Esta tese aplica técnicas de modelagem e simulação de sistemas a eventos discretos no ciclo de desenvolvimento do produto aeronáutico. As técnicas de simulação discreta consistem um recurso flexível para análise de soluções em apoio aos processos de negócio do ciclo de desenvolvimento do produto aeronáutico, por meio da comparação de cenários produtivos, análise do impacto de modificações e da criação de novos processos. Entretanto, a escolha do método de modelagem, da ferramenta de simulação e das condições para utilização de cada técnica não são triviais e impactam não apenas nos resultados obtidos mas no esforço requerido para execução da simulação. Neste âmbito, este trabalho propõe um método para execução de projetos de simulação discreta. Em seguida, analisa-se a aplicabilidade de duas abordagens de modelagem e simulação discretas nas diversas fases do ciclo de desenvolvimento do produto aeronáutico por meio de exemplos de projetos de simulação discreta em cada fase. Analisa-se comparativamente a simulação orientada a eventos, considerando em particular o uso de redes de Petri, e a simulação orientada a processos, baseada em redes de filas, considerando em particular o uso da ferramenta comercial de simulação discreta, QUEST. Por meio deste trabalho, pretende-se contribuir para a utilização eficiente de ferramentas de simulação à eventos discretos, por parte das as empresas do setor aeronáutico.

A Computational Aeroacoustics (CAA) and a novel semi-empirical model is developed for predicting the noise generated by the jet flow through dual stream (coaxial) nozzles, as found in modern turbofan engines. The acoustic source model was developed in a 2D and 3D framework, based on the Lilley's Equations, following the traditional MGBK method from NASA Langley Research Center. The semi-empirical model was based on the Four-Source model from the Institute of Sound and Vibration (ISVR). This suite of methodologies provided a mean of investigating the mechanisms of noise generation and propagation of subsonic coaxial jet flows, as well as the noise prediction at different operating conditions. The work done contributed to the development and improvement of a numerical tool for jet noise prediction of dual-stream exhaust systems, commonly employed in turbofan engines. Such research also subsidies the improvement of semi-empirical methods used in the Center of Reference in Gas Turbine (ITA) for the noise prediction of turbofans in all operating conditions.

The role of feedback in the design of aircraft stability and control is becoming increasingly important. The basic reason driving this trend is the necessity to cope with a growing number of more stringent requirements, which are sometimes conflicting. This work presents a design methodology applicable to flight control laws, which can be either a control and stability augmentation system (CSAS) or an automatic flight control system (AFCS). A key feature of the proposed method is the definition of a simple cost function, which incorporates both performance and robustness requirements. The optimization of this cost function is employed to tune some of the control law parameters. It is also presented how to integrate this optimization procedure with the other important design steps, such as requirements definition, data filtering, control law structure definition, shaping the input-output transmission via pre-filters, etc. It is emphasized, at this point, that the format of this cost function is able to encapsulate, in a straightforward manner, the requirements normally applicable to the feedback portion of flight control laws. It is also flexible enough to accommodate different choices of data preprocessing, as well as different choices of feedback structure. The final design step is the setting of appropriate scheduling function for each of the defined scheduled parameters. For illustration purposes, four design examples are presented, namely a yaw damper, a bank angle rate/side slip angle regulator, a pitch attitude rate regulator and a pressure altitude regulator. The aircraft model under consideration is based on available data from Boeing 747. Sensors and actuators dynamics, as well as transport delays due to digital control implementation, are considered. The results show that the proposed methodology is able to satisfactorily fulfill the design requirements normally applicable to flight control laws.

O trabalho apresenta uma análise e posicionamento do trabalho no contexto histórico, a descrição detalhada do sistema de controle direcional da aeronave e avalia a influência da temperatura no desempenho do sistema de atuação direcional de uma aeronave através do desenvolvimento matemático de modelos do sistema que considera não linearidades e permite a simulação de seu comportamento sob diferentes temperaturas e para diferentes fluidos, usando o método de Grafos de Ligação.

The aim of this dissertation is to evaluate the possibility of using electrically powered systems instead of a centralized hydraulic system composed of set of distribution pipes for aircrafts' primary control surfaces actuation. Focus will be given in the following topics: Description of new actuation technologies; Option chosen to be studied among the new possibilities; Comparison between the traditional system and the new proposal e System engineering evaluation regarding: weight, safety, thermal issue, connection with electric system, maintenance and certification. Besides that, a more electric actuation architecture will be proposed and compared with the conventional option for an airplane design's case study. A simulation model will be developed to describe the more electric actuator behavior and preview its interaction with other systems. This model will be included in a closed loop to command a primary surface. The closed-loop project will be developed based on an algorithmic method. A Genetic Algorithm (GA) will be implemented to define the gains. Finally, the results obtained will be discussed.

Este trabalho propõe uma metodologia de desenvolvimento de dois modelos dinâmicos um linear e outro não-linear de seis graus de liberdade a ser utilizado em simuladores e treinadores de vôo de helicópteros. Inicialmente são apresentados modelos para os diversos módulos de um simulador, incluindo as características físicas e os dados de ensaios em vôo dos helicópteros Bölkow BO105, AS550 Fennec e AS355-F2 Esquilo Bimotor. A simulação do modelo dinâmico proposto em ambiente Matlab/Simulink e FlightGear, a partir das derivadas de estabilidade e controle do BO105 no vôo nivelado, demonstra sua aplicabilidade e que é possível utilizar estes parâmetros como estimativas iniciais das derivadas dos helicópteros da família Esquilo. Em seguida, cada um dos elementos da metodologia quad-M, utilizada neste trabalho, são detalhadamente descritos, sendo, inclusive, proposto um novo método de otimização baseado no uso conjunto de técnicas de busca global e local por meio dos algoritmos genético e Levenberg-Marquadt. Por fim, as derivadas de estabilidade e controle acopladas e desacopladas dos modos longitudinal e látero-direcional do helicóptero AS355-F2 são determinadas por meio do método do erro de saída no domínio do tempo, após excitações de comando do tipo sinusoidal e 3-2-1-1.

Dois programas de simulação do desempenho em missão de uma aeronave foram desenvolvidos para as análises deste trabalho. O primeiro adota uma abordagem quase-estática, tendo como base as equações da dinâmica que determinam o equilíbrio pontual da aeronave em uma dada condição de vôo. O segundo faz uso da integração numérica das equações diferenciais do movimento. Em ambos os casos, os modelos de desempenho utilizados tratam a aeronave como um ponto de massa, e acompanham seu movimento sobre um plano vertical imaginário (x-z). Rotinas de integração foram desenvolvidas para automatizar as constantes iterações associadas ao cálculo do desempenho em missão. Apesar de terem sido concebidos para uma utilização abrangente, e de serem válidos para qualquer modelo de aeronave, os programas foram aplicados a uma aeronave airliner, destinada ao transporte de passageiros em limites intra-continentais, cujo projeto foi elaborado durante o Programa de Especialização em Engenharia Aeronáutica e Mecânica (PEE), mantido pela Empresa Brasileira de Aeronáutica (Embraer) e pelo Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA). A missão estudada envolve as fases de subida, cruzeiro, descida e espera, com nove condições de contorno distintas - entre elas velocidade equivalente constante, número de Mach constante, velocidade calibrada constante, aceleração, desaceleração, taxa de descida constante e altitude constante (sendo algumas dessas condições consideradas em conjunto para um mesmo segmento de vôo). Análises comparativas foram realizadas, tanto nos segmentos de vôo em separado quanto na integração completa da missão, com os resultados de bloco e do diagrama carga paga - alcance. Procura-se, com o apoio dessas análises, indicar vantagens e desvantagens de cada um dos métodos, identificando o mais adequado para cada tipo de aplicação.

A caracterização da anisotropia na permissividade relativa complexa do Compósito de Fibra de Carbono (CFC) tornou-se importante para avaliar os efeitos diretos e indiretos causados por impacto de raio em aeronaves construídas com esse material. Esta importância está associada à relação que existe entre a blindagem eletromagnética utilizada para proteger os equipamentos de bordo e a permissividade do CFC. Devido a estas relações e sua relevância para a indústria aeronáutica, foi realizada uma extensa investigação da permissividade do CFC. Foram medidas as partes real e imaginária (e' e e") da permissividade na faixa de freqüência de 1 kHz a 10 MHz, a 25C, a partir de amostras cilíndricas extraídas de uma mesma placa multicamadas de CFC, com seus eixos ortogonais entre si e paralelos aos eixos cartesianos. Os resultados destas medidas foram compilados em uma base de dados para serem utilizados em um software de simulação baseado no Método das Diferenças Finitas no Domínio do Tempo (FDTD). Como resultado, foi possível representar em três eixos o campo próximo e a intensidade da energia eletromagnética a que pode ser submetida uma estrutura de CFC com geometria arbitrária no espaço tridimensional de uma placa de CFC do material iluminada pela componente elétrica. Além disso, foi observada a anisotropia entre os planos YZ e YX, apontando que a maior anisotropia ocorre na direção do eixo Y. O material analisado apresentou baixas perdas, com e" tendendo assintoticamente a zero.

This work presents an application of failure prognosis in the system command actuator of a commercial aircraft. An efficient failure prognostic algorithm provides a reduction in the number of unscheduled events and consequently generates a significant reduction in the maintenance costs. Although this is a simulation-based work, it presents a pre validation with bench tests data. The method starts by computational mathematical modeling of the system and this further validation by laboratory results. The sensitivity study of the variables is necessary in order to understand which parameters affect the system. The estimation of a confidence interval to determine the nominal behavior failure allows detection and isolation. Parity state techniques will be used for the residue signals design which will be the of the degradation measurement. A simulation of the failure behavior over the time to forecast when the system will reach a determined threshold is also presented.

Para o desenvolvimento de algoritmos de controle que permitam o bom desempenho e a estabilidade em voo de Veículos Aéreos Não Tripulados (VANT) é necessário que se disponha de modelos de atuadores (servo atuadores) e modelos da dinâmica de voo validados dessas aeronaves. Os servo atuadores são dispositivos de grande importância no controle de VANTs onde são usados para comandar as superfícies de controles aerodinâmicos. O desempenho e a estabilidade do controlador para estes veículos dependem da modelagem adequada dos servo atuadores, bem como, da identificação dos parâmetros físicos experimentais. Neste trabalho é desenvolvido um ambiente integrado para modelar, simular e controlar os servo atuadores. O software LabVIEW foi usado para desenvolver um sistema automático que gera um sinal de controle PWM e também monitora a resposta dos servo atuadores. O ambiente integrado incorpora muitas opções de sinais de controle usando para isto uma placa de aquisição de dados NI. Os sinais de entrada e saída são usados para identificar possíveis modelos do atuador, são analisados em tempo e frequência, e então processados por um sistema de identificação e estimação de parâmetros no ambiente MATLAB. Os parâmetros dos modelos da dinâmica de voo são as derivadas aerodinâmicas de estabilidade e controle, na qual estes parâmetros são estimados através de diversas técnicas de identificação de parâmetros, dentre elas destaca-se principalmente a modelagem aerodinâmica baseada em ensaio em voo. Para que seja possível realizar essas tarefas de identificação, é necessário que sejam monitorados diversos parâmetros de voo da aeronave. Este trabalho também apresenta a integração e a operacionalização de um sistema de aquisição de dados de ensaio em voo (Icasim) que possui incorporado ao seu sistema sensores de atitude (crossbow), ponta de prova anemométrica (a, b, altitude, temperatura) e outros subsistemas que permitem o monitoramento da deflexão das superfícies de controle e da rotação do motor para ensaios em voo do Vector-P (VANT de médio porte).