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.

Com o aumento da competitividade e do preço do combustível, cada vez mais os operadores de aeronaves têm procurado maneiras de reduzir o custo operacional e de manutenção para manter sua competitividade no mercado. Para suprir esta necessidade, os integradores de aeronaves e fornecedores de sistemas estão sempre buscando novas maneiras de incorporar tecnologias que ofereçam um diferencial para seus produtos. Com isto, o número de pesquisas na área de monitoramento de saúde tem crescido nos últimos anos, com o desafio de monitorar a vida de equipamentos e sistemas. Para determinar a saúde de sistemas e equipamentos, é necessário possuir dois tipos de indicação: a indicação do estado atual do equipamento e uma indicação de referência. Contudo, tal indicação de referência algumas vezes não existe ou está indisponível para estimar a degradação do equipamento. Este trabalho tem por objetivo apresentar uma metodologia utilizando classificação de dados com Support Vector Machines para construir a indicação de referência, baseada em dados, para representar um modelo de degradação usando o monitoramento de saúde de sistemas aeronáuticos embarcados. Um classificador de uma única classe com Support Vector Machines é utilizado para estimar a região de operação nominal e detectar o comportamento anormal que pode indicar falhas incipientes. Tal metodologia foi aplicada a uma base de dados contendo parâmetros de performance de uma Unidade Auxiliar de Potência (APU - Auxiliary Power Unit).

O estudo de aeronaves flexíveis na indústria aeronáutica é cada dia maior devido à utilização crescente de materiais compósitos. Quando a separação entre os modos rígidos e flexíveis é suficientemente grande, filtros estruturais são utilizados. Porém, nos projetos mais modernos este não é mais o caso. Para isso, para o projeto de sistemas de controle de vôo modernos são utilizadas técnicas de controle robusto. Neste trabalho é apresentado e descrito o modelo longitudinal de uma aeronave flexível, o B1-Lancer, integrando seus modos estruturais à dinâmica de corpo rígido da aeronave para projeto de sistemas de aumento de controle e de estabilidade, através de técnicas de controle robusto Hinf estáticas e dinâmicas, demonstradas através de algoritmos distintos (hifoo, hinfsyn, mixsyn, ncfsyn, loopsyn), avaliando ao longo dos projetos as vantagens e desvantagens das técnicas utilizadas.

Atualmente o desenvolvimento de produto deve ser totalmente orientado ao mercado para aumentar o desejo de consumi-lo e conseqüentemente o seu valor. Isto não é diferente para o caso de aeronaves. Uma maneira de aumentar o interesse do mercado por uma aeronave é desenvolvê-la minimizando o seu custo de ciclo-de-vida (CCV). Uma aeronave que apresenta um reduzido custo de ciclo-de-vida é mais economicamente eficiente. Neste trabalho, uma introdução ao custo do ciclo-de-vida é apresentada e o conceito de desenvolvimento Design For é aplicado visando a minimização do custo do ciclo-de-vida (CCV) de aeronaves durante as fases conceitual e preliminar do desenvolvimento. A técnica de diagrama de redes para modelar as relações entre as variáveis significativas e os custos (ou direcionadores de custo) que compõem o CCV é utilizada. A engenharia simultânea também é introduzida pois esta abordagem de desenvolvimento depende, para ser realizada, de um alto grau de integração entre os times de engenharia. Por fim, a importância de uma ferramenta computacional para operacionalizar o modelo de desenvolvimento implementado em diagrama de redes é evidenciada e um exemplo de aplicação computacional, baseado num modelo de custo de ciclo-de-vida é apresentado.

Este trabalho documenta o estudo de uma servoválvula eletro-hidráulica de aplicação em sistemas de comando de vôo de aeronaves, para a construção do conhecimento necessário na síntese de sistemas detecção e isolamento de falhas baseados em modelo. O estudo compreende a análise do funcionamento e o levantamento do envelope normal de operação da servoválvula eletro-hidráulica em malha aberta e fechada, através de sua modelagem matemática e simulação. Compreende também o estudo das principais falhas às quais o componente está sujeito e a análise da influência destas na resposta dinâmica da servoválvula. Por fim, as falhas estudadas são modeladas linearmente possibilitando a aplicação da teoria de controle linear na síntese de monitores para detecção e isolamento de falhas.

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.

A busca por técnicas que permitam aumento da eficiência do desenvolvimento de projetos é fundamental para sobrevivência de qualquer corporação. Neste sentido é proposto o uso de "Model-Based-Design" como forma de reduzir tempo e custo dispendidos no desenvolvimento de sistemas. Este trabalho traz um exemplo de aplicação dos princípios do "Model-Based-Design" no projeto de um controlador de piloto automático, passando pela modelagem da planta, especificação de requisitos, projeto do controlador e verificação e validação do sistema, ilustrando as vantagens obtidas a partir da utilização de modelos no aumento do nível de maturidade dos requisitos.

O oxigênio é vital para a vida humana. Sua importância na aeronáutica aumentou quando as aeronaves modernas atingiram altitudes de voo acima da permitida para a sobrevivência, a pressurização da aeronave se fez necessária. Qualquer falha neste sistema de pressurização põe em risco a vida de todos os ocupantes da aeronave e também das pessoas no solo no caso de uma queda sobre a cidade, por exemplo. Isto porque com a despressurização, os ocupantes perdem a consciência devido ao baixo nível de oxigênio e a aeronave ficaria sem controle. Para evitar isto, desenvolveram-se sistemas de armazenamento de oxigênio que possuem a função de fornecer o oxigênio necessário para que os tripulantes consigam trazer a aeronave para um nível de voo em que a respiração sem equipamentos volte a ser possível. Porém a determinação da quantidade de oxigênio necessário depende de cada aeronave, sua altitude máxima, número de ocupantes e tipo de operação que ela efetua. Assim, existe a necessidade de um cálculo dedicado para cada aeronave. Nesta dissertação, será apresentado um método de cálculo para a obtenção desta quantidade de oxigênio e também como aplicar o cálculo de acordo com as características da aeronave. Nesta aplicação, serão considerados dois perfis de descida de emergência para duas aeronaves hipotéticas e com os mesmos componentes de sistema de oxigênio. Os resultados obtidos mostraram que o método utilizado é prático e de fácil aplicação. A obtenção do volume de oxigênio teórico pode ser feita sem a dependência dos dados da aeronave, porém as características dos sistemas variam dependendo do projeto do sistema de oxigênio da aeronave.