O conforto térmico e a dispersão e remoção de partículas em cabine de aeronave são função, fundamentalmente, do seu sistema de ventilação e distribuição de ar. Juntamente com a análise da influência do sistema de ventilação por mistura (MV), atualmente utilizado em aviões comerciais, no presente trabalho são propostos e analisados dois novos sistemas, o sistema de distribuição de ar pelo piso (UFAD) e o sistema de ventilação por deslocamento (DV). A análise experimental de condições de desconforto térmico local e de dispersão e remoção de partículas expiratórias foi realizada em um mock-up de uma aeronave comercial com 12 assentos, com 4 assentos por fileira. Os resultados mostram forte influência da temperatura do ar insuflado na cabine, de 18 °C e 22 °C, do ponto de geração de partículas na cabine, em assento junto à fuselagem e junto ao corredor, e da faixa de tamanhos de partículas, principalmente nas faixas de 2,0 a 3,0 µm e de 3,0 a 5,0 µm, de maior interesse no presente trabalho. Por fim, os resultados mostram que o sistema UFAD apresentou o melhor desempenho, tanto quanto ao desconforto térmico devido a correntes de ar, com valores abaixo de 20 % preconizado pelas normas ISO 7730 (2005) e ASHRAE 55 (2013), quanto à menor dispersão de partículas e maior eficiência na remoção de partículas na região de respiração, com eficiência na remoção de partículas maior em até 18,8 % em relação ao sistema DV e em até 41,6 % em relação ao sistema MV. O sistema DV apresentou resultados intermediários com relação ao desconforto térmico local, com pior resultado na região dos pés com média do desconforto térmico local de 22,7 % e muito boa eficiência na remoção de partículas em relação ao sistema convencional MV maior em até 32,0 %. O sistema MV apresentou as piores condições com relação ao desconforto térmico para a região da cabeça e dos pés, com média de pessoas insatisfeitas de até 25,7 %. O sistema MV também apresentou as piores condições com relação à eficiência de remoção de partículas com a maior quantidade total de partículas na região de respiração ao longo da aeronave. / Thermal comfort and particles dispersion and removal in an aircraft cabin depend, essentially, on its ventilation and air distribution system. Together with the analysis of the influence of the mixing ventilation system (MV), used in commercial aircrafts, in the present work two new systems are proposed and analyzed, the underfloor air distribution system (UFAD) and the displacement ventilation system (DV). Experimental analysis of local thermal discomfort conditions and dispersion and removal of expiratory particles was performed in a mock-up of a commercial 12 seat aircraft with 4 seats per row. The results show a strong influence of the temperature ot the air inflated into the cabin, of 18°C and 22°C, of the point of generation of particles in the cabin, at the seat next to the fuselage and near the corridor, and of the particle size range, mainly in the bands of 2.0 to 3.0 µm and 3.0 to 5.0 µm, of greater interest in the present study. Finally, the results show that the UFAD system presented the best performance, as well as the thermal discomfort due to drafts, with values below 20% recommended by ISO 7730 (2005) and ASHRAE 55 (2013), as well as the lower dispersion of particles and greater efficiency in the removal of particles in the respiratory region, with particle removal 18.8% in relation to the DV system and by up to 41.6% in relation to the MV system. The DV system presented intermediate results in relation to the local thermal discomfort, with worse results in the feet region with a mean of the local thermal discomfort of 22.7% and very good particle removal efficiency in relation to the conventional MV system of up to 32, 0%. The MV system presented the worst conditions in relation to the thermal discomfort for the head and feet region, with an unsatisfied average of up to 25.7%. The MV system also presented the worst conditions with respect to the removal efficiency of particles with the highest total amount of particles in the breathing region along the aircraft.

O sistema de distribuição de ar comumente utilizado em cabines de aeronaves consiste no insuflamento de ar na parte superior e retorno na parte inferior, com mistura do ar na cabine. Devido à sua característica de mistura, este sistema pode dispersar doenças infecciosas pelo ar na cabine. A eclosão mundial do vírus SARS (Severe Acute Respiratory Syndrome) em 2003 demonstrou que a disseminação de contaminantes aéreos ainda é um evento não controlável, uma vez que foi rapidamente difundido mundo afora, principalmente porque pessoas infectadas viajaram de avião para cidades distantes. Fatos como esses têm motivado governos, empresas e instituições de pesquisa a investirem fortemente em pesquisa e desenvolvimento. Novos sistemas de ventilação e distribuição de ar em aeronaves, baseados em sistemas de ventilação por deslocamento e de distribuição de ar pelo piso, estão começando a ser testados. Neste contexto, no presente trabalho foi realizada análise experimental da dispersão de partículas expiratórias em cabine de aeronave, considerando diferentes arquiteturas de distribuição de ar, em mock-up de 12 lugares, utilizando gerador e contadores de partículas. Os ensaios foram realizados para três arquiteturas de distribuição de ar: sistema de ventilação por mistura (MV), sistema de distribuição de ar pelo piso (UFAD) e sistema pelo piso modificado (UFAD modificado), com a mesma vazão de ar de insuflamento em duas condições de temperatura do ar insuflado na cabine: 18 e 22°C. E com geração de partículas em dois pontos da cabine: perto da fuselagem e perto do corredor. As partículas foram geradas e medidas na altura da zona de respiração, a 1,10 m do piso. Os resultados mostram que o ponto de geração de partículas, bem como a temperatura do ar insuflado na cabine, tem grande influência na dispersão e na concentração de partículas ao longo da cabine. Uma menor temperatura do ar na cabine favorece a formação de plumas térmicas junto aos passageiros, aumentando a eficiência na remoção de partículas da cabine. O sistema UFAD apresentou a menor dispersão e a maior eficiência na remoção de partículas expiratórias da cabine, mostrando-se promissor para utilização também em cabines de aeronaves. O aumento na remoção de partículas expiratórias de 3 a 5 m, do sistema UFAD com relação ao sistema convencional MV, foi de até 63,4%. / The air distribution system commonly used in aircraft cabins consists the air insufflations at the top of the cabin with return of the air at the bottom, with mixing air within the cabin. Due to this mixing characteristic, this system can disperse infectious diseases through the cabin air. The global outbreak of SARS virus (Severe Acute Respiratory Syndrome) in 2003 showed that the spread of airborne contaminants is still an uncontrollable event, since it was quickly spread around the world, mainly because infected people who traveled by plane to distant cities. Facts like these have motivated governments, companies and research institutions to invest heavily in research and development. New ventilation systems and air distribution aircraft based on displacement ventilation systems and underfloor air distribution are beginning to be tested. In this context, the present work was made an experimental analysis of the expiratory particles dispersion in aircraft cabins considering different air distribution architectures in a mock- up containing 12 seats, using a generator and a particle counter. The experiments were performed in three architectures air distribution: mixing ventilation system (MV), underfloor air distribution (UFAD) and the underfloor air distribution modified (UFAD modified), all of them with the same air supply rate, considering two air supply temperature conditions: 18 and 22°C. And particle generation at two points of the cabin: near the fuselage and near the aisle. The particles were generated and measured in the breathing zone, 1,10 m from the floor. The results show that the point of generation of particles, and the air supply temperature, have great influence on the dispersion and particle concentration throughout the cabin. A lower air temperature in the cab favors the formation of thermal plumes within the passengers, increasing the efficiency in removing particles from the cabin. The UFAD system had the lowest dispersion and greater efficiency in removing expiratory particles from the cabin, being promising also for its use in aircraft cabins. The increase in expiratory removal of particles from 3 to 5 microns UFAD system with respect to conventional MV was up to 63.4%.

A influência da fuselagem sobre a posição do centro aerodinâmico da asa é complexa e deve ser considerada nos cálculos de equilíbrio e estabilidade estática longitudinal da aeronave. Este trabalho apresenta uma análise comparativa para indicar o mais preciso dentre sete métodos teóricos para prever esta influência, em condições de baixa velocidade, utilizando seis configurações de modelos de asa mais fuselagem em escala reduzida, com proporções dimensionais características da aviação leve. Mediram-se os coeficientes de momento e sustentação para cada configuração, através de ensaios em túnel de vento de baixa velocidade, circuito aberto e seção de testes fechada. Calcularam-se as posições experimentais do centro aerodinâmico através da distância do eixo de rotação da balança ao bordo de ataque da asa e derivadas do coeficiente de momento em relação ao coeficiente de sustentação. Aplicaram-se os métodos teóricos às configurações. Os resultados demonstram que a maioria dos métodos prevê comportamentos na variação da posição do centro aerodinâmico semelhantes aos obtidos experimentalmente e apontados na revisão da literatura. A análise dos resultados teóricos ante os experimentais aponta o método descrito em Engineering Sciences Data Unit (1996a) como o mais preciso. / The fuselage influence on the wing aerodynamic center is complex and must be considered within longitudinal static stability and equilibrium calculations of the airplane. This work presents a comparative analysis to indicate the most accurate between seven theoretical methods that predict this influence, at low speed conditions, using six configurations of wing-fuselage reduced scale models, with the dimensional proportions found in light aviation. The moment and lift coefficients have been measured by experiments in a low speed open circuit wind tunnel with a closed test section. The experimental aerodynamic center positions have been found by the distance of the balance trunnion to wing leading edge and the derivation of the moment coefficient relative to the lift coefficient. The theoretical methods have been applied to all configurations. The results show that most of the methods predict variations in aerodynamic center position in the same way as those obtained in experimental results and shown in the literature review. The analysis between theoretical and experimental results indicates the method from Engineering Sciences Data Unit (1996a) as the most accurate.

Durante a vida operacional de uma aeronave, o revestimento da fuselagem é sujeito a falhas e danos estruturais. As falhas podem ser trincas que ocorrem devido a esforços aos quais o revestimento é submetido durante taxiamentos, decolagens, vôos e pousos da aeronave e danos que geralmente ocorrem devido a algum fator externo durante a operação e manutenção das aeronaves. Quando é verificado algum tipo de falha ou dano no revestimento, duas são as possibilidades para continuar com a aeronave operacional: análise para verificar se o dano é tolerável permanente ou temporariamente por um certo período de tempo ou ciclos de vôos ou instalação de um reparo estrutural. A análise para danos toleráveis deverá verificar se a estrutura possui ainda resistência residual e determinar os períodos de inspeção. Caso o dano ou falha na estrutura não seja tolerável, é necessário, então, a instalação de um reparo estrutural ou troca do painel. O reparo estrutural é feito de chapas metálicas ou de material composto unidas mecanicamente ao revestimento da aeronave através de rebites, prendedores ou até mesmo através de resinas estruturais. O reparo estrutural rebitado, apesar de aumentar a resistência da região danificada, gera concentradores de tensão que devem ser analisados, pois podem degradar a vida em fadiga e o comportamento da tolerância a dano.Este trabalho tem como objetivo principal apresentar os resultados de ensaio e análise estrutural de algumas configurações de reparos metálicos rebitados ao revestimento de aeronaves. Foram feitos ensaios de quatro configurações típicas de reparos que são comumente utilizadas durante a manutenção de aeronaves.

Neste trabalho, um modelo baseado em uma generalização de um modelo simplificado é proposto para a análise numérica de shimmy em trens-de-pouso principais de aeronaves. A haste principal é modelada utilizando elementos finitos sólidos. Ela é aproximada por uma viga admitindo que as seções transversais são rígidas. Graus de liberdade de rotação são introduzidos utilizando equações de restrição e o número de graus de liberdade é reduzido utilizando uma condensação de Guyan. O modelo reduzido é validado através da comparação das freqüências naturais e as formas modais com o modelo completo. A acurácia do modelo reduzido pode ser controlada pelo número de graus de liberdade mantidos. O side-stay é modelado como uma barra conectada a um ponto arbitrário da haste principal. Equações de restrição são acrescentadas para calcular os deslocamentos na junta em função dos graus de liberdade mantidos. O comportamento do pneu é representado por um modelo straight tangent. As equações de movimento do modelo são obtidas usando uma abordagem Lagrangeana. Métodos numéricos são utilizados para estudar a estabilidade do sistema. O modelo proposto foi usado para verificar a influência da distância do trail, do pneu e dos parâmetros estruturais no comportamento dinâmico do trem-de-pouso. O modelo proposto mostrou-se versátil, fornecendo bons resultados mesmo com um número reduzido de graus de liberdade.

Este trabalho apresenta o projeto de um sistema de controle baseado no método do modelo de referência que pode ser usado em aeronaves de estabilidade variável. Sistemas de controle deste tipo são um dos pré-requisitos para se fazer simulações em vôo. Foram projetados um controlador a malha aberta baseado no método de Erzberger e um controlador a malha fechada baseado no método de Wu. Com relação ao método de Wu foram propostas duas modificações descritas na tese. É verificado que a lei de controle a malha aberta faz a maior parte da ação de controle, enquanto a lei de controle a malha fechada é usada para compensar efeitos de incertezas na dinâmica da aeronave hospedeira e de distúrbios externos. A metodologia de projeto de leis de controle utilizada em que há a atuação conjunta de leis de controle em malha aberta e de leis de controle em malha fechada gerou resultados satisfatórios no rastreamento da resposta de um modelo de referência e é considerada eficiente para o projeto de leis de controle de aeronaves de estabilidade variável.

O presente trabalho consiste na utilização de métodos de otimização multidisciplinar, na fase de projeto conceitual de uma aeronave não tripulada. São estudados os principais modelos existentes para referência e proposição de uma aeronave linha de base. Esta aeronave é então analisada com uma série de programas das principais disciplinas que compõe um projeto aeronáutico: aerodinâmica, pesos, propulsão, estabilidade e desempenho. Em se tratando de um tipo de aeronave cuja literatura não apresenta uma base de dados muito rica, a aeronave linha de base serve tanto para a calibração dos programas, como para a especificação de requisitos. Em seguida, a aeronave estudada é submetida inicialmente a uma otimização mono-objetivo por meio do algoritmo GLOBEX/EXTREM, na qual são estudados os casos de maximização de alcance, velocidade de cruzeiro e minimização de peso de decolagem. Por se tratar da fase de projeto conceitual, muitas vezes se deseja realizar estudos comparativos entre várias soluções potencialmente boas, surgindo a necessidade da implementação de um algoritmo de análise multiobjetivo, que foi desenvolvido baseado no método NBI (Normal Boundary Intersection). Por fim, a aeronave é submetida a estudos bi-objetivo (maximização de velocidade de cruzeiro e minimização de peso de decolagem; maximização de alcance e maximização de velocidade de cruzeiro), permitindo a geração de uma superfície de Pareto com os principais projetos potencialmente interessantes para estudos mais aprofundados, e consequente, projeto preliminar.

Neste trabalho é estudada a aplicação de uma técnica de Controle Preditivo Baseado em Modelo à dinâmica do movimento longitudinal de uma aeronave. Para isso, o projeto é baseado em um modelo linearizado em torno de um dado ponto de operação. A lei de controle é formulada no espaço de estados de modo a comportar de forma simples o caráter multivariável da planta, envolvendo duas variáveis manipuladas (deflexão no profundor e manete de combustível) e duas variáveis controladas (velocidade e ângulo de trajetória). Objetiva-se manter a aeronave na condição de vôo especificada, rejeitando perturbações externas e respeitando limitações impostas sobre as variáveis controladas, bem como restrições físicas dos atuadores disponíveis. O problema de otimização resultante, a ser resolvido em cada período de amostragem, é do tipo Programação Quadrática. O comportamento da malha de controle é estudado mediante simulação empregando um modelo que incorpora as não-linearidades da planta. Empregaram-se para tal os parâmetros físicos de uma aeronave. Os resultados mostram que o tratamento explícito de restrições proporcionado pelo controle preditivo pode trazer vantagens no projeto de uma lei de controle de vôo, permitindo que faixas de regulação possam ser estabelecidas para uma variável de interesse. Adicionalmente, mostra-se que o controle preditivo pode ser utilizado para acomodação de falhas de atuador, em particular falhas que limitem a excursão do profundor.

This work investigates the system identification and modeling techniques applied to a fly-by-wire system for pitch control of a commercial jet aircraft. The objective of the work is to build a model based on system identification techniques and generic modeling of the system, therefore using the "grey box" approach. The identification data was obtained from experimental tests performed at Embraer "Iron Bird" laboratory. An overview on flight controls systems is presented, focusing on fly-by-wire technology. To provide the theoretical bases for the experimental identification, a review on system identification techniques is presented, together with the preliminary modeling and determination of model structure. It is further presented the identification test laboratory configuration, test procedure and results analysis using the Matlab "System Identification Toolbox". The resulting transfer function obtained from system identification process is used to identify the dynamical characteristics of the system's components (hydraulic actuator, servo-valve, electronic control). The linear model identified is therefore analyzed and validated and the non-linearities identified during the analysis are included in the final complete model.

O aumento da capacidade de penetração dos novos projéteis, utilizados tanto em operações de guerra como na violência urbana, tem obrigado o desenvolvimento contínuo de materiais mais resistentes e mais leves no emprego de blindagens. Na aplicação aeronáutica, os fatores peso e eficiências balísticas são extremamente críticos. Uma blindagem tem que oferecer proteção contra calibres de munição antiaérea sem acrescentar muito peso, para que a autonomia e capacidade de carregar armamentos não sejam limitadas. As blindagens que melhor desempenham esse papel são do tipo cerâmica/compósito. Contudo uma grande quantidade de combinações é possível, variando o tipo de cerâmica e de compósito. No presente trabalho foram abordados dois tipos de estudos. O primeiro estudo abordado é um modelo analítico que representa o impacto de um projétil sobre uma blindagem cerâmica/compósito, cuja simulação foi rodada em MATLAB V.5. Na simulação, os valores da V50 foram obtidos para os painéis de Al2O3/aramida e B4C/aramida contra os projéteis 7,62x51mm AP e 0,50 pol. NATO AP, respectivamente. O ensaio do painel SiC/aramida contra 0,50 pol. NATO AP serviu para calibrar a simulação e determinar o valor da deformação máxima da base, que é o critério de falha do modelo. Os resultados da simulação comparados com os resultados obtidos nos ensaios foram bem próximos, indicando que o modelo analítico é representativo. O segundo estudo é uma análise da vulnerabilidade de uma aeronave. Desta forma, um cone de ameaças é definido tendo a aeronave no seu vértice e os inimigos distribuídos aleatoriamente em sua base. Através de composição vetorial de velocidade calculam-se a velocidade de impacto e a seção oblíqua do projétil paralela ao plano da aeronave. Dessa forma é possível determinar a espessura necessária para proteger aquela área, utilizando a simulação, e assim otimizar a blindagem para que ela tenha o melhor quociente desempenho balístico/peso.