatoriamente próximas das experimentais, evidenciando o sucesso da identificação paramétrica.

Este trabalho contribui com a pesquisa na área de VANTs, tendo o objetivo de apresentar a identificação do sistema dinâmico do VANT Vector-P com dados de ensaio em voo e realizar um projeto de piloto automático utilizando o modelo identificado. Adicionalmente, um estudo sobre pilotos automáticos é apresentado com o objetivo de abordar e propor diferentes arquiteturas para futura implementação no sistema embarcado do Vector-P. Para realizar a identificação dos coeficientes aerodinâmicos da aeronave foi utilizado o método de estimação de parâmetros através do método do erro de saída, que consiste na minimização do erro quadrático médio da saída da planta real e do modelo identificado. A minimização da função custo foi realizada através da combinação do método de Levenberg-Marquardt com um método heurístico baseado em busca estocástica. As manobras realizadas na campanha de ensaio em voo são do tipo "multistep 3-2-1-1" e "doublet" com o objetivo de excitar os modos dinâmicos da aeronave na frequência de interesse. Um sistema de aquisição de dados embarcado foi implementado para colher as informações de ensaio em voo associadas ao movimento longitudinal da aeronave. A validação do modelo identificado foi realizada através da aplicação dos critérios Cramér-Rao Bonds, Goodness of Fit e o processo Proof-of-Match (POM) que caracteriza a capacidade de predição do modelo aplicado. No estudo de pilotos automáticos, a técnica de controle moderno baseado no Regulador Linear Quadrático (LQR) foi empregada para projetar os ganhos das malhas de controle. Um estudo do autopiloto MP2028g desenvolvido pela empresa MicroPilot foi realizado visando testá-lo no sistema embarcado do Vector-P. Os principais resultados e estudos apresentados neste trabalho são: obter do modelo dinâmico longitudinal confiável do Vector-P, apresentar os ganhos projetados para uma arquitetura de piloto automático, e testar sistemas embarcados em campanha de voo.

O presente trabalho tem como foco verificar a validade da ferramenta de análise modal operacional aplicada na identificação de parâmetros modais de uma aeronave em voo, a partir da excitação por turbulência contínua. Para atingir este propósito foram realizados estudos sobre as teorias que fundamentam a análise modal teórica, experimental e operacional. Nesta última, a metodologia é aplicada baseada no conhecimento apenas da resposta do sistema estudado, sem o conhecimento dos sinais de excitação. Como técnica utilizada para implementar a metodologia proposta foi escolhida a de Decomposição no Domínio da Frequência Melhorada (EFDD - Enhanced Frequency Domain Decomposition) para a identificação dos parâmetros dinâmicos de uma aeronave F-5EM em voo. Esta técnica tem como premissa básica que a excitação do sistema estudado seja realizada através de um sinal do tipo ruído branco, implicando que a matriz de densidade espectral de potência do sinal de entrada deve ser constante. A identificação dos parâmetros é baseada na Decomposição em Valores Singulares (SVD) da matriz de densidade espectral de potência dos sinais de resposta do sistema, sendo este processo de avaliação realizada através do software OMA. Para verificar a coerência com a teoria, foi estudada a caracterização da turbulência contínua, de modo a verificar seu comportamento característico de ruído branco, buscando identificar uma matriz de densidade espectral de potência constante para o intervalo de frequências de interesse, ou seja, de 0 a 100 Hz. Além disso, foram verificados pontos relevantes sobre as principais fases de uma campanha de ensaios, ressaltando a importância da participação em conjunto das equipes solicitantes de dados, de instrumentação e de execução dos ensaios, desde o planejamento até a coleta de dados. Os dados coletados nesta campanha de ensaios em voo foram comparados com os obtidos em trabalhos anteriores e foram verificadas consistências nos parâmetros observados, sendo possível obter com clareza os modos de vibração da aeronave estudada. A metodologia foi, desta forma, considerada válida, sendo sugeridas propostas de trabalhos futuros, de forma a aumentar sua robustez.

O trabalho teve por objetivo o desenvolvimento de um ANC (Active Noise Canceller) para o controle ativo do ruído gerado por um condicionador de ar comercial. São estudadas as principais técnicas de ANC unidimensional de um único canal, possíveis de serem implementadas por meio de um DSP de baixo custo.Visando à escolha da melhor técnica, caracterizou-se o ruído gerado pelo condicionador e estudou-se as características de alguns possíveis sensores a serem utilizados na implementação. Confrontando as características de aplicabilidade das técnicas estudadas com as características do problema, optou-se pela implementação de uma das técnicas de ANC feedforward, utilizando-se um sensor de referência coerente com o ruído a ser cancelado e insensível ao sinal gerado por fontes secundárias. Foram implementadas três técnicas de ANC feedforward: sistema de identificação simples baseado em um filtro adaptativo tranversal leaky LMS; algoritmo leaky (filtered-X LMS) com identificação on-line do caminho secundário através do sinal de controle e o algoritmo leaky FXLMS com identificação on-line do caminho secundário por meio da adição de ruído aleatório. A implementação que apresentou melhores resultados foi a baseada no algoritmo leaky FXLMS com identificação on-line do caminho secundário através da adição de ruído aleatório, a qual proporcionou uma atenuação de até 10 dB dos principais tons presentes no sinal.

Este trabalho avalia os efeitos na estimação de parâmetros aerodinâmicos de uma aeronave devido a erros não modelados da instrumentação de ensaio em vôo. O algoritmo utilizado para estimação dos parâmetros da aeronave é do tipo output error e a ferramenta estatística para análise da distribuição dos parâmetros estimados foi Monte Carlo. A análise estatística dos efeitos dos erros não modelados foi realizada com dados sintéticos de vôo, o que facilitou bastante as diferentes combinações de tipos de erros tais como ruído de medição, erro de polarização, fator de escala, atraso temporal, erros interferentes associados com cruzamento entre variáveis, latência dinâmica dos sensores e desalinhamento geométrico dos sensores. Foi verificado que o ruído de medição, o fator de escala e o cruzamento de variável não causam grandes erros nos parâmetros aerodinâmicos estimados enquanto que os demais tipos de erros geram erros que invalidam a estimativa dos parâmetros aerodinâmicos.

Este trabalho trata da avaliação experimental de um controlador preditivo robusto projetado via desigualdades matriciais lineares para um sistema de dinâmica rápida largamente utilizado na literatura. Tal sistema consiste de dois carros conectados entre si através de uma mola, com apenas um atuador. Em particular, é considerado um problema de descasamento de modelo, relacionado com alterações na constante elástica da mola, que pudessem decorrer de uma falha. O objetivo do controle é conduzir o sistema para uma posição desejada, respeitando restrições impostas sobre tensão de entrada e compressão da mola. De modo a levar em conta o tempo computacional necessário para o cálculo do controle, foi incluído no modelo da planta um atraso de um período de amostragem, considerando que o controle calculado seja armazenado para aplicação no próximo instante de amostragem. Resultados obtidos por meio de simulação e ensaio em bancada comprovaram que tal providência é importante para evitar instabilidade da malha de controle. Tendo-se tratado o problema do atraso computacional, verificou-se que o controlador preditivo robusto foi capaz de conduzir o sistema para próximo da posição de referência (com erro em regime devido à presença de atrito seco), respeitando as restrições de entrada e saída, mesmo na presença de incerteza sobre a constante de mola.