O presente trabalho visa pesquisar a existência da estabilidade nos pontos de equilíbrio dos satélites de baixa altitude, sujeitos à ação dos torques gravitacional e aerodinâmico. O satélite em estudo encontra-se em uma órbita circular, sujeito à força de arrasto aplicada em seu centro de pressão e no sentido oposto a sua velocidade. Os pontos de equilíbrio estáveis são obtidos através do estudo da equação do equilíbrio e da equação característica do sistema, utilizando-se o critério de Routh Hurwitz. A utilização dos parâmetros x e y, que relacionam os momentos principais de inércia do satélite, permitem a apresentação das regiões de estabilidade no plano x e y, ou seja, cada um dos pontos que formam essas regiões representa uma distribuição de massa de um satélite em equilíbrio estável. O estudo foi dividido em três casos, buscando demonstrar a influência sobre a estabilidade devido a variação do posicionamento do centro de pressão: o ponto em que a resultante do arrasto é aplicada. Para isto, foi utilizada a abordagem numérica, o que tornou possível a apresentação dos resultados.

A aerodinâmica não-estacionária foi muito estudada, principalmente devido aos problemas em Aeroelasticidade. No início do Século XX muitos cientistas como Theodorsen, Sears, Küssner e Wagner se dedicaram a estudar este fenômeno. Tradicionalmente os métodos desenvolvidos para determinar as cargas aerodinâmicas não-estacionárias para escoamentos subsônicos e supersônicos são baseados em formulações lineares. Porém estudos e ensaios mostram que esta premissa deixa de ser válida principalmente no regime transônico, com o resultado da formação de ondas de choque e/ou separações da camada limite causado pela onda de choque do regime transônico, o método linearizado vai ficando progressivamente pior à medida que se aproxima do alto transônico. A mecânica dos fluidos computacional (CFD-computional fluid dynamics) tornou-se uma área de grande importância da Aerodinâmica atual, sendo possível trabalhar com as equações não lineares sem restrições físicas ou geométricas. Este trabalho apresenta o modelamento e análise da resposta indicial de um perfil aerodinâmico exposto a uma perturbação do tipo degrau em ângulo de ataque utilizando ferramentas de CFD. A análise do comportamento quanto a variações de espessura, numero de Mach e amplitude além de, uma comparação com a teoria da aerodinâmica linearizada. Desse modo é possível obter uma sensibilidade quanto à influência desses parâmetros na resposta transiente dos perfis estudados, além de um estudo quanto às capacidades, benefícios e limitações de se utilizar ferramentas de CFD para modelar e estudar fenômenos transientes.

The present work is concerned with studying techniques which would allow the identification of a multiple degree of freedom aeroelastic system from a single computational fluid dynamics (CFD) unsteady simulation. This data is, then, used to generate the root locus for aeroelastic stability analysis of the dynamic system. The system being considered in the present work is a NACA 0012 airfoil-based typical section in the transonic regime. The CFD calculations are based on the Euler equations and the code uses a finite volume formulation for general unstructured grids. A centered spatial discretization with added artificial dissipation is used, and an explicit Runge-Kutta time marching method is employed. Unsteady calculations are performed for several types of excitation on the plunge and pitch degrees of freedom of the dynamic system. These inputs are mostly based on step and orthogonal Walsh functions. System identification techniques are used to allow the splitting of the aerodynamic coeficient time histories into the contributions of each individual mode to the corresponding aerodynamic transfer functions. Such transfer functions are, then, represented by rational polynomials and used in an aeroelastic stability analysis in the frequency domain. The work compares the results provided for each case and attempts to contribute with guidelines for such analyses.

This thesis addresses the important problem of shock wave--boundary layer interaction (SBLI) flows for aerospace engineering applications. Moreover, the work emphasizes the need for high fidelity simulations for the appropriate treatment of such flows. In this context, RANS solvers appear as a cost effective CFD approach. Therefore, the present work conducts studies in such a way to identify and to understand limitations, strengths and capabilities of RANS simulations for SBLI flows. Since turbulence modeling is an important issue on the accuracy of such simulations, the efforts here are concentrated on assessing the capabilities of several models that range from linear eddy-viscosity models (EVM) to Reynolds-stress closures (RSM). It would be expected that a RSM-type model could provide better solutions for a 3-D turbulent boundary layer under the action of high adverse pressure gradients, once such models allow for anisotropy between the Reynolds stress components. In order to achieve such goals, the configurations presented at the 2010 AIAA SBLI Workshop are chosen as the current test cases. Such test cases deal with high speed flows and very complex phenomena, including boundary layer separation. Meshes, composed of hexahedral and wedge elements, have been built. Mesh refinement and grid convergence studies are performed in order to identify a grid with a good compromise between accuracy and computational cost. In any event, even using the baseline grids, the present work has found that the computations are considerably expensive. Several simulations are presented for the test cases. Although no turbulence model has remarkably shown an outstanding performance over the others, the present work indicates that the SST and SA closures are the ones providing the best results for the test cases of interest here. Nonetheless, the two closures still present shortcomings in the simulation of SBLI flows. The overall simulation results using the RSM closure for the present SBLI test cases are not better than the SA and SST results. One must observe that the latter are much simpler turbulence models. Additional studies shall be focused on providing more robustness to the simulations with the 7-equation RSM turbulence model.

Este trabalho apresenta um estudo comparativo entre três ferramentas computacionais diferentes na determinação do coeficiente de pressão em um caso típico de aerofólio supercrítico, em particular o Boeing A4, com sua conseqüente comparação com os dados experimentais obtidos em túnel de vento para este aerofólio. Esta comparação contribui para o processo de validação de uma ferramenta de mecânica dos fluidos computacional (CFD) que vem sendo desenvolvida no presente grupo de trabalho. Os códigos de CFD empregados resolvem uma formulação de Navier-Stokes com média de Reynolds (RANS) ou uma formulação de Euler acoplada a soluções de camada limite. Neste último caso, tem-se a opção de fixar a transição sobre a superfície do aerofólio ou deixá-la livre. Todos os códigos utilizam modelos de turbulência do tipo viscosidade de vórtice para levar em consideração os efeitos de transporte de turbulência. Em particular, o modelo de uma equação de Spalart-Allmaras e o modelo de duas equações k-e RT são empregados nos códigos com formulação RANS. O código de camada limite utiliza o modelo algébrico de Cebeci-Smith. O trabalho apresenta os aspectos da integração no tempo e a integração espacial, bem como os procedimentos de aceleração de convergência usados no código que está sendo desenvolvido, o que possibilita numa análise posterior estabelecer relações de tendências de resultados de acordo com os modelamentos e equações que estão sendo utilizados. Foram utilizados onze casos teste diferentes, todos utilizando a configuração do aerofólio Boeing A4. Os resultados obtidos permitiram analisar a qualidade e a confiabilidade dos resultados dos códigos no que se diz respeito à correta identificação de possíveis ondas de choque, valores de coeficientes de pressão, posicionamento da transição de escoamento laminar para turbulento e tendências que os códigos possam apresentar de oscilações numéricas na solução. Estes resultados e análises realizadas dão subsídios importantes no processo de validação do código em desenvolvimento.

Automatic landings have been performed routinely for many years. However the design of flare and landing control systems with a suitable performance and a high level of reliability remains a very difficult task. In the present scenario, the increasing in the landing capacity of airports is mandatory by limiting the time each aircraft occupies the runway. To limit the occupancy time, the reduction of touchdown zone is essential since landings too close of the exit could result in a missed exit and therefore in a decreasing of landing rate. Give this context, the present work aims to propose an autoland flare law development for a 50 seat regional jet using Linear Quadratic Regulator technique. An accurate flare path, good rejection to turbulence, simplicity in implementation and, moreover, improved longitudinal touchdown dispersion are some of desirable features of design. In development of autoland control system, full feedback was used as control law configuration. Simulations were performed with non-linear model of the aircraft based on the equations of rigid body movement. The gains of LQR flare law were obtained though global optimization using Genetic Algorithms. The robustness of resulting close-loop system was tested with respect to ground-effect, wind shear and out-of-trim conditions. The performance of LQR flare law was compared with Model-Following design. Steady wind and turbulence models were used as disturbances for stochastic evaluation of the methods. The explicit flare trajectory defined in space, not in time, resulted on the improved touch down dispersion achieved by LQR design.

Neste trabalho será abordado o uso da técnica de controle robusto LQC/LTR, bem como dos controladores LQR e LGG aplicados aos modos Látero-direcionais e flexíveis. O principal objetivo da implementação do controlador é amortecer os modos flexíveis e estabilizar os modos látero-direcionais do bombardeiro B-1. Esta aeronave será usada por ser a única que tem as suas derivadas de estabilidade dos modos flexíveis disponíveis, além de ser tema de muitos trabalhos já publicados.

Este trabalho apresenta o estudo da influência da esteira gerada por uma hélice no arrasto induzido em um sistema que combina uma asa finita com hélice, configuração típica de aeronaves turbo-hélice. A modelagem é realizada da seguinte forma: a asa finita é representada com a teoria da linha sustentadora de Prandtl modificada para efeitos de vórtices tridimensionais e a hélice é modelada com a teoria do disco atuador. São apresentados resultados de arrasto e L/D para algumas asas simples com e sem o efeito da hélice.

O cálculo de cargas durante o desenvolvimento de aeronave é de extrema importância, pois além de dimensionar a estrutura, há impactos significativos no desempenho. Uma metodologia de cálculo de cargas da asa e da fuselagem de uma aeronave comercial a jato foi desenvolvida. Foram consideradas no presente trabalho condições de manobras e rajadas, condições estas estáticas, em voo e simétricas, e a estrutura da aeronave como rígida. Modelos de aerodinâmica, massa e de simulação foram elaborados e são entradas para os cálculos de cargas. Foi avaliado como o nível de fidelidade da modelagem aerodinâmica, a mais demandante em termos de tempo e custo de processamento, impacta nas cargas resultantes da configuração, comparando-se as cargas obtidas usando-se diferentes formulações para a elaboração do modelo aerodinâmico da aeronave. É feita a análise qualitativa do impacto das cargas calculadas sobre o peso estrutural com as diferentes formulações aerodinâmicas e, em última instância, sobre o desempenho da aeronave. Para tal, as condições estudadas são consideradas prováveis condições críticas para o dimensionamento dos referidos componentes, e são obtidas não somente as cargas aerodinâmicas, mas também cargas de inércia e concentradas. Foram calculados os envelopes de esforços cortantes e momentos fletores da asa e fuselagem a partir de quatro formulações diferentes, e considerando os resultados obtidos pela formulação RANS (a de maior fidelidade estudada) como referência para as comparações. Na busca por uma alternativa ao uso de RANS, nenhuma formulação de menor fidelidade obteve resultados similares em todos os pontos dos envelopes dos componentes. As diferenças encontradas podem não ser aceitáveis em fases de projeto nas quais as cargas calculadas servirão para o dimensionamento da estrutura.

Uma das fases de vôo mais críticas para aeronaves comerciais é a decolagem devido à carga de trabalho do piloto. Esse problema vem sendo contornado com a utilização da tecnologia fly-by-wire nos sistemas de comandos de vôo e piloto automático, pois possibilitam o aumento da eficiência das aeronaves, melhoram a qualidade de vôo e diminuem a carga de trabalho do piloto. Este trabalho descreve o desenvolvimento de leis de controle para as fases de arredondamento e subida de um sistema de piloto automático de decolagem. As metodologias utilizadas nos projetos das leis de controle são o regulador linear quadrático (LQR) e a integral do tempo multiplicado pelo valor absoluto do erro (ITAE), ambas baseadas na otimização de uma função de custo. Os resultados são analisados no domínio do tempo e da freqüência. No domínio do tempo são utilizadas simulações lineares e não lineares para avaliar o sobre-sinal, o tempo de subida e assentamento. No domínio da freqüência a carta de Nichols é utilizada para avaliar as margens de fase e ganho e o diagrama valor singular é utilizado para avaliar a resposta em freqüência do sistema multivariável. Os projetos também são submetidos a análises de qualidade de vôo utilizando o parâmetro de antecipação de controle, a freqüência natural e a taxa de amortecimento dos pólos de período curto e phugoidal.