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.

Mecanismo é um conjunto de elos, ligados por juntas, que se movem relativamente uns aos outros. A análise de mecanismos consiste em verificar o funcionamento do sistema mecânico a fim de entender o comportamento e a viabilidade para uma determinada função. Nesta dissertação será feito um estudo de um tipo específico de mecanismo usado em um slat. Slats, ou flapes de bordo de ataque são sistemas aerodinâmicos de hipersustentação localizados no bordo de ataque de aeronaves, utilizados para aumentar o desempenho em fases de decolagem e pouso. O trabalho apresenta uma série de dispositivos de hipersustentação com intuito de mostrar os tipos de mecanismos mais utilizados em aeronaves. O projeto tridimensional do sistema será feito, serão calculados parâmetros aerodinâmicos do mesmo e finalmente uma simulação computacional será feita. Esta análise consistirá em modelar o funcionamento do sistema considerando o sistema de multicorpos rígidos com e sem folga. O objetivo é estimar os esforços no atuador quando o sistema está condicionado aos esforços aerodinâmicos e verificar se há travamento do sistema. Além disso, a contribuição de folgas no desempenho do sistema será avaliada.

Nas últimas décadas, seja por imposições legais ou pela demanda de mercado, esforços têm sido feitos no intuito de reduzir o ruído produzido por aeronaves. Para reduzir o nível de uma fonte de ruído é preciso localizá-la, quantificá-la e entendê-la. O Delay-and-Sum Beamforming é uma das técnicas mais usadas para localizar fontes acústicas. Técnicas de deconvolução podem melhorar a resolução dos mapas de Beamforming e, segundo alguns autores, fornecem resultados quantitativos mais precisos. Nesta tese, duas das principais fontes aeroacústicas de aeronaves são estudadas. A técnica de Beamforming é usada para estudar o ruído gerado pelo slat de um perfil 30P30N e pela borda lateral do flap de um perfil 30P30N-FSE, um perfil 30P30N com meio flap recolhido. Ambos os perfis foram testados em um túnel de vento de seção fechada. Estes resultados são comparados aos resultados de alguns métodos de deconvolução, com o uso do Método Padrão de Integração da Potência, e aos resultados de alguns métodos semi-empíricos. Mostra-se que a técnica de Beamforming foi capaz de localizar as duas fontes de ruído e que os níveis obtidos foram semelhantes a alguns dos métodos de deconvolução e a alguns dos métodos semi-empíricos.

The objective of this work is to present a methodology to predict the maximum lift of clean twisted wings. To this end, a methodology that couples aerodynamic input data from airfoils with a modified Weissinger method is implemented in a computational tool package. The model considers wings with break, sweep, and dihedral, whereas geometric and aerodynamic twists are properly considered by means of an interpolation technique. The analysis and validation procedure of the methodology is presented. A comparison with available data confirms both robustness and accuracy of the proposed numerical method.

O objetivo deste trabalho é a apresentação de um método prático para a obtenção das características aerodinâmicas de asas variando diversas propriedades geométricas. O método apresentado visa ser aplicado em tarefas relacionadas ao projeto de aeronaves utilizando métodos de otimização multidisciplinar e em investigações onde o fator consumo computacional versus precisão dos resultados seja fundamental. Para atingir estes objetivos, foi implementada uma metodologia que tem como base de cálculo o modelo da linha sustentadora estendida apresentado por Weissinger. O modelo possibilita o cálculo de asas variando o enflechamento, alongamento, afilamento e torção, entre outros parâmetros. Somado a um conjunto de correções e o uso de outras metodologias aplicadas em sub-rotinas, o método apresenta-se como uma ferramenta rápida e que fornece bons resultados quando comparada com outras metodologias similares utilizados na atualidade. Neste trabalho, são apresentadas a fundamentação teórica, análises de convergência e resultados comparativos com a teoria e testes experimentais, que em conjunto, demostram as capacidades e aplicabilidades do mesmo.

Em 2004, a Federação Aeronáutica Internacional (FAI) tornou oficial a classe Microlift, abrindo uma nova fronteira para o voo a vela. Esta classe, composta por planadores ultraleves com limitação superior de carga alar, tem o intuito de incentivar a exploração de fontes fracas de sustentação a baixa altura. Inspirada pela evolução do voo livre, em especial das asas delta de competição, esta classe de planadores ainda possui poucos praticantes e poucas aeronaves disponíveis. Entre os principais entraves ao seu progresso estão a falta de técnicas de pilotagem para a extração de energia destes fenômenos atmosféricos e a falta de conhecimento da estrutura de velocidades dos mesmos. Com o avanço das tecnologias de controle, os veículos aéreos não tripulados (VANTs), vem ganhando espaço, tanto em aplicações comerciais quanto no meio acadêmico. O uso destas aeronaves em pesquisa meteorológica também cresceu, mas, devido a certas limitações, especialmente legais, seu uso neste campo ainda é tímido. Entretanto, com a redução do custo e do peso de sensores e componentes eletrônicos, atualmente é possível construir sistemas de aquisição de dados relativamente pequenos, leves e com baixo consumo de energia, o que torna viável a instrumentação de pequenos VANTs elétricos lançados a mão. Estas aeronaves, muito mais acessíveis do ponto de vista econômico, poderiam ser empregadas mais facilmente para investigações meteorológicas de curto alcance, dentre as quais, a pesquisa das estruturas microlift. Este trabalho almeja ser uma introdução, no âmbito brasileiro, à utilização de aeronaves, especialmente as não tripuladas, para a pesquisa meteorológica voltada à aviação desportiva. Uma metodologia para se estimar a velocidade do vento ao longo da trajetória de uma aeronave é proposta. Usando-se os dados da instrumentação interna de uma aeronave, é possível estimar os ângulos aerodinâmicos e partir destes o vetor velocidade do vento. Uma análise do método é feita, além de um estudo da influência dos ruídos de medição na variância da estimação. O método é então testado por meio de simulações e os resultados, discutidos. Uma breve história da classe Microlift também é incluída, a fim de se contextualizar o leitor.

The work presents a study of correction techniques to compute unsteady transonic pressure distributions and aeroelastic stability in this flow regime. The methodologies herein investigated are based on corrections of pressure distributions by the weighting of the lifting surface self-induced downwash, resulting from aeroelastic structural displacements or prescribed motions. A number approaches were investigated. An investigation into the linear/nonlinear behavior of unsteady transonic flows was also conducted. It was concluded from such investigation that unsteady transonic flows present a linear behavior with respect to small aeroelastic structural displacements around a steady nonlinear mean flow. Such behavior is the basis for further development of downwash correction methods.The correction of pressure distributions through the weighting of the lifting surface self-induced downwash is also known as downwash weighting method. This method has been enhanced leading to a new downwash correction technique. The procedure may be divided in two steps, where the first step is a nonlinear steady mean flow correction, with nonlinear pressure differences considered as reference conditions to correct the self induced downwash. The second step is the correction of the unsteady component of the downwash, where the corresponding reference unsteady pressure differences are predicted by a linear aerodynamic model, based on the potential flow equations.This extended downwash correction method led to a rational formulation named as "successive kernel expansion method" (SKEM). The unsteady pressures and aeroelastic stability boundaries computations using such method led to good agreement with experimental measurements. This procedure is a rapid form to compute the transonic flutter speed boundaries, compared to computational aeroelasticity and experimental techniques.

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.

Alguns setores da indústria aeronáutica encontram-se em fase de estudo para uma nova e muito exclusiva categoria de aviação executiva, designada por Ultra Rápida de Longo Alcance. Tais aviões seriam capazes de cruzar distâncias da ordem de 4.500 milhas náuticas em velocidades supersônicas, levando não mais do que 12 passageiros. Esta tendência, contudo, é ameaçada por um antigo problema que assola essa indústria desde sua infância: o ruído gerado durante as operações aeroportuárias. Neste caso agravado pelo sistema propulsivo adotado em aeronaves supersônicas. Este trabalho visa otimizar a trajetória de decolagem de um jato supersônico executivo hipotético, tendo como objetivo a minimização do Nível Efetivo de Ruído Percebido por um observador situado imediatamente abaixo à trajetória do avião, de acordo com os requisitos de homologação aeronáutica. As entradas de controle estudadas são somente de natureza aerodinâmica, o que é modelado pela variação do coeficiente global de sustentação (CL), segundo leis matemáticas de parametrização. O modelo adotado para o ruído total da aeronave assume o jato de exaustão dos motores como a fonte acústica dominante.

As caudas-T constituem uma importante configuração aerodinâmica e estrutural presente em muitos jatos executivos, aeronaves comerciais e principalmente grandes cargueiros. Devido às suas características dinâmicas, as caudas-T tendem a ser mais críticas com relação ao flutter do que as caudas convencionais. Por isso foram realizados estudos paramétricos acerca do enflechamento, rigidez em torção e flexão da empenagem vertical, posição da linha elástica, momento de inércia de massa, rigidez em arfagem e outros que mostraram a sensibilidade da velocidade de flutter a cada parâmetro e sua relevância em um projeto. As forças estáticas atuantes na empenagem horizontal devidas ao ângulo de trimagem do estabilizador alteram significativamente o comportamento aeroelástico de uma cauda-T. Softwares de análise de flutter difundidos na indústria aeronáutica como o MD/Nastran falham em não considerar as forças de sustentação estática. No decorrer deste trabalho buscou-se compreender por que o fenômeno da sustentação estática influencia tanto na velocidade de flutter de uma cauda-T. Também foram levantados quatro métodos distintos que levam em conta este fenômeno nos cálculos aeroelásticos. Um deles foi escolhido e implementado num modelo genérico de cauda-T empregando o software MD/Nastran. Os resultados mostraram que a velocidade de flutter, em alguns casos, pode ser reduzida em mais de 20% por conta do efeito da sustentação estática. A tendência de comportamento do modelo aeroelástico com sustentação estática foi comparada a experimentos da literatura e houve concordância aceitável. Paralelamente, estudou-se o efeito do diedro da empenagem horizontal no flutter e foi constatado que as cargas aerodinâmicas provenientes de diferentes diedros são as principais responsáveis por mudanças significativas no flutter. A deformação estática do estabilizador também causa mudança temporária de diedro, o que pode agravar o acoplamento de flutter da cauda-T. Estes são os principais aspectos abordados neste trabalho.