Durante a fabricação de estruturas de compósito nas aeronaves podem ocorrer defeitos que requerem reparos. O estudo de técnicas de reparo evita o refugo quando essas podem ser reaproveitadas. Nesse intuito, há estudos sobre vantagens e viabilidade de muitas técnicas, dentre as quais através do reparo do tipo spot-face que consiste na aplicação de um patch de composto em local a ser reparado devidamente preparado. É desejável que o tipo do material e orientação das camadas sejam semelhantes para laminado e reparo. Este trabalho realiza a simulação numérica de laminados reparados por essa técnica à ruptura verificando o efeito da variação da orientação do reparo na sua resistência. Conclui-se que é importante que sejam verificadas as recomendações devido ao potencial decréscimo de carga de ruptura para placas reparadas incorretamente. Também é desejável que as peças do reparo tenham identificação visual clara para sua correta aplicação.

The objective of this work was to develop a high fidelity model representative up to high frequencies of a Flight Control System with hydraulic actuation on active-active mode. The usage of a Fly-By-Wire architecture and hydraulic actuation system on active-active mode has brought new engineering challenges like the force-fight between actuators and its structure fatigue life consumption on normal and failure scenarios such as oscillatory mal-functions. Once that these failure modes can exist up to high frequencies, it makes necessary the development of a high fidelity model of a flight control system representative up to high frequencies. The model herein developed has a high fidelity model of an EHSV, hydraulic actuator, a position loop and the control surface, as well as other models complementary in order that it can be possible to analyze the whole system up to high frequencies. It was analyzed the performance of the model at step input response and frequency response, showing to be a model close to the expected response of a real system. Also it was analyzed the frequency response of its components showing to be a representative model up to high frequencies. Besides the performance analysis, it was studied the behavior on a oscillatory mal-function scenario, showing the expected level of structure load, as well as its fatigue life consumption, showing the need to monitor these types of failures.

O objetivo desta tese é modelar o sistema anti-skid de uma aeronave utilizando o aplicativo AMESIM e analisar os resultados apresentados por meio de simulação. Considera-se o comportamento normal do sistema e o efeito da ocorrência de diferentes tipos de falhas. Este aplicativo é baseado na teoria de Grafos de Ligação e permite a construção de modelos dinâmicos com elevado grau de detalhamento. O modelo elaborado visa à utilização na validação de propostas de estratégias de controle para o sistema anti-skid.

O presente trabalho tem como objetivo a aplicação de elementos finitos híbridos tridimensionais (também chamados de quase-Trefftz) na análise de uma estrutura tipicamente aeronáutica (painel reforçado sujeito a diversos tipos de carregamento) fabricada de material compósito. Elementos de Trefftz são elementos finitos híbridos onde as tensões são aproximadas no domínio do elemento através de polinômios hierárquicos harmônicos e ortogonais derivados dos potenciais de Papkovitch-Neuber, os quais devem satisfazer localmente as equações diferenciais de Navier e os deslocamentos são aproximados na sua fronteira estática por polinômios. Elementos quase-Trefftz são elementos que usam funções de aproximação de tensões que são "a priori" solução da equação de Navier para materiais isotrópicos, posteriormente adaptados para materiais compósitos. Para tal análise, um modelo local representando a interface entre o revestimento e o reforçador do painel foi desenvolvido. Através dos resultados pode ser verificada a eficiência do elemento quase-Trefftz. Em uma estrutura tipicamente aeronáutica, o elemento proposto gerou bons resultados quando comparado a um elemento finito tridimensional convencional, mesmo em meio a malhas grosseiras. O elemento também apresentou baixa sensibilidade à distorção da malha, o que possibilita a sua utilização em geometrias complexas ou que apresentam singularidades, tais como trincas, reentrâncias ou furos.

As aeronaves de pequeno e médio porte mais recentes seguem a tendência de incluir um sistema de geração hidráulica para proporcionar melhor qualidade de vôo, manobrabilidade em solo e desempenho. Este sistema tem características semelhantes às aeronaves de grande porte, incluindo a utilização de vários usuários tais como os comandos de vôo, trens de pouso, "steering", freios e reversos. Por ser um sistema que trabalha em alta pressão e em diversas condições de operação, o sistema hidráulico está sujeito a aquecimento, o que pode comprometer a integridade do sistema e sua segurança. Existem hoje poucas referências que tratam da modelagem da troca de calor e temperatura em de sistemas hidráulicos. Neste sentido, este trabalho apresenta uma abordagem para análise do desempenho térmico de um sistema hidráulico de uma aeronave por meio da ferramenta AMESim. Alguns componentes têm seus parâmetros mais impactantes identificados por meio de experimentos específicos. É analisado um cenário crítico para possibilitar a identificação dos limites do sistema e possíveis soluções para os problemas. Com base nesses dados é possível adiantar problemas de aquecimento em sistemas hidráulicos logo na sua concepção visando à segurança e confiabilidade do sistema.

Dentre os sistemas que compõem uma aeronave não tripulada está o sistema de propulsão, conjunto formado pelo motor e a hélice. O ITA recentemente adquiriu motores a pistão de dois tempos com o objetivo de equipar o sistema de propulsão de um projeto de desenvolvimento de uma aeronave não tripulada e tendo a necessidade de levantamento de dados do sistema de propulsão, curva de torque, de tração e consumo específico de combustível, neste trabalho foi desenvolvido um banco de ensaio para executar ensaios estáticos e dinâmicos neste motor. Por razões de tempo e disponibilidades do túnel de vento, foi executado somente o teste estático do motor num sistema de propulsão. Pode-se comparar com os dados do fabricante com o sistema de propulsão desenvolvido, e ensaiado para um conjunto de quatro hélices, foi verificado que os dados reais, de potência e rotação máxima, estão abaixo dos dados fornecidos pelo fabricante.

Este trabalho tem como objetivo o estudo da fronteira de estabilidade aeroelástica de painéis aeronáuticos, curvos ou planos, sujeitos ao efeito de enrijecimento provocado pelo atuador piezoelétrico (PZT). Empregou-se o Princípio de Hamilton para a obtenção das equações de equilíbrio e das condições de contorno do problema. O método dos elementos finitos foi empregado para a solução das equações. Consideraram-se painéis manufaturados em material composto (boro-epóxi) ou em material convencional (alumínio 2024-T3) e duas camadas de material piezoelétrico (PZT-5A), uma na face superior e outra na face inferior da placa. Aplicou-se voltagem no atuador piezoelétrico e determinou-se a pressão dinâmica correspondente à condição de ocorrência de flutter da estrutura. A análise foi estendida para várias configurações do painel, onde foram investigados: a variação do alongamento da placa, o efeito da curvatura, a influência do ângulo de laminação da placa, a influência das condições de contorno, o efeito da voltagem inversa e o efeito da variação de espessura do painel. O estudo mostrou que a tensão mecânica induzida pelo efeito piezoelétrico aumenta a velocidade de ocorrência do flutter, estabilizando a placa. Este enrijecimento da estrutura está relacionado à voltagem aplicada nos atuadores e aos parâmetros geométricos da placa. Desta forma, pode-se controlar a velocidade de ocorrência de flutter através do controle da voltagem aplicada e no projeto adequado das propriedades geométricas do painel.

Este estudo tem por objetivo apresentar uma análise de viabilidade para uma atualização opcional do Sistema de Alerta de Proximidade ao Solo Melhorado (EGPWS) das aeronaves da frota da TAM Linhas Aéreas S/A. A atualização considerada é através da implementação dos módulos de software SmartLanding e SmartRunway desenvolvidos pela Honeywell International Inc. A demonstração da viabilidade é feita por meio da análise e avaliação da segurança operacional, fundamentada na aplicação do Método de Gerenciamento de Riscos, seguindo os processos preconizados pela Organização de Aviação Civil Internacional (ICAO). No contexto da avaliação, o sistema EGPWS é considerado como uma das defesas contra os principais exceedances monitorados pelo sistema de segurança operacional da Empresa. A atualização é tratada como uma proposta de medida mitigadora dos riscos de incursão e excursão de pista com a finalidade de diminuir a probabilidade de um incidente ou acidente aeronáutico durante aproximação, pouso, decolagem, taxi-in e taxi-out. Como resultado, concluiu-se que um êxito completo e confiável do resultado da atualização depende de ajustes corretivos prévios ou concomitantes das outras defesas contra os principais exceedances que levam as aeronaves a aproximações não estabilizadas. Uma finalidade adicional do trabalho é servir de auxílio à tomada de decisão pró-segurança de voo com respeito a atualização do sistema EGPWS, não somente das aeronaves da frota da TAM Linhas Aéreas S/A, mas também de outras aeronaves de aviônica compatível de qualquer empresa de transporte aéreo, a um baixo valor da razão custo/benefício.

A nonlinear flight control system is proposed for a conceptual flexible aircraft using Backstepping technique to achieve global stability in the rigid and flexible dynamics. It is introduced a controller to lead the model to a rigid-body model approximation, minimizing structural dynamics effects using static Backstepping approach, that system can be called as flexible modes suppressor. Afterward, it is applied a controller with an internal loop involving the angular rates of the aircraft and an external loop which includes pitch angle, sideslip angle and bank angle without the two-timescale assumption to separate slow and fast dynamics and without consider aerodynamics forces and moments increments caused by structural dynamics. In addition, external looping are built using Backstepping for first order systems in order to control aircraft course and altitude, the results are reference inputs to be introduced in the previous loop developed for rigid body control. Also, it is implemented a separate controller to track velocity using Backstepping approach, as a result, aircraft autopilot system is completed. Nonlinear six degree of freedom simulation results for a conceptual model of a medium size jet, like Embraer 190/195 and Boeing 737-200/300, are presented to demonstrate the effectiveness of the proposed control law in several conditions. It is assumed that the aerodynamics coefficients are fixed and the model presents augmented flexible features.

Este trabalho aplica o método da resposta em freqüência para a identificação de parâmetros do modelo no espaço de estados da dinâmica longitudinal de uma aeronave. Inicialmente, considerações a respeito de uma manobra apropriada para a excitação da aeronave são discutidas e a manobra de varredura em freqüência é descrita. Uma breve explicação da teoria de análise espectral utilizada para o cálculo das funções de resposta em freqüência é apresentada, incluindo o cálculo dos intervalos de confiança e os impactos dos ruídos aleatórios e de erros sistemáticos sobre os resultados. O método da resposta em freqüência de identificação de parâmetros, implementado em ambiente MatLab, utiliza a função custo de máxima verossimilhança. Dados simulados são utilizados para a identificação de parâmetros. Em geral, os modelos identificados apresentam boa concordância com a dinâmica da aeronave. Dentre os resultados bem sucedidos, o modelo identificado que melhor representou a dinâmica da aeronave foi dado pela identificação paramétrica D. Os resultados também sugerem que o sucesso na identificação de um sistema usando técnicas do domínio da freqüência depende grandemente do apropriado planejamento e execução da manobra.