Neste trabalho investiga-se a trajetória ascendente de veículos lançadores de satélites até uma órbita alvo pré-fixada. Esta trajetória consiste de fases tracionadas e balísticas. Os controles são determinados de maneira que a massa satelizável seja máxima. O modelo tridimensional inclui a rotação da atmosfera com a Terra, o arrasto do veículo, a limitação da sustentação e a variação da propulsão com a altitude. Este problema de otimização é formulado como um problema de valor de contorno em dois pontos (Two Point Boundary Value Problem - "TPBVP"), que surge da aplicação da teoria de controle ótimo. O problema foi resolvido pelo método indireto dos múltiplos tiros, utilizando-se o algoritmo numérico BNDSCO. Os resultados obtidos utilizando-se uma trajetória bidimensional foram comparados com dados obtidos na literatura através de métodos subótimos de busca direta. As massas satelizáveis alcançadas para várias altitudes foram sempre superiores às encontras na literaturta.

Esta tese apresenta o desenvolvimento de métodos numéricos diretos e indiretos para otimização de trajetórias e determinação de controle ótimo baseados na teoria da variação segunda. São desenvolvidos os métodos do gradiente combinado e da variação segunda, também conhecido como método dos extremais vizinhos. O primeiro é um método direto, resultante da utilização do método do gradiente - descida mais rápida - e do método do gradiente em segunda ordem. O segundo é um método indireto que resolve o problema de valor de contorno em dois pontos associado ao problema de controle ótimo. Visando mostrar a eficiência e aplicabilidade dos métodos, são resolvidos, primeiramente, problemas clássicos em teoria do controle ótimo como: problema de Zermelo e problema da brachistócrona. Em seguida, os métodos são aplicados a problemas de trajetórias espaciais envolvendo transferências entre órbitas circulares e de pequenas excentricidades. São analisadas diversas variações de raios e diferentes tempos finais. Os resultados também são comparados com os obtidos por uma teoria linear.

O comprimento de pista ée um dos principais parâmetros que limitam a operação de aeronaves. A decolagem, apesar de ser umas das etapas mais importantes do vôo, muitas vezes ée negligenciada em função de ser uma etapa muito curta. Este trabalho tem por objetivo demonstrar a aplicação de método de otimização na obtenção de trajetórias ótimas de decolagem de aeronaves, visando minimizar o comprimento de pista. Para a solução do problema de otimização utilizou-se a distância de decolagem como função objetivo, sujeita a penalizações com diferentes pesos de razão de subida (ROC) após a decolagem. Este problema ée limitado apenas à condição de vôo bimotor sujeito a qualquer condição de temperatura e altitude. A variável de controle utilizada neste problema ée a deflexão do profundor, parametrizada em função da velocidade. As velocidades citadas pelos requisitos de certificação são determinadas juntamente com a solução ótima do problema. O modelo proposto para simular a trajetória da aeronave durante a decolagem ée composto pelas equações do movimento nas coordenadas cartesianas X e Z, pela equação do momento na direção Y, e por relações cinemáticas e geométricas. Este tipo de problema ée descrito por um conjunto de equações diferenciais não-lineares, cuja solução ée complexa e difícil de ser obtida. Para tanto, torna-se necessário a utilização de recursos computacionais robustos para obter resultados. A solução obtida ée sub-ótima devido à parametrização da lei de controle, e ao fato de que não há garantias que o mínimo da função objetivo seja global. Os resultados permitem obter o controle sub-ótimo da deflexão do profundor durante a corrida de decolagem para a qual a distância ée minimizada. O resultado deste trabalho tem por objetivo melhorar o desempenho de decolagem, tendo como critério o uso do menor comprimento possível de pista sem comprometer demais a razão de subida da aeronave. A aeronave utilizada como exemplo deste trabalho foi objeto de projeto do Programa de Especialização em Engenharia (PEE) suportada pela Empresa Brasileira de Aeronáutica (EMBRAER) e pelo Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA).

No presente trabalho foi realizada uma análise da redução do custo operacional direto de uma aeronave de transporte comercial através da implementação do algoritmo de otimização de trajetória com o alcance fixo desenvolvido por ERZBERGER; LEE (1980). O algoritmo foi implementado em MATLAB 6.5R e as simulações foram realizadas utilizando-se um modelo de aeronave fictício. A função objetivo utilizada no algoritmo de otimização de trajetória ée a função custo, que inclui o custo do combustível e o custo de tempo. O algoritmo se baseia em uma aproximação que considera a trajetória completa como sendo constituída de três segmentos: a subida, o cruzeiro e a descida. Os três segmentos são otimizados levando-se em consideração a iteração entre os segmentos, diferentemente do procedimento clássico, que considera a otimização de cada segmento independentemente. O processo de otimização ée efetuado pela aplicação da teoria do controle ótimo e a metodologia utilizada para o cálculo da trajetória ótima com o alcance fixo ée derivada do Método da Energia. Os resultados obtidos através das instituições foram: os perfis de trajetória ótima e de velocidade, a altitude e a velocidade ótima de cruzeiro, o consumo de combustível, o tempo de viagem e o custo operacional direto. A máxima economia obtida com a otimização da trajetória atingiu 24,52% para viagens de longo alcance, a redução no custo operacional se torna menos significativa. Com o objetivo de inserir a otimização da trajetória de uma aeronave isolada dentro do contexto operacional foi abordado o sistema de controle de tráfego aéreo; apresentando os órgãos reguladores, a divisão do espaço aéreo, as regras de vôo estabelecidas e os serviços de tráfego aéreo. O sistema atual tem se tornado ineficiente devido ao forte crescimento do tráfego aéreo verificado nos últimos anos, gerando problemas que refletem em custo para as operadoras aéreas, tais, como: atrasos, estruturas de aerovias ineficientes e imposição de níveis de vôos que não são econômicos para a operação. Tais restrições impossibilitam as companhias aéreas de operarem os vôos nas trajetórias ótimas, o que causa perda de eficiência econômica e de competitividade. Foi realizada uma pesquisa de trabalho e projetos atuais que visam aumentar a eficiência do sistema de controle de tráfego aéreo. Os diversos programas e estudos proposto apontam para a reformulação do conceito de sistema de tráfego aéreo visando aumentar a flexibilidade de operações e redução nas restrições impostas pelo controle de tráfego aéreo a um mínimo necessário, apenas para garantir a segurança de vôo, ou seja, a aproximação do conceito denominado "Free Flight". Para viabilizar o novo conceito de tráfego aéreo seriam necessárias a implementação de novas tecnologias de comunicação e vigilância; a automação de muitos processos que atualmente são realizados pelos controladores e pelos pilotos; a distribuição de responsabilidades entre a tripulação na cabine de comando, os centros de operação das companhias aéreas e os controladores de tráfego, bem como o desenvolvimento de algoritmos eficazes de resolução de conflitos de múltiplas aeronaves. A aplicação da otimização da trajetória só será efetiva no ambiente do novo conceito de sistema de tráfego aéreo, onde as restrições operacionais são minimizadas e as operadoras aéreas têm a flexibilidade de escolher a rota desejada e efetivamente voar na trajetória planejada.

A questão fundamental considerada nesta dissertação foi a implementação de um protótipo de software capaz de detectar e solucionar conflitos de tráfego aéreo simulados, adaptando-se algoritmos utilizados na indústria do entretenimento (biblioteca OpenSteer ), a fim de estudar parâmetros envolvidos na resolução desses conflitos (por esta abordagem) e avaliar as trajetórias de solução. Para alcançar o objetivo proposto, as aeronaves foram modeladas como pontos, a superfície terrestre como plana e o espaço aéreo como bidimensional. O simulador VisSimCEA (Visualizador de Simulações em Controle do Espaço Aéreo), desenvolvido em linguagem Java e contendo as adaptações da OpenSteer, foi concebido para permitir o planejamento e execução dos ensaios nos quais variaram-se os ângulos de apresentação (de 30 a 180), as velocidades (de 100 a 200 Kt) e alguns parâmetros determinantes para alteração das trajetórias de solução. Considerando-se a capacidade de resolução, 100% dos conflitos foram solucionados, para determinada configuração de parâmetros, independentemente dos ângulos de apresentação e das velocidades. Quanto ao desempenho, observadas as reduções de velocidade abaixo de 75% da velocidade de cruzeiro, os algoritmos de resolução mostraram que 60%, do total de 45 ensaios registrados, foram solucionados. O critério de otimização não foi objeto de estudo aprofundado, no entanto, escolheu-se um padrão de comparação, encontrado na literatura como simplificação de um algoritmo em teste pela NASA, para avaliar o grau de otimização obtido pelas trajetórias. As diferenças entre as trajetórias produzidas pelo simulador e as calculadas analiticamente foram de 0,38%. Deduziu-se que o simulador, na fase de protótipo, ao utilizar métodos significativamente distintos dos demais encontrados na literatura, apresentou capacidade e desempenho de solução coerentes com o padrão de comparação utilizado.

Um programa de simulação do desempenho em missão de uma aeronave em condições de vento e uma otimização de trajetória em cruzeiro foi desenvolvido para as análises deste trabalho. O algoritmo foi desenvolvido em MATLAB 6.5 e as simulações utilizaram um modelo de aeronave fictício. O algoritmo faz uso de integração numérica das equações diferenciais do movimento e trata a aeronave como um ponto de massa. O modelo de aeronave foi elaborado durante o projeto final do Programa de Especialização em Engenharia Aeronáutica, parceria entre a Empresa Brasileira de Aeronáutica (EMBRAER) e o Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA). Para a análise do impacto do vento no desempenho da aeronave, uma estimativa do incremento do arrasto teve que ser feita, levando em consideração a derrapagem da aeronave e as deflexões dos controles lateral e direcional da aeronave. Um algoritmo de otimização sem realimentação foi utilizado, este método consiste em expressar os controles como uma série de funções com parâmetros para serem otimizados. Os resultados obtidos com as simulações foram: os perfis de trajetória ótima de cruzeiro e de velocidade, o consumo de combustível e o tempo de missão. Com estes dados, uma análise comparativa entre as missões com e sem otimização de trajetória foi realizada.

Nesta dissertação é analisado o desempenho de uma aeronave turboélice com base de homologação FAR-23, visando à minimização do custo operacional. O desempenho é avaliado considerando a aeronave um ponto massa, com movimento restrito a um plano vertical, individualmente nos segmentos de subida, cruzeiro e descida. Definindo se um parâmetro operacional de desempenho ? (sigma) que relaciona os custos relativos ao tempo de vôo e consumo de combustível, valores de velocidades e altitudes ótimas de vôo são determinados. Adicionalmente são abordadas otimizações de cruzeiro relacionadas apenas ao alcance e à autonomia, além da subida com um perfil de ganho de energia maximizado. Todas as análises são efetuadas para condições de peso e altitude que varrem o envelope operacional da aeronave. Além disso, são considerados os efeitos relativos a ventos de cauda e de proa. Finalizando o trabalho os resultados obtidos são verificados aplicando se eles a um conjunto de missões, analisando o custo operacional e o alcance obtido.

O presente estudo tem como objetivo determinar a trajetória ótima de uma aeronave no segmento de decolagem, mais especificamente no segmento no ar, entre o descolamento e 35 pés de altitude. A trajetória ótima visa a obtenção do menor comprimento de decolagem possível para uma dada configuração, resultando em uma melhora no desempenho em pista da aeronave. Para obtenção da trajetória é utilizado o método de otimização, onde o controle de profundor é parametrizado em função da altitude através de uma razão de polinômios. A otimização tem como resultado os coeficientes da razão de polinômios que resultam no menor comprimento de pista. São impostas diversas restrições à otimização, com o intuito de se atender aos requisitos de desempenho estabelecidos pelos órgãos homologadores. O estudo é realizado com auxilio de um simulador de voo de engenharia, utilizado para análises de qualidade de voo de uma aeronave comercial de 110 passageiros. A decolagem é simulada considerando a falha de um dos motores, respeitando o procedimento estabelecido pelo requisito. Com base no resultado obtido, espera-se um ganho de até aproximadamente 100 kg no peso máximo de decolagem em uma dada pista, ou redução de 10 metros de pista para o mesmo peso.

A redução dos impactos ambientais ocasionados pela operação de aeronaves vem sendo alvo de interesse. Neste contexto, insere-se a redução dos níveis de ruído permitidos em pousos e decolagens devido ao crescimento do número de residências próximas a aeroportos. Nessas regiões, há sensores estrategicamente localizados capazes de medir o ruído, acarretando pesadas multas aos operadores caso desrespeitem certos limites. Isto exige que sejam encontradas alternativas para aeronaves cujos projetos são antigos, quando limites impostos pelas autoridades aeronáuticas eram mais brandos. Uma medida é atuar sobre os comandos da aeronave, executando procedimentos de decolagem e pouso com nível de ruído percebido EPNL ("Effective Perceived Noise Level") em dB reduzido. Neste trabalho analisa-se a trajetória de decolagem em busca de uma solução ótima que minimiza o ruído no ponto de interesse nesta fase de vôo. A dinâmica do problema é modelada através de equações diferenciais de movimento tridimensional e massa da aeronave concentrada, sem levar em conta sua dinâmica de corpo rígido já que esta não influencia no modelo de predição de ruído. Considera-se como fonte de ruído apenas os motores. Através de restrições não lineares, garante-se que a trajetória otimizada respeita limites físicos da aeronave. A atmosfera é modelada sem vento e segue o modelo de atmosfera padrão da ICAO, amplamente utilizado pela indústria em cálculos de desempenho. Por sua vez, o modelo dos motores é construído com curvas de tração em função de altitude e Mach de vôo, as quais provêm de dados conhecidos de motores reais, cujos valores serviram para ajustar um modelo termodinâmico teórico de motor turbojato. Parâmetros do modelo como a massa da aeronave, suas dimensões e suas características aerodinâmicas foram tomadas de um avião bimotor a jato de pequeno porte, cujos dados foram encontrados na literatura. Isto torna o modelo fisicamente similar à aeronave Bombardier Learjet 25.

Esse trabalho apresenta um procedimento para determinar trajetórias otimizadas que maximizem a massa do satálite de um Veículo Lançador de Satélites (VLS) sujeito a restriçoes dinâmicas e geométricas. Isso foi conseguido através de abordagem subótima utilizando-se programação linear para implementar um procedimento de busca direta baseado em um método de parametrização da função de controle; e determinando sua solução numérica por perturbação linear. São apresentados resultados de testes a partir de simulação digital, fazendo uso de dados disponíveis de uma versão de um VLS da Missão Espacial Completa Brasileira (MECB). Comparações preliminares, com os dados disponíveis, sugerem que o procedimento é uma boa opção para esse problema de otimização.