Superfícies de controle do tipo flape são utilizadas nos bordos de ataque e de fuga durante algumas fases do vôo como decolagem, pouso e aproximação para aumento de sustentação da aeronave em baixa velocidade. Este trabalho envolve o estudo do mecanismo de atuação de superfícies de controle do tipo flape para avaliar a influência da presença de folgas, tolerâncias dos componentes, desalinhamento dos trilhos e rigidez do painel, no desempenho do sistema durante seu funcionamento, ainda na fase de projeto. O objetivo é desenvolver um método eficiente e preciso para estudos de trade-off entre a força exercida pelos atuadores e o desalinhamento, folga e flexibilidade do sistema. As forças de inércia envolvidas nestes sistemas podem ser consideradas desprezíveis; portanto, o movimento apresenta-se como quase-estático. Um modelo analítico aproximado foi desenvolvido considerando-se o sistema estático em cada incremento de tempo para se determinar a relação entre a força exercida pelos atuadores e o desalinhamento de um dos trilhos. O método dos coeficientes de influência de rigidez é utilizado para se determinar a matriz de rigidez do painel. A força exercida pelos atuadores é obtida analiticamente utilizando o método da condensação estática e comparada com os resultados obtidos pela utilização do MSC.Nastran. A força exercida pelos atuadores é também obtida através da utilização do software de análise de multicorpos LMS.DADS. O software de análise de tolerância 3DCS (3-Dimensional Control System) baseado no CATIA V5 é utilizado para simular várias montagens do flape de maneira a computar numericamente os efeitos das variações dimensionais nos requisitos de funcionamento do mecanismo.

O estudo de sistemas mecânicos e hidráulicos foi desenvolvido para a execução da modelagem dinâmica de um servo-atuador hidromecânico de comando da superfície de controle de rolagem, aileron, da aeronave CJ1 desenvolvida durante a fase prática do Mestrado Profissionalizante da EMBRAER. Este trabalho aborda a modelagem e simulação de todos componentes internos do servo-atuador hidromecânico. Com esta modelagem podem-se fazer verificações de comportamento normal e comportamento anormal após a inserção de falhas nos componentes. Para tanto, fez-se uso de software compatível com os padrões EMBRAER, os quais são MatLab e Simulink. As simulações são quase todas não lineares e foram feitas utilizando tanto linguagem de programação quanto diagrama de blocos.

Vários incidentes e acidentes com aeronaves são causados por falhas nos sistemas hidráulicos gerando perda das superfícies de controle, a maioria deles resultam em queda das aeronaves. O controlador de vôo por empuxo (CVE) pode ser utilizado nestas situações de emergência possibilitando um pouso seguro. Neste trabalho são desenvolvidos controladores longitudinais que utilizam só a tração do motor para pousar a aeronave, simulando-se perda total das superfícies de controle. A abordagem do CGT (command generator tracker) ée utilizada no auxílio da obtenção dos ganhos ótimos dos controladores através da técnica linear quadrática. Várias simulações foram feitas utilizando o RJ-145, produzido pela EMBRAER. Levou-se em conta variações na posição do c.g e flap bem como avaliou-se a robustez dos controladores projetados quanto à posição de travamento do profundor e turbulência durante o pouso. Os resultados destes estudos para o RJ-145 são apresentados aqui.

This work presents an extensive analysis on the linear and nonlinear behavior of three degrees of freedom typical airfoil section oscillating in a bidimensional incompressible flow. The nonlinearity is introduced by means of control surface freeplay. The theoretical modeling of the aeroelastic system is reviewed from structural and aerodynamic standpoint. Two methodologies are used for generalized unsteady aerodynamic loads calculation: one developed by Theodorsen in frequency domain and other developed by Peters completely in time domain. Comparisons among the main flutter solution techniques available in literature are presented and discussed. These analyses provide guidance for the subsequent nonlinear analysis. On the nonlinear field, the limit cycle behavior is demonstrated through bifurcation diagrams, obtained via numerical simulations in time domain and harmonic linearizations in frequency domain. Moreover, the effects of aerodynamic loads selection are also discussed.

O objetivo deste trabalho é focalizar um modelo aeroelástico simples, cujos parâmetros são utilizados em outros trabalhos para possibilitar a validação dos estudos e, a partir deste modelo empregar técnicas de análise de estabilidade considerando variações paramétricas da planta e projetar um sistema de controle robusto para ampliar a estabilidade calculada. Este trabalho apresenta a modelagem de uma seção típica aeroelástica com três graus de liberdade para o estudo da estabilidade aeroservoelástica robusta. As forças aerodinâmicas não-estacionárias foram modeladas seguindo a metodologia de Theodorsen e a Aproximação Racional de Roger foi utilizada para a apresentação do modelo aeroelástico em espaço de estados. A análise de estabilidade do modelo nominal foi realizada através do Método K, Lugar Geométrico das Raízes e dos Valores Singulares Estruturados e verificou-se a coerência entre os resultados obtidos. Inseriram-se incertezas paramétricas aditivas na planta e calculou-se a margem de estabilidade robusta a estas incertezas. Os sistemas de controle ativo foram projetados através de técnicas de projeto de controladores H8-ótimo por Iteração-? considerando incertezas paramétricas como perturbações no modelo e através de Fatoração Coprima. A mecanização computacional do projeto foi efetuada em ambiente MATLAB, e foram utilizadas as funções disponíveis no -Analysis and Synthesis Toolbox e Robust Control Toolbox.

O aumento da competitividade das empresas de transporte aéreo tem pressionado os fabricantes de aeronaves para desenvolver aeronaves cada vez mais e?cientes. Diversas propostas vem sendo estudadas ao longo dos anos como forma de suprir tal necessidade. Novos materiais, mudança da matriz energética, eliminação da sangria de motores junto com o conceito de aeronave mais elétrica, entre outros. Todas essas linhas de pesquisa convergem para um melhor desempenho da aeronave como um todo, levando os projetos de aeronaves ainda em sua fase conceitual a avaliar a adoção das tecnologias oriundas dessas linhas de pesquisa quanti?cando o impacto das mesmas no custo de fabricação, operação e manutenção da aeronave, sendo este um passo imprescindível para o sucesso do produto comercialmente e ?nanceiramente para o fabricante. De forma a se quanti?car os impactos utiliza-se dados e modelos validados através de ensaios em túnel, ensaios em vôo ou mesmo a partir de análises por CFD como forma de substanciar um modelo de aeronave, entretanto, muitas vezes tais dados ainda não se encontram disponíveis quando do início de um projeto conceitual de uma aeronave, então, como a?rmar que a utilização de uma tecnologia trará benefícios a um determinado projeto quando tal análise somente pode ser conduzida em fases mais tardias do desenvolvimento da nova aeronave? De forma a obter essa resposta é necessário desenvolver métodos aproximados por meio de modelos simpli?cados que avaliem qualitativamente e quantitativamente o uso de uma determinada tecnologia, sendo este, o objetivo deste trabalho no que tange o desenvolvimento de uma metodologia de avaliação do impacto do arqueamento variável no desempenho de aeronaves dotadas de sistemas de controle automáticos de comandos de vôo, de forma que ainda no projeto conceitual o uso do arqueamento variável seja levado em conta como mais uma variável de projeto.

Algumas superfícies de controle de aeronave possuem deformações indesejadas quando submetidas aos carregamentos de vôo. Este trabalho apresenta uma proposta de aplicação de atuadores piezoelétricos em superfícies de controle de tal forma que as deformações geradas pelos atuadores piezoelétricos atenuem as deformações ocasionadas pelos carregamentos aerodinâmicos. Para avaliação da efetividade da aplicação proposta, é apresentada uma metodologia de modelagem em elementos finitos da aplicação dos atuadores piezoelétricos em superfícies de controle. Resultados obtidos através desta metodologia de modelagem são comparados com resultados experimentais de referências bibliográficas como forma de validação da metodologia proposta. Uma proposta de lay-out estrutural de spoiler de aeronave com atuadores piezoelétricos é apresentada como exemplo da aplicação.

Esta tese apresenta a caracterização de um atuador com Liga de Memória de Forma (LMF) para a deflexão e controle de vibração da superfície de controle de uma estrutura aeroelástica levando em conta as propriedades da liga. Para descrever essas propriedades, utilizou-se um modelo constitutivo que é capaz de prever o comportamento da liga sujeita a cargas termomecânicas complexas. Neste contexto, as LMF são usadas na forma de atuadores que auxiliam no controle ativo da estrutura aeroelástica devido à sua capacidade de variação de amortecimento e rigidez. Neste trabalho descreve-se a modelagem matemática do sistema aeroelástico com o atuador LMF incorporado, levando em conta as forças aerodinâmicas não estacionárias que são modeladas seguindo a metodologia de Theodorsen e Wagner. Nos primeiros capítulos desta tese desenvolveu-se um estudo numérico que permite analisar o comportamento estático e dinâmico da estrutura aeroelástica na presença do atuador com memória de forma incorporado na seção típica. Em seguida, desenvolveu-se um sistema de controle de posicionamento da superfície de controle baseado na teoria de estrutura variável (CEV), estrutura variável baseada na temperatura (TCEV) e modos deslizantes (SMC). É necessário aos controladores o conhecimento das variáveis de estado, portanto, para a estimação das variáveis de estado do atuador LMF (tensão mecânica e temperatura) é empregado o filtro de Kalman estendido. Tais estimativas serão utilizadas no controlador TCEV. Resultados de simulação computacional demonstram a viabilidade do uso de atuadores leves de ligas com memória de forma tanto para controlar o movimento da superfície de controle de uma seção típica quanto para a supressão do fenômeno de flutter.

Estudo dos efeitos aerodinâmicos de uma configuração canard-asa desenvolvida para uso em um treinador avançado militar utilizando método dos painéis com enrolamento de esteira (VSAERO). Análise de alguns comportamentos aerodinâmicos como: determinação da distribuição de sustentação ao longo da envergadura para a asa e para o canard, estimativa do Cl máximo da asa e do canard, influência do vórtice de ponta do canard nas características aerodinâmicas da asa, determinação da distribuição de Cp ao longo da corda em algumas estações da semi-asa e determinação da sustentação em função do ângulo de ataque para varias posições, diedros e deflexões do canard na condição de vôo baixo subsônico.

The aim of this dissertation is to evaluate the possibility of using electrically powered systems instead of a centralized hydraulic system composed of set of distribution pipes for aircrafts' primary control surfaces actuation. Focus will be given in the following topics: Description of new actuation technologies; Option chosen to be studied among the new possibilities; Comparison between the traditional system and the new proposal e System engineering evaluation regarding: weight, safety, thermal issue, connection with electric system, maintenance and certification. Besides that, a more electric actuation architecture will be proposed and compared with the conventional option for an airplane design's case study. A simulation model will be developed to describe the more electric actuator behavior and preview its interaction with other systems. This model will be included in a closed loop to command a primary surface. The closed-loop project will be developed based on an algorithmic method. A Genetic Algorithm (GA) will be implemented to define the gains. Finally, the results obtained will be discussed.