Este trabalho apresenta um estudo do Método das Correções Repetidas para a guiagem ótima em malha fechada de um Veículo Lançador de Satélites. Uma vez observado um desvio com relação a uma nominal de referência, este algoritmo corrige os comandos de guiagem para todo o resto do vôo, de modo que a nova trajetória continue otimizando o índice de desempenho escolhido. Todas as restrições são verificadas antes da nova história de guiagem ser aplicada ao veículo, possibilitando ações de emergência em caso de previsão de falha. Uma vez que o método não procura voltar para a trajetória nominal de referência, mas recalcula uma nova trajetória ótima, ele é adequado para a utilização em veículos lançadores movidos a propelente sólido. Além disto, o mesmo algoritmo pode ser utilizado tanto para o vôo na atmosfera quanto para o vôo fora dela. O principal esforço computacional é realizado antes do lançamento e os requisitos de memória e tempo de computação a bordo são pequenos o suficiente para a utilização, em tempo real, nos computadores de bordo atuais. O desempenho do método foi avaliado através das chamadas regiões de "controlabilidade" e de uma análise de sensibilidade à variação de parâmetros do próprio veículo e do meio tais como atmosfera e campo gravitacional. Nesta análise foi utilizado um modelo de simulação tridimensional bastante completo, para que o conjunto de resultados obtidos fosse o mais realista possível. No entanto, a trajetória do veículo é essencialmente plana pois a latitude do local de lançamento foi suposta igual à inclinação da órbita final desejada. Os resultados obtidos demonstram que o método é viável, sendo robusto o suficiente para compensar os desvios de trajetórias decorrentes das perturbações normalmente encontradas na prática.

No capitulo 2 deste trabalho sao descritos os metodos maisutilizados de medicao de propriedades de massa como momento de inercia, produto de inercia e Balanceamento Estatico e Dinamico. No paragrafo 2.4 e chamada a atencao para a importancia de seutilizar a maquina de Balancear apropriada para cada forma detrabalho de um corpo-de-prova, na descricao dos tipos existentes de maquinas de Balanceamento. As Maquinas de Balancear especificas para a area espacial sao apresentadas no paragrafo 2.5. No capitulo 3 eexplicada a configuracao adotada pelo SMPM, as equacoes empregadas e as tecnicas de medicao dos seus modos de operacao. O projeto SMPM e finalmente descrito no capitulo 4, com as sequencias dos calculos dos mancais aerostaticos, que equipam a Unidade de Medicao, nos paragrafos 4.1.1 e 4.1.2. Os procedimentos para medicao de propriedades de massa a serem empregados nos modos de operacao da maquina, e na calibracao dos mesmos, sao descritos no capitulo 5, bem como todo o processo de calibracao. Finalmente, os problemas encontrados para emplementar a configuracao adotada neste projeto,as solucoes e as modificacoes recomendadas estao expostos nocapitulo 6.

Uma grande limitação dos foguetes à propelente sólido consiste na dificuldade de alteração do módulo do vetor empuxo, quando e se necessário, durante a queima do grão. Entre as soluções conhecidas pra resolver este problema encontram-se a utilização de um grão composto de propelentes diferentes, a utilização de uma geometria de grão adequada e a utilização de foguetes auxiliares (e.q. boosters). Estas soluções não significam entretanto um efetivo controle já que não podem ser alteradas durante a queima. Consistem, na sua essência, de uma pré-programação da queima. Um controle efetivo é obtido pela injeção de massa na câmara de combustão, alterando a vazão mássica que flui através da tubeira, as propriedades termodinâmicas do gás produto da combustão bem como outros parâmetros do motor foguete, tendo como resultado a possibilidade de controle do módulo do vetor empuxo quando e se necessário, ou seja, num instante aleatório durante a queima e de reprodutibilidade possível, independente de programação prévia. Este trabalho visa estabelecer primordialmente um equacionamento matemático adequado à obtenção da curva pressão versus tempo de queima durante a queima, sem injeção e com a injeção.

O presente trabalho objetiva o desenvolvimento, implementação e análise de métodos numéricos baseados em técnicas de malhas de blocos múltiplos. As malhas de blocos múltiplos se dividem em malhas de blocos múltiplos justapostos e malhas de blocos múltiplos sobrepostos. Dentre as classes existentes destes métodos, o trabalho vai se concentrar em técnicas de malhas sobrepostos. Dentre as classes existentes destes métodos, o trabalho vai se concentrar em técnicas de malhas sobrepostas, porque estas oferecem uma maior flexibilidade para o procedimento de geração de malhas estruturadas. Estas técnicas são particularmente adequadas para configurações realisticamente complexas. O presente trabalho analisa a técnica Chimera, explicando os processos a serem feitos para a criação de uma malha adequada para aplicação desta técnica. O trabalho compreeende também o desenvolvimento e validação de códigos de simulação baseados em uma formulação bidimensional e tridimensional. O algoritmo numérico para a solução de equações Euler/Navier-Stokes usa um esquema centrado com dissipação artificial no contexto de diferenças finitas. As aplicações realizadas com esta técnica foram feitas sobre geometrias de interesse em aerodinâmica.

No presente trabalho, são discutidos alguns aspectos do escoamento em turbomáquinas radiais, com ênfase nas análises teórica e experimental de rotores centrífugos. Na análise teórica, utilizando o método das singularidades, são apresentadas duas formulações para o escoamento potencial e incompressível no interior de rotores centrífugos com pás de largura variável. Na primeira formulação, apropriada para pás de espessura finita, o escoamento no plano físico, para qualquer geometria de rotor de turbomáquina, é mapeado para o plano da grade linear. A solução numérica da equação de Fredholm de segunda espécie, resultante dessa formulação no plano da grade linear, é obtida pelo método dos painéis, através de uma distribuição de vórtices de densidade uniforme em cada painel. Por meio de uma equação de transformação de velocidades, as características do escoamento são reconduzidas para o plano físico. Na segunda formulação, apropriada para pás infinitamente finas, as características do escoamento são obtidas no próprio plano da grade radial. A solução numérica da equação de Fredholm de primeira espécie resultante dessa formulação é obtida também pelo método dos painéis, porém com uma distribuição de vórtices de densidade linear em cada painel. Diversas características locais e globais do escoamento são determinadas para vários formatos de pás. Baseando-se no carregamento da pá, propõe-se um parâmetro adimensional que determina o número ótimo de pás. Na análise experimental, foram construídos cinco rotores centrífugos com diferentes formatos e números de pás. Também, foi construída uma seção especial de testes para ensaios de rotores centrífugos sem interferência externa irregular no seu escoamento. Para a determinação das características do escoamento, foram utilizados dois sistemas de medidas: um, com uma sonda aerodinâmica localizada na saída do rotor centrífugo e, o outro, com uma célula de carga para a medição da potência de eixo desse rotor. A comparação entre os resultados obtidos por esses dois sistemas de medidas mostra algumas características importantes como o fenômeno da recirculação do escoamento no rotor centrífugo. Os resultados numéricos e experimentais são comparados para uma ampla faixa de vazões. Diversas análises dos resultados são apresentadas e alguns comentários são feitos sobre a validade da aplicação de teorias invíscidas em rotores centrífugos. Conclui-se que o critério baseado no número de Richardson máximo é apropriado para indicar o número ótimo de pás de rotores centrífugos com pás curvadas para trás, por meio do cálculo do escoamento potencial.

O presente trabalho desenvolve uma metodologia numérica de análise do escoamento em grades lineares de perfis aerodinâmicos com aplicação direcionada ao dimensionamento de máquinas de fluxo axiais. O método consiste na realização de uma interação entre dois modelos computacionais: o potencial (ausência de efeitos viscosos) e o de camada limite, obtendo-se resultados muito próximos dos experimentais e com baixo custo computacional. O código potencial, baseado no método dos painéis, utiliza a formulação de Hess & Smith [1

Nesta pesquisa é estudada a influência de diversos parâmetros na ressonância solo. São deduzidas as equações de movimento para um sistema pás do rotor principal mais helicóptero, utilizando computação simbólica. As equações são checadas comparando-se os diagramas de Coleman obtidos com os resultados de trabalhos clássicos e recentes. É estudada a influência do tipo do rotor, do amortecimento e da anisotropia tanto do rotor quanto do cubo no fenômeno. É utilizada a análise de Floquet no caso de haver anisotropia do cubo e do rotor. São apresentados graficamente os diagramas de autovetores para rotores articulados e hingeless, e é estudado o emprego de algumas funções de Liapunov para prever as regiões de instabilidade.

O presente trabalho teve por objetivo estudar a possibilidade de se utilizar esquemas "upwind" para simular escoamentos supersônicos e hipersônicos, sendo adotado, para isto, o esquema de separação de vetores de fluxo de Van Leer. Foram realizadas diversas simulações numéricas utilizando o escoamento interno de uma entrada de ar hipersônica e compararam-se resultados com os obtidos empregando-se o esquema centrado. O escoamento foi modelado pelas equações de Euler em duas dimensões, utilizando-se um método de volumes finitos aplicado a um contexto de malhas não-estruturadas, sendo a marcha no tempo do sistema de equações feita por meio de um método explícito de Runge-Kutta híbrido de cinco passos. A malha computacional foi obtida utilizando-se um esquema de avanço de geração com capacidade limitada de refinamento. Os resultados obtidos possibilitam a avaliação e comparação dos métodos com relação a formação da onda de choque oblíqua, bem como o comportamento em relação à pressão, à densidade e ao número de Mach. Finalmente, foram discutidas as características observadas para cada método.

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.

O contexto deste estudo é relacionado com a perda de tração em um motor de uma aeronave de transporte. Neste caso, o motor falhado irá contribuir para perda de tração e aumento de arrasto, ocasionando voo assimétrico. Pela análise do envelope de voo, constata-se que, ao ocorrer uma perda parcial (até 45%), a velocidade e altitude da aeronave são mantidas, mas se ocorrer a perda total de um motor, a aeronave desce e perde velocidade. A trajetória da aeronave é calculada através de método numérico no qual se divide a descida em trechos, buscando uma razão de descida mínima em cada trecho até que esta seja igual a zero, onde a aeronave atinge sua nova condição de equilíbrio. De acordo com a análise de várias configurações de voo, observa-se que é necessário que o ângulo de derrapagem seja igual a zero para que o arrasto provocado pela perda de tração seja mínimo. Dois projetos de Piloto Automático (PA) são analisados: (i) PA de altitude, controlando a altitude através da deflexão no profundor; e (ii) PA latero-direcional, controlando o ângulo de rolamento - para que o ângulo de derrapagem seja igual a zero - através da deflexão dos ailerons, e a trajetória direcional, controlada através da deflexão do leme. Introduziu-se os efeitos do vento e verificou-se que o projeto do PA é estável e contribui para diminuir a carga de trabalho do piloto.