Este trabalho trata da aplicação de técnicas de otimização via algoritmos genéticos para o desenvolvimento de manobras de ensaios em vôo para estimação de parâmetros aerodinâmicos de aeronaves. As manobras otimizadas são necessárias para aumentar a eficiência dos algoritmos de estimação paramétrica, respeitando o envelope operacional das aeronaves quanto à segurança de vôo e quanto às limitações matemáticas dos modelos assumidos. Neste trabalho é feita a comparação entre a eficiência do procedimento de estimação com a aplicação de manobras convencionais e a eficiência do procedimento de estimação com a aplicação das manobras otimizadas. Em ambos os casos, o aumento da eficiência do algoritmo de estimação busca a maximização da sensitividade das variáveis de saída aos parâmetros do modelo. Para as manobras convencionais, os sinais são especificados de maneira indireta, através da maximização de suas densidades espectrais de potência nas freqüências próximas dos modos naturais do sistema dinâmico. A técnica de otimização, entretanto, baseada no conteúdo de informação dos dados de ensaios em vôo, diretamente utiliza-se dos conceitos de matriz de informação e limitantes de Cramer-Rao para compor os critérios de otimização e gerar sinais globalmente ótimos através de algoritmos genéticos que minimizem as incertezas relacionadas com as estimativas dos parâmetros aerodinâmicos. A presente abordagem considera problemas com multi-objetivos, multi-entradas e para o mínimo tempo, tratando os resíduos coloridos nas variáveis de medida. Vários estudos de caso são discutidos com a utilização dos modelos dinâmicos de período curto e oscilatório em derrapagem, incluindo resultados de ensaios em vôo de uma aeronave de pequeno porte. As vantagens e desvantagens das técnicas propostas são apresentadas, enfatizando a facilidade de implementação dos sinais ótimos resultantes. Por fim, considerações e recomendações a respeito da importância das manobras de ensaios em vôo para os procedimentos de estimação de derivadas de estabilidade e controle de aeronaves são feitas.

O objetivo principal deste estudo é o desenvolvimento de um modelo de gestão, aplicável aos aeroportos venezuelanos, como unidades de negócio (DMU's), baseado na medição da eficiência operacional, por intermédio da utilização do modelo matemático Data Envelopment Analysis (DEA), como principal ferramenta para identificar os aeroportos eficientes, isto é, aqueles que estão localizados na fronteira de produtividade e que apresentam melhores desempenhos (benchmark) servindo estes como padrão de comparação com os aeroportos relativamente ineficientes, para definir quais são os parâmetros que se pode variar para melhorar seus desempenhos. Com os resultados obtidos pela aplicação do modelo e os estudos realizados ao longo da pesquisa foi desenvolvido um modelo de gestão adequado para subsidiar o projeto que a Venezuela empreende para recuperar seus aeroportos e convertê-los em unidades de negócios eficientes capazes de gerar receitas para autofinanciar seus desenvolvimentos, deixando de depender financeiramente do Estado. O estudo foi realizado sob a amostra dos principais aeroportos venezuelanos, onde foi efetuada uma comparação geral, entre os de maior movimentação, que acumulam 98,5% do tráfego nacional e 99,5% do trafego aéreo internacional, e o comportamento da eficiência com a presença de Bases Aéreas Militares.

O interesse em identificação de sistemas e de parâmetros aplicado à área aeroespacial não é recente, mas continua vibrante, pois novos desafios são propostos. Na atualidade, procura-se investir na obtenção de resultados mais precisos e mais rápidos, preferencialmente em tempo real, para que haja uma interação entre engenharia e tripulação ainda durante o vôo. A proposta de estimar estados, antes de estimar parâmetros, é bastante conveniente, pois fornece uma base de dados consistente para a obtenção das estimativas paramétricas. A verificação da consistência de dados de ensaio através de modelos cinemáticos, antes que se passe para a fase de identificação de parâmetros, usando filtragem estocástica é bastante atrativa, pois o método comporta ruídos de processo e de medida. Ambos são típicos para a natureza do problema, mas acrescenta-se o fato de que suas propriedades estatísticas variam ao longo do tempo. Nesse trabalho propõe-se o uso da filtragem estocástica adaptativa para verificação da consistência de dados de ensaio em vôo e calibração simultânea dos dados do ar. O método proposto baseia-se nos procedimentos de ajuste de covariância, calculada através de filtros de Kalman executados em paralelo. A metodologia foi testada com dados sintéticos via simulações de Monte Carlo e com manobras de ensaio em vôo reais. Os resultados mostraram-se coerentes com os fenômenos, e mais precisos que os obtidos com filtragem não adaptativa, a um custo computacional baixo.

Esta tese apresenta um método de identificação de parâmetros de modelos dinâmicos de aeronaves a partir de dados obtidos em ensaios de vôo. Para esta finalidade o método utiliza a estimação simultânea de estados e parâmetros na minimização de uma função custo baseada na definição do funcional de máxima verossimilhança. Devido a necessidade crescente da obtenção de modelos precisos para controle de aeronaves, principalmente em aeronaves tipo Fly-By-Wire, este algoritmo foi desenvolvido considerando o cenário realista de vôo das aeronaves onde têm-se ruído de estado na equação dinâmica da planta, fazendo uso da interação do Filtro de Kalman e do método de otimização de Gauss-Newton para a obtenção de estimativas paramétricas não polarizadas em ensaios de vôo com turbulência atmosférica. A validação do algoritmo é feita através da implementação de um programa em MATLAB, onde foram realizadas simulações e aplicações do método do Erro Filtrado em dados reais de ensaio de vôo da aeronave Xavante AT-26, ressaltando aspectos referentes à convergência, esforço computacional, estimativas paramétricas e suas respectivas acurácias. Os resultados obtidos neste trabalho ressaltam a aplicabilidade do método do Erro Filtrado verificada através da capacidade preditiva dos modelos dinâmicos resultantes da convergência do algoritmo e dos valores coerentes das estimativas paramétricas obtidas.

Neste trabalho é desenvolvida a estimação paramétrica de derivadas de estabilidade e controle para a aeronave AT-26 4509 do GEEV através da aplicação do método do erro de saída com otimização por Levenberg-Marquardt a dados reais de ensaios em vôo. O modelo adotado para a dinâmica da aeronave, denominado neste trabalho de global, possui 6 graus de liberdade e emprega equacionamento não-linear, compreendendo o conjunto de equações de estado. Como equações de saída, são apresentadas as expressões que modelam as medidas esperadas nos sensores. São selecionados os sensores das grandezas físicas mais relevantes para as manobras. A partir das equações de estado e saída e dos valores medidos pelos sensores, são definidos os parâmetros a serem estimados e é aplicada a metodologia de estimação. O processo é operacionalizado através de um programa de computador em ambiente MATLAB 6.5, que apresenta versão com interface gráfica e integrada a um pacote de estimação pré-existente. Utilizando-se como plataforma uma aeronave AT-26 instrumentada, são executadas manobras definidas com base na necessidade do modelo dinâmico empregado e no envelope da aeronave, levantado-se os dados necessários para o programa de estimação. Após processo iterativo de ajustes das estimativas iniciais e de combinação de modelos dinâmicos, chega-se aos resultados da estimação com modelo global, que são analisados e validados com base em programa de referência, comprovando-se a adequação de todo o processo de estimação apresentado.

Este trabalho é uma continuidade das pesquisas na área de mecatrônica aplicada à medicina do ITA, e tem como objetivo modelar numericamente a distribuição de temperaturas em ossos, durante a cirurgia de osteotomia de tíbia, realizada com o auxílio de uma serra mecatrônica ortopédica. Durante o processo cirúrgico a temperatura do osso deve ser controlada para evitar sua necrose térmica devido à alta temperatura, principalmente se a cirurgia for realizada com recursos de automação. Para se modelar a distribuição de temperatura durante o corte, é necessário conhecer o fluxo de calor gerado devido ao atrito durante o tempo de corte. Para tanto, devem ser conhecidos alguns parâmetros operacionais do equipamento robótico da qual a serra é parte componente, quais sejam, velocidade de avanço da serra, velocidade semi-rotativa das lâminas, e o tempo total de corte, e algumas propriedades físicas do osso: condutividade térmica, densidade, difusividade térmica e tensão de cisalhamento. A partir desses parâmetros, este trabalho apresenta a modelagem do fluxo de calor serra/osso durante o corte do osso. Posteriormente, o fluxo de calor calculado é utilizado como condição de contorno para resolver a equação diferencial da temperatura dada pela equação da condução de calor, que é avaliada, de forma qualitativa, bidimensionalmente e em regime transitório. Finalmente, conhecendo-se o valor da temperatura ao longo do osso durante o corte, é possível manter esse valor nos limites aceitáveis, por meio do monitoramento das variáveis do procedimento cirúrgico, evitando-se conseqüentemente, a necrose térmica do osso.

No presente trabalho é realizada uma análise paramétrica de perfis transônicos, baseado-se em suas expectativas de distribuições de pressão para obterem-se as características de desempenho aerodinâmico. O método aqui utilizado consistiu no uso de um perfil transônico típico, com uma dada distribuição de pressão, e perfis derivados deste primeiro, sendo que cada um destes apresenta uma diferença específica na distribuição de pressão em relação aos perfis básicos. Analisando cada um destes perfis, e comparando-os com o perfil básico, foram obtidas as características de desempenho tais como: curvas de máximo c1 utilizável em alta velocidade, evolução do arrasto com a velocidade, e evolução do momento de arfagem com a velocidade, possibilitando identificar as influências das variações da distribuição de pressão nestas características. Foram também analisadas as alterações resultantes na geometria dos perfis e alguns parâmetros específicos da camada limite, quando necessários. As análises foram realizadas com o código MSES, que é um código de CFD utilizado no projeto e análise de perfis transônicos.

Este trabalho propõe a investigação da aplicação das metodologias de Identificação de Sistemas na mecânica do vôo, com ênfase no desenvolvimento de estruturas de modelos e métodos de estimação de parâmetros no domínio do tempo, através da análise de dados de simulação e dados obtidos em ensaios em vôo. Isso possibilita a completa modelagem aerodinâmica, ou seja, a determinação das derivadas de estabilidade e controle, as quais desempenham um papel preponderante no comportamento dinâmico de uma aeronave. A abordagem de sistemas Lineares com Parâmetros Variantes (LPV), cuja teoria tem sido motivada por problemas de controle que exigem a estratégia de escalonamento de ganhos (Gain- scheduling), é uma maneira sistemática de se representar uma família de modelos lineares e não-lineares. Além disso, nessa abordagem os projetos de controladores e observadores de estado são baseados em técnicas de Desigualdades Matriciais Lineares (LMI, do inglês Linear Matrices Inequalities), que são uma valiosa alternativa aos métodos analíticos, uma vez que os problemas podem ser resolvidos de maneira exata por eficientes algoritmos de otimização convexa.Desse modo, a utilização da representação LPV no contexto da identificação de sistemas possibilita a validação dessa classe de modelos e abre perspectivas para melhorias no próprio processo de estimação paramétrica.

Este trabalho desenvolve um método adaptativo estocástico aplicado ao treinamento de uma arquitetura neural conhecida como Functional Link Network - FLN para a determinação dos coeficientes aerodinâmicos e de controle de uma aeronave de alto desempenho. Esta arquitetura neural possui dois aspectos importantes: permite o uso de uma infinidade de alternativas de tipos de funções (exponenciais, polinomiais, etc) como funções de base e o uso de regras de treinamento lineares. Quando o treinamento é feito usando um algoritmo de estimação linear ótimo, ou seja, um algoritmo como o filtro de Kalman, tem-se um comportamento numérico ruim, causando assim problemas de divergência quando conjuntos grandes de dados de treinamento são processados. Este problema ocorre devido ao fato de que o algoritmo perde a capacidade de treinamento quando novos conjuntos de dados são processados. Para evitar este mau comportamento e tentar manter uma capacidade de aprendizado distribuída e uniforme, se propõe o uso de um procedimento adaptativo baseado em um critério de consistência estatística, para contrabalançar a prioridade das informações a priori com as novas informações de treinamento. A arquitetura neural Functional Link Network - FLN e o procedimento adaptativo formam a Adaptive Functional Link Network - AFLN que permite a identificação dos parâmetros aerodinâmicos e de controle, mesmo quando os valores iniciais dos parâmetros estiverem distantes dos valores reais. Para se obter uma arquitetura que tenha boa capacidade de modelagem e de generalização, utiliza-se também uma heurística de poda (Optimal Brain Surgeon - OBS), para eliminar os parâmetros (funções) menos significativos. Para testar e validar o método desenvolvido, utilizam-se dados fornecidos por um simulador em FORTRAN da aeronave F16 e se compara com os dados obtidos via a aplicação da AFLN, tanto para os coeficientes do movimento longitudinal quanto para os do movimento látero-direcional. Os resultados são promissores e indicam a possibilidade do uso da ferramenta na identificação, em tempo quase real, dos coeficientes dentro do envelope de vôo da aeronave.

O presente trabalho tem como objetivo desenvolver os parâmetros de processo de junção de topo, no estado sólido, de chapas de alumínio 2024-T3 de espessura 1,6 mm, para aplicação aeronáutica por meio do Friction Stir Welding - FSW, a fim de obter ao mesmo tempo boas propriedades mecânicas e velocidades apreciáveis de soldagem. O processo de FSW foi patenteado, em 1991, pelo The Welding Institute (TWI) da Inglaterra. A técnica consiste na união realizada no estado sólido, não ocorrendo fusão dos materiais. Uma ferramenta especialmente projetada, similar a um pino, tem a função de aquecer e "misturar", as bordas de duas peças que se quer unir. A ferramenta tem ainda um ombro que não penetra no material a ser soldado, mas gira sobre ele, gerando atrito e conseqüentemente energia térmica para plastificar o material. Para o desenvolvimento deste trabalho, foram realizadas as seguintes etapas: revisão bibliográfica do FSW; desenvolvimento dos parâmetros de processo (velocidade de rotação e transversal, e força axial da ferramenta de soldagem) e a relação com a temperatura de soldagem; realização de testes práticos; caracterização das juntas soldadas; ensaios mecânicos. Pela inspeção visual das soldas, foram ajustados os parâmetros de processo, visando obter soldas livres de defeitos superficiais, empenamento reduzido e aprovação em ensaio de dobramento logo após a soldagem. Então, partiu-se para caracterização das propriedades da junta, por meio de ensaios não-destrutivos de líquidos penetrantes, metalografia e ensaios mecânicos de tração. Com os parâmetros de soldagem validados e temperatura de soldagem medida, foram identificadas as variáveis de processo e partiu-se para ou aumento da velocidade de soldagem e ajuste destas variáveis relacionadas, realizadas nova campanha de soldagem, caracterização e ensaios mecânicos para validar este novo conjunto otimizado de parâmetros. Avalia-se, então, a relação entre os parâmetros de processo e as propriedades mecânicas. Obtêm-se soldas com velocidades apreciáveis de soldagem e com boas propriedades mecânicas. Observa-se que o método de seleção dos parâmetros é preponderantemente empírico e o método de otimização de velocidade, por meio da correlação com a temperatura de soldagem, mostra-se robusto e evidencia um aumento não linear entre a velocidade de rotação e velocidade transversal da ferramenta de soldagem.