Les méthodes de synthèse et de validation de lois de pilotage utiliséesdans le milieu industriel aéronautique sont bien souvent longues et coûteuses àmettre en œuvre. Pourtant, des alternatives pour traiter les larges domaine d’évolutionexistent, comme l’inversion dynamique robuste. Ce travail de thèse chercheà en corriger les défauts, notamment grâce à une meilleure prise en compte desincertitudes du système et à une réjection des non-linéarités non compensées. Ceciest rendu possible grâce aux techniques de synthèse H¥ structurée multi-modèles,qui peuvent considérer plusieurs configurations pire-cas déterminées par des outilsd’analyse de robustesse. Une autre contribution est d’ailleurs l’amélioration destechniques permettant d’évaluer la marge de robustesse d’un système LTI, souventtrop conservatives ou nécessitant un temps de calcul prohibitif. Les méthodes proposéessont appliquées au pilotage automatique d’un avion civil et d’un drone àvoilure fixe, dont la modélisation est également traitée avec précision. / Control laws design and validation methods used in the aeronautical industryare generally time-consuming and costly to set up. However, alternativesexist to cope with large operating domains, such as robust dynamic inversion.This thesis work aims at fixing its drawbacks by better considering the systemuncertainties, and by rejecting the uncompensated nonlinearities. Thanks to recentadvances in structured multimodel H¥ design techniques, it is now possible toconsider multiple worst-case configurations, determined using robustness analysistools. Besides, another part of this work is devoted to the improvement of existingtechniques to evaluate the robustness margin of an LTI system, which are oftentoo conservative or computationally costly. All these contributions are applied tothe control of a civil aircraft and a small fixed-wing UAV, whose modeling is alsothoroughly described.

L’optimisation des chambres de combustion est généralement réalisée à l'aide d’outils desimulation numérique. Lorsque le carburant est injecté sous forme liquide, la qualité des simulationsdépend en partie de la définition des conditions aux limites imposées pour cette phase à proximité del'injecteur (diamètre, vitesse et flux volumique des gouttes, vitesse de glissement entre phases). Cesconditions aux limites sont généralement définies à partir d'une analyse expérimentale dans desconditions réalistes d’injection, qui fait appel, dans le meilleur des cas, à l’utilisation del’Anémogranulomètre Phase Doppler (PDA). Cependant, cette technique ponctuelle est coûteuse entemps pour une caractérisation globale de l’injecteur et fournit une mesure des flux volumiques avecdes limitations. Il est également difficile d’accéder à des grandeurs telles que la vitesse de la phasegazeuse en présence des gouttes. Pour répondre à cette problématique, il paraît judicieux de mettre enœuvre des techniques de diagnostic optique spatialement résolues. Cette étude consiste à développer des techniques optiques de champ couplant des approches basées sur la diffusion de Mie, sur l'émission fluorescente des gouttes ou de traceurs et utilisant des algorithmes de type PIV, pour caractériser de manière simultanée et quantitative la granulométrie, la vitesse et le flux volumique de la phase dispersée, ainsi que la vitesse de la phase continue dans les brouillards de gouttes au sein d’une configuration réaliste de foyer aéronautique. Une attentionparticulière est portée à l'étude de la précision de la mesure. Ainsi, des comparaisons sont effectuéesavec des bases de données complètes obtenues à l’aide du PDA. L'analyse de ces résultats estconfrontée aux modèles de l'optique physique régissant les phénomènes de fluorescence et dediffusion de la lumière par des particules à l’aide de simulations. Cette démarche nous permetd'interpréter efficacement les résultats obtenus par imagerie directe et de définir les paramètresd'acquisition et de traitement assurant une précision optimale des mesures. / The optimization of combustion chambers is generally carried out using numerical simulation tools.When fuel is injected in liquid form, the simulation quality depends on the boundary conditionsimposed to this phase close to the injector (diameter, velocity and volume flux of the droplets, slipvelocity between phases). These boundary conditions are usually set from an experimental analysisunder realistic conditions of injection, which in the best case uses Phase Doppler Anemo-granulometry(PDA). However, this point measurement technique is time consuming for an overall injectorcharacterization and provides a measurement of the volume flux with some limitations. It is alsodifficult to access variables such as the velocity of the gas phase in the presence of droplets. Toaddress this problem, it seems appropriate to implement spatially resolved optical diagnostictechniques. This study consists in the development of optical field techniques which combine approaches based onMie scattering, fluorescent emission from droplets or tracers and use PIV algorithms to characterizesimultaneously and quantitatively size, velocity and volume flux of the dispersed phase, and velocityof the continuous phase in droplet sprays in a realistic configuration of aeronautical injector. Aparticular attention is given to the study of the measurement accuracy. Thus, comparisons are carriedout with complete databases obtained with the PDA. The analysis of these results is faced withphysical optics models governing phenomena of fluorescence and light scattering by particles usingsimulations. This approach allows us to effectively interpret the results obtained by direct imaging anddefine acquisition and processing parameters ensuring optimum accuracy.

Le concept de l'avion plus électrique a pour but de remplacer les différents types de transmissions de puissance aéronautique par des transmissions électriques. Le réseau électrique doit donc évoluer. Ce concept a inspiré le projet AEROCOTS dont une partie est la modification du moyen de coupure en un contacteur hybridé avec un circuit électrique. Afin de mieux comprendre ce qui se passe aux bornes du contacteur et vérifier qu'il n'y a pas apparition d'arc électrique, une méthode de caractérisation est employée pour obtenir un modèle complet du contacteur paramétré. Deux circuits électriques sont étudiés et l'absence d'un arc est vérifiée. Leur principe est de réduire à zéro le courant avant l'ouverture du contacteur. Leurs fonctionnements et leurs modèles sont vérifiés expérimentalement. Le choix du second circuit est justifié par un contrôle du courant à ouvrir. Une optimisation évolutionnaire, principe de la théorie de Darwin, est réalisée pour répondre aux objectifs aéronautiques / The main goal of the more electrical aircraft is to substitute the different kind of transmission for the aeronautical power by electrical transmissions. The electric network has to evolve. This concept inspires the project AEROCOTS, which a part lies in the modification of the breaking means thanks to a hybrid contactor with an electrical circuit. To better understand what occurs between the contacts of the contactor and verified the absence of an electrical arc, a characterization method is employed to have a complete parameterized model of a contactor. Two electrical circuits are studied and the absence of an arc is verified. Their principle is to reduce to zero the current before the opening of the contactor. Their functioning and their models are experimentally verified. The choice of the second circuit is justified by a control of the opening current. An evolutionary algorithm, principle of the Darwin's theory, is realized to answer to the aeronautical objectives

Le développement de nouvelles technologies permettant d’obtenir des procédés de fabrication novateurs, de même que l’utilisation de nouveaux matériaux et lubrifiants, ont rendu possible une amélioration globale de l’efficacité des systèmes mécaniques et la résolution de nombreuses défaillances. Néanmoins, certains types de détérioration comme le grippage restent difficiles à appréhender car ils résultent de nombreux paramètres connexes tels que le régime de lubrification, la température du contact et le coefficient de frottement. Le grippage est un phénomène qui apparait de manière brutale et qui se caractérise par des arrachements et des transferts de matières entre les surfaces en contact pouvant aller jusqu’à la destruction complète du système. Ce dernier est généralement associé à une mauvaise dissipation des calories entrainant des températures de contact élevées. De nombreux critères basés sur la dissipation d’énergie dans le contact ont été établis sans pour autant que l’un d’eux ne soit unanimement reconnu par la communauté scientifique. La première partie de cette étude a consisté à caractériser le comportement en frottement d’un couple matériau-lubrifiant grâce à l’utilisation d’une machine bi-disque. En parallèle, une modélisation thermique de ce banc d’essais a été réalisée en utilisant la méthode des réseaux thermiques. Les corrélations entre les formules analytiques et les mesures expérimentales ont permis d’aboutir à l’établissement d’une loi de frottement liant conditions de contact et température de masse des éprouvettes. Il a aussi pu être démontré que la température de masse des disques pouvait être considérablement différente de la température d’injection du lubrifiant en fonction des conditions opératoires. Ce résultat permet une analyse nouvelle des critères de grippage dont la plupart assimilent la température des éprouvettes à celle d’injection du lubrifiant. Malgré cela, les différents essais de grippage réalisés montrent que l’unique considération de la température de contact pour établir un critère de grippage s’avère insuffisante. / The development of new technologies, which allow innovative manufacturing processes, as well as the use of new materials and lubricants have led to an overall improvement of mechanical systems efficiency and reliability. However some failures, like scuffing, remain difficult to understand since they depend on many related parameters such as the lubrication regime, the contact temperature and the friction coefficient. Scuffing is a critical damage that appears suddenly and which is characterised by local welds and scratches between the sliding surfaces. It can lead to complete destruction of the mechanical system. This phenomenon is in general related to poor heat dissipation and overheating resulting in high contact temperature. Numerous studies were conducted in order to establish a scuffing criterion based on energetic approach. But none of them is unanimously recognized by the scientific community. The first part of this study consisted in characterizing the frictional behaviour of a given couple of lubricant and material thanks to the use of a twin-disc machine. In a second part, a thermal modelling of this test bench has been realised using the thermal network methodology. Correlations between analytical formulas and experimental measurements allowed to establish a friction law relating contact conditions and disc bulk temperature. It has also been demonstrated that the disc bulk temperature could be considerably different from the lubricant injection temperature depending on the operating conditions. This result allows a new interpretation of existing scuffing criteria, which for most of them consider the disc temperature to equal the oil temperature. Despite this analysis, the scuffing experiments performed reveal that accounting solely for the contact temperature is not sufficient to establish a reliable scuffing criterion.

Made available in DSpace on 2016-04-28T14:16:37Z (GMT). No. of bitstreams: 1 Vivian Scatolin.pdf: 24058709 bytes, checksum: 0c9438735be0e55834207c2a48b9c41e (MD5) Previous issue date: 2008-10-21 / The establishment of the aerospace science in Brazil is the subject of this investigation under the perspective of Science History. Mainly by analyzing official documents and legislation, we search for the ideas and concepts that guided the actions in three distinct moments: when Casimiro Montenegro Filho created the Aeronautics Technological Institute in the 1940 decade, known by the nationalism of the Vargas era; on the research efforts that permitted the foundation of the aircraft maker Embraer during the development-oriented decade of 1950 and the beginning of the Brazilian military dictatorship; and in the elaboration of the Brazilian space program, between the dictatorial regime and re-democratization. It starts from the hypothesis that the factor which led to the wellsucceeded nowadays performance of the country on building aircraft was the adoption of a model based on the tripod science teaching research industrial production. Meanwhile, in the space sector, internal difficulties and others imposed by international circumstances impede the goals of the Brazilian Complete Space Mission from being fully achieved. The relevancy of this work relies on the understanding that aviation and the reaching of space constitute state projects for the national modernization / A institucionalização da ciência aeroespacial no Brasil é o objeto desta investigação sob a perspectiva da história da ciência. Por meio da análise principalmente de documentos oficiais e da legislação, procurou-se apreender as concepções presentes em três momentos distintos: quando da criação, por Casimiro Montenegro Filho, do Instituto Tecnológico de Aeronáutica na década de 1940, marcada pelo nacionalismo da Era Vargas; no esforço de pesquisa que propiciou a fundação da Embraer durante o desenvolvimentismo da década de 1950 e o início da ditadura militar, e na formulação do programa espacial brasileiro, entre o regime ditatorial e a redemocratização. Parte-se da hipótese de que o fator que levou ao atual bem sucedido desempenho do país na fabricação de aeronaves foi a aplicação de um modelo baseado no tripé ensino de ciência pesquisa produção industrial. Enquanto isso, no setor espacial, dificuldades internas e impostas pelo contexto internacional impedem que os objetivos da Missão Espacial Completa Brasileira sejam plenamente alcançados. A relevância deste trabalho reside na compreensão de que a aviação e o acesso ao espaço constituem projetos do Estado para a modernização nacional

This thesis presents a real-time autonomous guidance and control method for a quadrotor in a GPS-denied environment. The quadrotor autonomously seeks a destination while it avoids obstacles whose shape and position are initially unknown. We implement the obstacle avoidance and destination seeking methods using off-the-shelf sensors, including a vision-sensing camera. The vision-sensing camera detects the positions of points on the surface of obstacles. We use this obstacle position data and a potential-field method to generate velocity commands. We present a backstepping controller that uses the velocity commands to generate the quadrotor's control inputs. In indoor experiments, we demonstrate that the guidance and control methods provide the quadrotor with sufficient autonomy to fly point to point, while avoiding obstacles.

This report describes a thesis project conducted at Direktflyg in Borlänge, in early 2012, where the aim was to analyse the difference in noise level, audio frequency and fuel consumption between propellers of the older type McCauley and the newer type MT on the aircraft type BAe Jetstream 32. To perform the analysis, the authors reviewed current procedures regarding noise certification from air safety agencies to be able to identify suitable methods for the noise level and audio frequency measurements. The results of the conducted noise level measurements show a general lower noise level throughout the cabin and a significant reduction in noise level behind row 2 when using the MT propeller compared to the McCauley type. In practice this means a lower perceived noise level for most passengers at an average passenger load factor. The frequency measurements show that the MT propeller generates audio frequencies which are perceived as lower in noise levels and are therefore more comfortable for passengers. The fuel consumption was also slightly lower when using the MT propeller compared to the McCauley type over the assigned time period and the determined limiting parameters. / Denna rapport beskriver ett examensarbete som genomfördes på Direktflyg i Borlänge under början av 2012, där syftet var att analysera skillnaden i ljudnivå, ljudfrekvens och bränslekonsumtion på flygplanstypen Jetstream 32 efter genomfört byte av propellrar från typen McCauley till typen MT på en av bolagets flygplansindivider. För att genomföra analysen har författarna granskat gällande procedurer angående ljudnivåmätning från styrande luftsäkerhetsorgan för att sedan kunna fastställa passande metoder för utförandet av ljudnivå- samt ljudfrekvensmätningar. Resultaten från ljudnivåmätningarna visar på en lägre ljudnivå över hela kabinen samt betydligt lägre ljudnivå bakom rad 2 vid användning av MT-propellrar jämfört med McCauley. I praktiken innebär detta en lägre upplevd ljudnivå för de flesta passagerare vid en genomsnittlig kabinfaktor. Frekvensmätningarna visar att MT-propellern genererar ljudfrekvenser som uppfattas som lägre i ljudnivå och därav också som behagligare för passagerarna. Bränslekonsumtionen var vidare något lägre vid användande av MT-propellrar jämfört med McCauley över den tidsperiod som innefattades inom arbetet och de begränsande parametrar som fastställdes.

The nonlinear simulation model of an unmanned aerial vehicle (UAV) in MATLAB&reg / /Simulink&reg / environment is developed by taking into consideration all the possible major system components such as actuators, gravity, engine, atmosphere, wind-turbulence models, as well as the aerodynamics components in the 6 DOF equations of motion. Trim and linearization of the developed nonlinear model are accomplished and various related analyses are carried out. The model is validated by comparing with a similar UAV data in terms of open loop dynamic stability characteristics. Using two main approaches / namely, classical and optimal, linear controllers are designed. For the classical approach, Simulink Response Optimization (SRO) tool of MATLAB&reg / /Simulink&reg / is utilized, whereas for the optimal controller approach, linear quadratic (LQ) controller design method is implemented, again by the help of the tools put forth by MATLAB&reg / . The controllers are designed for control of roll, heading, coordinated turn, flight path, pitch, altitude, and airspeed, i.e., for the achievement of all low-level control functions. These linear controllers are integrated into the nonlinear model, by carrying out gain scheduling with respect to airspeed and altitude, controller input linearization regarding the perturbed states and control inputs, and anti integral wind-up scheme regarding the possible wind-up of the integrators in the controller structures. The responses of the nonlinear model controlled with the two controllers are compared based on the military flight control requirements. The advantages and disadvantages of these two frequently used controllers in industry are investigated and discussed. These results are to be evaluated by the designers themselves based on the design criteria of a project that is worked on.

This thesis describes the development of a series of codes for trim and longitudinal stability analysis of a helicopter in forward flight. In general, particular use of these codes can be made for parametric investigation of the effects of the external and internal systems integrated to UH-60 helicopters. However, in this thesis the trim analysis results are obtained for a clean UH-60 configuration and the results are compared with the flight test data that were acquired by ASELSAN, Inc. The first of the developed trim codes, called TRIM-CF, is based on closedform equations which give the opportunity of having quick results. The second code stems from the trim code of Prouty. That code is modified and improved during the course of this study based on the theories outlined in [3], and the resultant code is named TRIM-BE. These two trim codes are verified by solving the trim conditions of the example helicopter of [3]. Since it is simpler and requires fewer input parameters, it is more often more convenient to use the TRIM-CF code. This code is also verified by analyzing the Bo105 helicopter with the specifications given in [2]. The results are compared with the Helisim results and flight test data given in this reference. The trim analysis results of UH-60 helicopter are obtained by the TRIM-CF code and compared with flight test data. A forward flight longitudinal dynamic stability code, called DYNA-STAB, is also developed in the thesis. This code also uses the methods presented in [3]. It solves the longitudinal part of the whole coupled matrix of equations of motion of a helicopter in forward flight. The coupling is eliminated by linearization. The trim analysis results are used as inputs to the dynamic stability code and the dynamic stability characteristics of a forward flight trim case of the example helicopter [3] are analyzed. The forward flight stability code is applied to UH-60 helicopter. The codes are easily applicable to a helicopter equipped with external stores. The application procedures are also explained in this thesis.

O σχεδιασμός και η ανάπτυξη οικονομικών προϊόντων, με ταυτόχρονη ικανοποίηση των αναγκών για υψηλές επιδόσεις και ασφάλεια αποτελεί μια από τις μεγαλύτερες προκλήσεις για τους ερευνητές μηχανικούς και τη βιομηχανία. Ειδικότερα στους τομείς της κατασκευαστικής βιομηχανίας (αεροναυπηγική, ναυπηγική, αυτοκινητοβιομηχανία, διαστημική) των οποίων τα προϊόντα παράγονται σύμφωνα με τις τεχνολογίες αιχμής, επιζητείται από το μηχανικό να σχεδιάζει νέα προϊόντα με υψηλότερες επιδόσεις, χωρίς να αγνοεί την απαίτηση για μείωση του κόστους και του χρόνου ανάπτυξης αυτών. Η τάση αυτή βρίσκει εφαρμογή κατά κύριο λόγο στην αεροναυπηγική, όπου η μείωση του αξιοσημείωτου κόστους ανάπτυξης νέων αεροσκαφών, χωρίς υποβάθμιση της ασφαλούς και υψηλής ποιότητας τους, αποτελεί βασικό και μόνιμο στόχο. Ο κυριότερος παράγοντας που επιβαρύνει σημαντικά την ανάπτυξη νέων αεροσκαφών, τόσο από πλευράς κόστους, όσο και χρονικά, είναι οι πειραματικές δοκιμές πλήρους κλίμακας η μεγάλης κλίμακας σε συνθήκες λειτουργίας, οι οποίες επηρεάζουν σημαντικά το κόστος και το χρόνο ανάπτυξης. Οι συγκεκριμένες δοκιμές συμπεριλαμβάνονται στη διαδικασία του σχεδιασμού, με σκοπό να επαληθεύσουν τα αποτελέσματα των αντίστοιχων δομικών αναλύσεων. Η σημασία των πειραματικών δοκιμών και συγκεκριμένα εκείνων της πλήρους κλίμακας ενισχύεται από το γεγονός ότι επιβάλλονται κατά την πιστοποίηση από τις αρχές Αδειοδότησης, με δεδομένο ότι οι δομικές αναλύσεις της αντίστοιχης κλίμακας (πολύ μεγάλης η πλήρους) δεν παρέχουν ικανοποιητική αξιοπιστία. Η παραπάνω αδυναμία να εξαχθούν ικανοποιητικά αποτελέσματα από τις δομικές αναλύσεις οφείλεται σε δύο βασικά χαρακτηριστικά της ανάλυσης των κατασκευών μεγάλης κλίμακας. Η πρόβλεψη της αστοχίας στις αεροναυπηγικές και άλλες κατασκευές απαιτεί μη-γραμμική ανάλυση, λόγω αιτιών που σχετίζονται με τη συμπεριφορά υλικού (μη-γραμμική συμπεριφορά λόγω ελαστοπλαστικής συμπεριφοράς μεταλλικών υλικών η λόγω αστοχίας συνθέτων υλικών) ή με τη συμπεριφορά της δομής (γεωμετρική μη-γραμμικότητα, προβλήματα επαφής, κλπ/). Επιπρόσθετα, στις κατασκευές αυτές υπάρχει μεγάλη διαφορά κλίμακας μεταξύ των διαστάσεων της περιοχής έναρξης και αρχικής διάδοσης της τοπικής βλάβης με τις συνολικές διαστάσεις της δομής, οι οποίες σχετίζονται με την τελική αστοχία της κατασκευής. Η προσομοίωση με αριθμητικές μεθόδους, με έμφαση στη μέθοδο των Πεπερασμένων Στοιχείων, της δομικής συμπεριφοράς μεγάλης κλίμακας κατασκευών με τα παραπάνω χαρακτηριστικά, οδηγεί σε αριθμητικά πρότυπα εκατομμυρίων βαθμών ελευθερίας, τα οποία απαιτείται να επιλυθούν με μη-γραμμικές μεθόδους. Ο συνδυασμός του μεγέθους των προτύπων αυτών με το μη-γραμμικό χαρακτήρα τους, καθιστά το πρόβλημα δυσεπίλυτο έως σήμερα με χρήση συμβατικών μεθόδων και ουσιαστικά αποτελεί την αιτία μη-αξιοποίησης των εικονικών δοκιμών (αριθμητικών αναλύσεων), στην ελαχιστοποίηση ή και την ολοκληρωτική αποφυγή των εκτενών και δαπανηρών πειραματικών δοκιμών. Βάσει των ανωτέρω, σκοπός της παρούσας διατριβής είναι η ανάπτυξη νέων, αξιόπιστων και ολοκληρωμένων μεθοδολογιών για τη μη-γραμμική ανάλυση κατασκευών μεγάλης κλίμακας, με κύριο στόχο την ικανοποιητική πρόβλεψη τοπικών φαινομένων που συνδέονται με την έναρξη της βλάβης, αλλά και την ικανότητα να εκτείνονται έως την κατάλληλη κλίμακα (ίσως και την πλήρη), ώστε να καθίσταται δυνατός ο υπολογισμός της δομικής συμπεριφοράς της κατασκευής μέχρι την τελική αστοχία. Στη βάση αυτή, γίνεται ανάπτυξη νέων μεθοδολογιών δομικής μη-γραμμικής ανάλυσης και προτείνονται κατάλληλες τροποποιήσεις σε ήδη καθιερωμένες μεθόδους, με σκοπό την εφαρμογή τους σε κατασκευές μεγάλης κλίμακας. Λόγω των πλεονεκτημάτων που παρέχονται από την ταχεία και συνεχόμενη εξέλιξη των ηλεκτρονικών υπολογιστών (ταχύτητα, μνήμη, λογισμικό) και την ευρεία χρήση εμπορικών πακέτων που βασίζονται στη θεωρία των πινάκων (Πεπερασμένα Στοιχεία, Συνοριακά Στοιχεία, κλπ.), οι παραπάνω μεθοδολογίες χρησιμοποιούνται ευρέως στην πρόβλεψη της δομικής συμπεριφοράς των κατασκευών στη βάση της φιλοσοφίας της ‘εικονικής δοκιμής’. Με δεδομένο ότι οι αριθμητικές μέθοδοι επίλυσης μη-γραμμικών προβλημάτων σε κατασκευές μεγάλης κλίμακας δεν παρέχουν ικανοποιητικά αποτελέσματα, όπως προαναφέρθηκε, στην παρούσα εργασία αναζητήθηκαν εναλλακτικές μεθοδολογίες και τεχνικές, για την προσέγγιση του τεχνολογικού προβλήματος από τη σκοπιά του μηχανικού και προτάθηκαν αξιόπιστες λύσεις με δυνατότητα εφαρμογής σε βιομηχανικό περιβάλλον. Η διαδικασία που ακολουθήθηκε αποτελείται από τέσσερις βασικούς άξονες, την γραμμική αριθμητική ανάλυση των τάσεων ολόκληρης της δομής μεγάλης κλίμακας, τον έλεγχο για πιθανή εμφάνιση τοπικής μη-γραμμικής συμπεριφοράς, την τοπική ανάλυση αστοχίας (μη-γραμμική ανάλυση) και μια σειρά κατάλληλων τεχνικών για τον προσδιορισμό της συνεισφοράς των περιοχών με τοπική μη-γραμμικότητα στη δομική συμπεριφορά ολόκληρης της δομής. Όλα τα βήματα της διαδικασίας πραγματοποιήθηκαν στη βάση της μεθόδου των Πεπερασμένων Στοιχείων. Η γραμμική αριθμητική ανάλυση τάσεων της κατασκευής έγινε με χρήση αριθμητικών προτύπων που προσομοιώνουν ολόκληρη την κατασκευή, χωρισμένων σε τμήματα, ανάλογα με την γεωμετρική επαναληψιμότητα που πιθανώς εμφανίζει η γεωμετρία. Οι τάσεις που υπολογίστηκαν χρησιμοποιήθηκαν στην πρόβλεψη τα εμφάνισης τοπικής μη-γραμμικότητας με τη βοήθεια κατάλληλα ανεπτυγμένων κριτηρίων, ανάλογα με το είδος της μη-γραμμικότητας που μπορεί να εμφανιστεί. Οι περιοχές μη-γραμμικότητας που ανιχνεύονται, ταξινομούνται σε σειρά κρισιμότητας και ανάλογα με το κρίσιμο επίπεδο φορτίου καθεμιάς από αυτές, επεξεργάζονται τοπικά με μη-γραμμικές αναλύσεις για την προσομοίωση της έναρξης και εξέλιξης της τοπικής μη-γραμμικότητας. Για τον υπολογισμό της συνεισφοράς των μη-γραμμικών υποπεριοχών στη δομική συμπεριφορά ολόκληρης της κατασκευής, αναπτύχθηκαν κατάλληλες τεχνικές περιγραφής της τοπικής μη-γραμμικότητας και εισαγωγής τους στα δομικά χαρακτηριστικά του αριθμητικού προτύπου της ολικής κατασκευής. Για την προσομοίωση της εξέλιξης της τοπικής μη-γραμμικότητας, από την πρώτη ανίχνευση μέχρι την τελική εξέλιξη, η διαδικασία εκτελείται βηματικά και επαναληπτικά. Αποδεικνύεται ότι κάτω από συγκεκριμένες παραδοχές, οι μεθοδολογίες για τη δομική μη-γραμμική ανάλυση κατασκευών μεγάλης κλίμακας είναι εφικτό να παρέχουν αξιόπιστα αποτελέσματα αντίστοιχα με εκείνα των πειραματικών δοκιμών πλήρους κλίμακας. Ταυτόχρονα είναι και αποτελεσματικές, δεδομένου ότι έχουν αναπτυχθεί κατάλληλα, ώστε να εστιάζουν τους διαθέσιμους υπολογιστικούς πόρους μόνο στις κρίσιμες περιοχές, μέσω της κατά απαίτησης εφαρμογής τοπικών μη-γραμμικών αναλύσεων. / The design and development of low-cost products, with simultaneous fulfilment of the requirements for higher performance and safety, is one of the biggest challenges for the research engineers and the industry. Especially in the sectors of the structural industry (aeronautics, shipbuilding, automotive, space industry) where the products are being produced according to the latest achievements of the technology, the engineer is obliged to design new products with higher proficiency, without neglecting the need for lower cost and development time. This trend has great application mainly in the aeronautical industry, where the reduction of the remarkable cost for the development of a new aircraft, without downgrading the level of safety and the quality of service comprises the main target of the current research effort. The main factor that weighs down the development of new aircrafts, as far as the cost and the time is concerned, is the required experimental tests of the full / large scale under service loads, which affect significantly the development cost and the time to market. These tests are included in the design process, in order to verify the results of the corresponding structural analyses. The importance of the experimental tests and specifically these of the full scale level is amplified by the fact that they are being imposed during the certification process by the Airworthiness Authorities, since the structural analyses of the corresponding scale (full scale) do not provide adequate results. The above mentioned inability of the structural analyses of providing adequate results is based on two main characteristics of the large scale structures. Firstly, the failure prediction in aeronautical (among others) structures requires non-linear analysis, for reasons related to the material behaviour (non-linear behaviour due to composite material damage, elastoplastic behaviour of metallic materials) and the structural behaviour (geometrical non-linearity, contact problems). Secondly, in these structures there is great difference between the dimensions of the local damage initiation region and the dimensions of the whole structure, with the latter being related with the total collapse. The simulation with numerical methods, especially with the use of Finite Elements, of the structural behaviour of large scale structures with the above characteristics, leads to million DOFs (Degrees Of Freedom), whose solution requires non-linear numerical methods. The combination of the size of these models with their non-linear nature renders the problem non-solvable using conventional methodologies and is in fact the reason for the, up to now, not thoroughly utilization of virtual testing (numerical simulations), that would lead to the minimization of the number or even to the complete avoidance of the extensive and costly experimental tests. Based on the above, main objective of this Thesis is the development of new, reliable and integrated methodologies for the non-linear analysis of large scale structures, targeting mainly in the satisfactory prediction of phenomena related to the initiation of local damage, but also being able to evolute up to the appropriate scale (maybe full scale), in order to account the structural behaviour of the whole structure up to the total collapse. On this basis, innovative methodologies are being developed for the structural non-linear analysis and appropriate modifications are proposed for already well-established techniques, in order to be applied on large scale structures. Due to the advantages offered from the rapid and constant progress of computers (speed, memory, software) and the wide usage of commercial tools that are based on the matrix theory (Finite Elements, Boundary Elements), the above mentioned methodologies were developed based on the philosophy of ‘virtual testing’. Due to the fact that the numerical solution methods for non-linear problems in large scale structures are not able to provide adequate results, as mentioned previously, in the present work alternative methodologies and techniques were investigated, approaching the technological problem from the engineer’s view and reliable solutions applicable to an industrial environment were proposed. The procedure that was followed consists of four basic keystones: the linear numerical stress analysis of the whole structure, the check for possible local non-linear behaviour, the local damage analysis (non-linear analysis) and a series of appropriately configured sub-routines, able to redefine the contribution of the regions exhibiting local damage in the structural behaviour of the whole structure. All the routines of the proposed methodologies were accomplished using the commercial Finite Element code ANSYS. The linear numerical stress analysis of the structure was carried out with the use of numerical models simulating the whole structure, divided into suitable parts, based on the geometrical repeatability. The calculated stresses were utilized for the prediction of the local damage, using properly developed damage criteria, depending on the type of non-linearity. The corresponding regions detected, were classified according to the criticality level (critical load) and were elaborated with local analyses of non-linear nature for the simulation of local damage initiation. For the accumulation of the contribution of the local damage in the structural behaviour of the whole structure, appropriate techniques were developed for the description of the local damage and its incorporation in the structural features of the numerical model of the structure. For the determination of the damage evolution, from the first detection up to the final failure, the procedure was performed in an incremental and iterative way. It was proved, that under specific assumptions, the proposed methodologies simulating the non-linear phenomena of large scale structures are capable of providing accurate results, in accordance with those of the experimental tests of full scale level. Simultaneously, the proposed methodologies become also efficient, providing that they have been developed appropriately, in order to focus the available computer resources on the non-linearly behaving regions by the ‘on demand’ application of the non-linear analyses.