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 escopo do presente trabalho envolve a síntese de leis de aumento de estabilidade e controle de uma aeronave a jato comercial, que possui estabilidade longitudinal relaxada inerente. As características de estabilidade e de resposta desta aeronave são avaliadas em várias condições de vôo, incluindo diferentes posicionamentos de flapes, variações de CG, de peso, de altitude e de velocidade. Controladores são, então, projetados com a finalidade de aumentar tanto a estabilidade quanto o controle do sistema. Com o objetivo de selecionar a estrutura de controle mais adequada à aeronave em questão, pontos críticos do envelope de cada posição de flap da aeronave são escolhidos e uma estrutura de controle simples é aplicada, o Nz. A definição da estrutura realizou-se de acordo com a necessidade de melhoria das respostas, que está intrinsecamente relacionada aos requisitos de projeto. Dentre os requisitos de projeto, cita-se o cumprimento de determinados critérios de qualidade de vôo, como o C*. Como as respostas obtidas pelo controlador Nz (aceleração normal) não satisfazem este critério, optou-se pela aplicação de uma estrutura com realimentação da velocidade de arfagem ($q$) no CAS. O requisito de estabilidade de velocidade firma, então, a estrutura C*u como a mais adequada. A estrutura utilizada envolve um SAS com realimentação de saída do ângulo de ataque e de $q$ na malha interna, um CAS com realimentação de $n_z$, $q$ e de velocidade, além de um compensador PID na malha externa. Com base no C*u, ganhos são calculados para o ponto crítico de cruzeiro. O cálculo dos ganhos é realizado de acordo com a metodologia LQR, cujas matrizes de ponderação são estimadas por aproximações das regras de Bryson e de Gangsaas. O peso das variáveis que não são pré-determinadas por estas regras é variado para a obtenção da melhor ponderação. Antes da otimização dos ganhos propriamente dito, uma estimativa de ganhos iniciais é aplicada com o objetivo afastar o pólo com a maior parte real do eixo imaginário. Diversas respostas são obtidas devido à gama de parâmetros variáveis de projeto descritos acima. Dentre estas, as respostas consideradas mais satisfatórias são elegidas e aplicadas à diversos pontos de operação. O uso dos ganhos obtidos dividem naturalmente os pontos de operação em quatro intervalos de variação da pressão dinâmica, cada um com seus respectivos ganhos. O escalonamento de ganhos é, então, validado por intermédio da aplicação da estrutura de controle final em pontos de operação com CG e peso da aeronave distintos dos de projeto.

Tradicionalmente os métodos utilizados para projetos de aeronaves estão focados na redução de fatores como consumo de combustível ou peso. Entretanto, há necessidade de se implantar modelos mais sofisticados e realistas que considerem adequadamente o ponto vista do operador. O projeto de aeronaves consiste em uma tarefa complexa que integra diversas disciplinas. Contudo, somente nos últimos anos, com o avanço da computação e de novos métodos de otimização, a indústria aeroespacial pôde usufruir de plataformas de projeto e otimização multidisciplinar (MDO). Nesse contexto, este trabalho tem por objetivo desenvolver uma plataforma de otimização multidisciplinar capaz de auxiliar no projeto conceitual de uma aeronave com o menor custo operacional direto (DOC). Foram consideradas disciplinas de peso, aerodinâmica, desempenho e custos. Foram aplicadas equações semi-empíricas, baseadas nas metodologias de Roskam, Torenbeek e Raymer, a fim de se reduzir a carga computacional. Um algoritmo genético foi implantado como método de otimização. No final do trabalho é proposto um estudo de caso que consiste na otimização de uma aeronave de 138 passageiros para uma determinada malha aérea. Os resultados mostraram que o DOC é bastante suscetível a variáveis, tal como preço do combustível. A otimização de apenas um dos componentes do DOC, como o peso ou consumo, não significam a real redução dos custos.

Quando o negócio da empresa gira em torno de um produto extremamente técnico, como no caso da aviação, inevitavelmente as diversas incertezas em cada fase também precisam ser avaliadas na profundidade exigida pelo produto. Inevitavelmente, ferramentas antes utilizadas no projeto detalhado passam por adequação para o uso antecipado nas fases de concepção do produto. Então, abordando parte do processo de concepção de uma aeronave, este trabalho traz um estudo de caso onde ferramentas de engenharia são aplicadas de forma extremamente prática, vislumbrando o entendimento das possíveis restrições técnicas para prever a viabilidade estrutural de um conceito proposto. O estudo apresenta um ciclo de projeto e análise estrutural de pilone em projeto conceitual de uma aeronave com conjunto propulsivo no cone de cauda. Ao início foi desenvolvida uma metodologia simplificada para obtenção dos carregamentos na região em estudo. Ao longo do trabalho foram realizadas análises pelo Método dos Elementos Finitos nos programas Catia V5 e Nastran for Windows. Por fim, diversas disposições estruturais de pilone em alumínio foram propostas e analisadas, concluindo em uma estrutura final eficiente que servirá para as próximas fases do projeto da aeronave.

Este trabalho possui como objetivo primário a obtenção de um controlador robusto para uma arremetida baseado em controle robusto H"infinito". Um modelo matemático de corpo rígido para o movimento longitudinal foi desenvolvido e expresso no eixo aerodinâmico e no eixo do corpo, os quais mostraram sutis diferenças para o valor singular. Adicionalmente, os projetos foram desenvolvidos com crescente grau de complexidade ao longo do trabalho com o intuito de verificar a influência de cada parâmetro classicamente citado na literatura para um projeto de controle robusto H"infinito". Modelagens para incertezas da planta, estas enumeradas ao longo do texto, funções de performance, funções de perturbação, dinâmicas de profundor e motor, além de penalidades para atuação dos controles são abordados ao longo da dissertação. Como base para a comparação entre os controladores obtidos em cada projeto realizado, respostas no domínio da frequência e simulações em modelo não linear foram utilizados. Como primeiro resultado mostra-se que a descrição do movimento em diferentes eixos não levou a diferenças significativas no controlador projetado, sendo portanto independente do eixo de descrição do movimento. Adicionalmente, verifica-se como ponto crítico do movimento de arremetida o transiente inicial no qual o ângulo de ataque assume valores altos, podendo levar ao estol. Para mitigação foi proposto a utilização de estrutura com dois graus de liberdade para o controlador, sendo concluído que devido ao movimento ser uma arremetida e o controle utilizado ser através da atitude q, um segundo grau de liberdade leva à melhores resultados com significativa redução do ângulo de ataque máximo. Como continuação do trabalho, observa-se a importância da inserção da perturbação por vento junto ao espaço de estados da planta, o que diminui a função custo da norma H"infinito", o que facilita a obtenção de robustez segundo critérios divulgados na literatura. Adicionalmente, mostra-se que a diminuição dos requisitos de performance não influiu significativamente nos resultados de simulação, porém, contribuiu para obtenção de robustez. Mais um ponto abordado foi a obtenção de um controlador , sendo mostrado que a inserção de penalizações da atuação do profundor e a contemplação da dinâmica do mesmo são necessárias para evitar atuações demasiadamente oscilatórias da superfície de comando, o que ocorre a medida que iterações D-K são realizadas. Com base no controlador com melhor relação entre performance e robustez, obtiveram-se simulações utilizando o modelo de vento de Dryden para diferentes direções de entrada na planta. Por fim, estas simulações comprovaram a eficiência da metodologia baseada na norma H"infinito" para obtenção de controladores de arremetida, isto ocorrendo mesmo diante de rajadas severas de vento, sendo ainda constatado que a entrada da perturbação pela cauda configura a situação mais adversa para a aeronave.

Este trabalho apresenta e valida um método de fronteira imersa de quarta ordem para escoamentos compressíveis e viscosos e sua aplicação no cálculo do ruído produzido por escoamentos em geometrias complexas. As equações de Navier-Stokes compressíveis e não-permanentes são resolvidas por meio de uma discretização em volumes finitos onde os fluxos são calculados pelo método explícito e anti-simétrico de quarta ordem de Ducros. O avanço temporal é feito usando um método Runge-Kutta de terceira ordem. O método de fronteiras imersas é aplicado de forma que as condições de contorno são impostas diretamente nos volumes de controle que contém os pontos da fronteira imersa, resultando em uma representação precisa da superfície sólida. Os resultados numéricos são apresentados e comparados com soluções analíticas para o escoamento subsônico laminar sobre uma placa plana e o escoamento supersônico laminar sobre um perfil dupla-cunha, com todos os casos mostrando boa concordância com os resultados analíticos. Resultados aeroacústicos são apresentados para o caso do escoamento subsônico turbulento sobre dois cilindros circulares em configuração tandem.

Este trabalho tem como objetivo o estudo, implementação e validação de métodos semi-empíricos utilizados para estimar as derivadas de estabilidade estáticas longitudinais de uma aeronave regional ainda em sua fase de anteprojeto. Estas derivadas são importantes para se avaliar as características de estabilidade e controle de uma aeronave. Para isso, foi elaborado um código computacional, desenvolvido em linguagem Matlab, tendo como base para o cálculo das derivadas a metodologia ESDU. Nos pontos onde esta metodologia não apresentou exatidão, dois outros procedimentos de cálculo foram utilizados, desenvolvidos: (i) pelo Prof. Dr. Jan Roskam e (ii) pela NASA, relatado no NASA TND-6800. A geometria da aeronave é inserida como dados de entrada do programa/código, que calcula as derivadas considerando a contribuição de cada componente da aeronave e efeitos aerodinâmicos. Os resultados obtidos são comparados a resultados experimentais provenientes de ensaio em túnel de vento, com o objetivo de validar a metodologia.

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.

O presente trabalho tem por objetivo desenvolver um controlador não-linear baseado na técnica de inversão dinâmica para aplicação de controle de trajetória e velocidade de uma aeronave comercial. O estudo compreenderá o desenvolvimento de um modelo tridimensional da aeronave Airbus A300, uma breve apresentação da teoria da inversão dinâmica e sua aplicação detalhada ao modelo dinâmico desenvolvido. Em seguida, serão apresentados os resultados de simulações do sistema controlado sob diversas condições de vôo para fins de avaliação da eficiência do controlador.

Este trabalho visa apresentar uma metodologia para determinar o coeficiente de amortecimento de um atuador de superfície primária de uma aeronave comercial para supressão de flutter aplicando recursos de modelagem e técnicas de otimização multiobjetivo em um modelo representativo do sistema real. A abordagem do trabalho consiste em otimizar parâmetros construtivos do atuador através de uma ferramenta de otimização chamada modeFRONTIER utilizando um modelo de um atuador na configuração standby implementado na ferramenta Matlab/Simulink. Como resultado da otimização multiobjetivo é obtida uma fronteira de Pareto, de onde um projeto ótimo é escolhido baseado em um requisito inicial que estabelece um critério de desempenho.