A aeronave ERJ-145, produzida pela EMBRAER, possui duas turbinas para prover empuxo. Essa disposição permite o uso somente do empuxo como um sistema de controle de emergência alternativo. A automatização desse sistema, referenciado como CVE, para Controle de Vôo por Empuxo, foi desenvolvido para auxiliar o piloto na manutenção de vôo controlado e pouso em caso de perda parcial ou total de autoridade nas superfícies primárias de controle de vôo. A verificação qualitativa do grau de controlabilidade obtido é realizada por pilotos da EMBRAER e da Força Aérea em vôos simulados realizados no "Full Flight Simulator" da EMBRAER, instalado na INFRAERO, em São José dos Campos.

Nesta pesquisa é estudada a influência de diversos parâmetros na ressonância solo. São deduzidas as equações de movimento para um sistema pás do rotor principal mais helicóptero, utilizando computação simbólica. As equações são checadas comparando-se os diagramas de Coleman obtidos com os resultados de trabalhos clássicos e recentes. É estudada a influência do tipo do rotor, do amortecimento e da anisotropia tanto do rotor quanto do cubo no fenômeno. É utilizada a análise de Floquet no caso de haver anisotropia do cubo e do rotor. São apresentados graficamente os diagramas de autovetores para rotores articulados e hingeless, e é estudado o emprego de algumas funções de Liapunov para prever as regiões de instabilidade.

Aircraft development process is characterized by high complexity and ever-decreasing lead times throughout for shortening time-to-market as an outcome.Development delays experienced in single systems, systems integration and the occurrence of design oscillations (design non compliances identified during flight tests that demand re-design and new test campaign) represent the main threats for the aeronautical industry to accomplish the market and certifying boards schedules. It is usual that the precedent phases to flight tests experience some delays, but the dead line for the certification phase remains unchanged. Consequently, the flight tests campaign is compressed in terms of time length for avoiding the delays in the certification schedule. Planning and managing activities in this highly dynamic scenario are very difficult tasks. The choice of the correct approach is ultimately related to cost, time, quality and safety optimization.A tool that provides the flight-test managers with the possibility to simulate campaign scenarios is extremely welcome. This tool has to take into account the inherent characteristics of the flight-test, which are concomitant, asynchronous, parallel and non deterministic. Besides, this tool has to have a graphical, user-friendly interface, in order to make possible a visual modeling technique of the concurrent activities of the tests campaign. It has been searched and found that a previous analysis based in Operation Research followed by the implementation of models based in Colored Petri Net (CPN) and Stochastic Petri Net (SPN) allow for modeling the necessary characteristics mentioned above.This work describes a method based on Petri Nets theory for modeling the problem of flight tests process management for the aircraft certification. Essentially, there is a set of processes, which share a common pool of resources such as prototypes, flight test instrumentation and systems availability. Every process, by its turn, has a subset of processes (test points) that characterizes a hierarchical net.The simulation tool is therefore, an adaptation of the general Petri Net theory for flight test campaign planning and management. This work shows the necessary steps to render the adaptation possible. The designed planning tool has been used in a demonstration environment that represents the basic problems of a real certification flight test program as a case study. Comparing the conditions with and without the tool, it is possible to conclude that the risk of severe mistakes caused by faulty assumptions for time, cost value and safety can be reduced significantly, since a great number of "what if" scenarios can be checked.

Na indústria aeronáutica é inevitável o uso de juntas coladas, rebitadas e parafusadas na união de componentes ou partes estruturais. Com o desenvolvimento de novos materiais e novas técnicas de manufatura, as juntas coladas passaram a ser mais utilizadas devido a algumas vantagens sobre as tradicionais juntas rebitadas e parafusadas, tais como: melhor distribuição das tensões na região de colagem, melhor vedação, melhor acabamento e o mais importante em aplicações aeronáuticas, menor peso. O projeto de juntas coladas é baseado em análise para a determinação das tensões normais e cisalhantes no adesivo e o campo de deslocamentos ao longo da junta. O objetivo deste trabalho é apresentar uma técnica de elementos finitos para modelagem de juntas coladas aplicável a qualquer tipo de configuração. As juntas são modeladas utilizando o programa comercial de elementos finitos MSC.Nastran. Nas simulações, os aderentes são considerados laminados de material ortotrópico, conseqüentemente a utilização de laminados assimétricos e não-balanceados são considerados. A camada de adesivo é modelada de duas maneiras: a primeira técnica assume a camada de adesivo como sendo um modelo constitutivo linear elástico e a segunda técnica assume um modelo constitutivo elasto-plástico, sendo este o modelo constitutivo da maioria dos adesivos poliméricos. Elementos de casca (CQUAD4) são utilizados para a modelagem dos aderentes e elementos sólidos (CHEXA8) na modelagem da camada de adesivo. Equações de restrição (MPC) são utilizadas para ligação dos aderentes ao adesivo proporcionando a determinação das tensões de cisalhamento txz e normal sz. A validação do modelo de junta colada tipo sobreposta é investigada pela comparação dos resultados numéricos com outras duas técnicas. Na primeira técnica, ambos os aderentes e adesivo são discretizados em elementos sólidos do Nastran, resultando num modelo completamente 3D; na segunda técnica é utilizado o programa comercial para análise estrutural de compostos ESAComp 2.2. Os resultados comparados são as distribuições de tensões normais, cisalhantes e o campo de deslocamentos ao longo da junta. Os resultados obtidos com o método proposto estão próximos do modelo 3D para todos os estudos de caso, com vantagem de ser mais simples e numericamente mais eficiente.

Univariate Statistical Process Control (SPC) has been extensively employed in industry for fault detection and product quality control. However, for complex systems, better results have been obtained by the use of more elaborate Multivariate Statistical Process Control (MSPC) techniques. This work proposes the use of MSPC techniques (Hotelling T2 and Runger U2 statistics) for health monitoring of the Embraer 190 horizontal stabilizer system. For illustration, these techniques are applied in a simulated case study representing a degradation scenario with progressive increase in friction. For comparison, Univariate SPC is also employed. The results indicate that MSPC provides earlier indications of degradation as compared to Univariate SPC. In addition, a sensitivity analysis reveals that the MSPC methods are more robust with respect to changes in the time profile of the degradation, as well as alterations in the influence of temperature on the friction coefficient. In all cases, the best results are obtained by using the Runger U2 statistic.

As caudas-T constituem uma importante configuração aerodinâmica e estrutural presente em muitos jatos executivos, aeronaves comerciais e principalmente grandes cargueiros. Devido às suas características dinâmicas, as caudas-T tendem a ser mais críticas com relação ao flutter do que as caudas convencionais. Por isso foram realizados estudos paramétricos acerca do enflechamento, rigidez em torção e flexão da empenagem vertical, posição da linha elástica, momento de inércia de massa, rigidez em arfagem e outros que mostraram a sensibilidade da velocidade de flutter a cada parâmetro e sua relevância em um projeto. As forças estáticas atuantes na empenagem horizontal devidas ao ângulo de trimagem do estabilizador alteram significativamente o comportamento aeroelástico de uma cauda-T. Softwares de análise de flutter difundidos na indústria aeronáutica como o MD/Nastran falham em não considerar as forças de sustentação estática. No decorrer deste trabalho buscou-se compreender por que o fenômeno da sustentação estática influencia tanto na velocidade de flutter de uma cauda-T. Também foram levantados quatro métodos distintos que levam em conta este fenômeno nos cálculos aeroelásticos. Um deles foi escolhido e implementado num modelo genérico de cauda-T empregando o software MD/Nastran. Os resultados mostraram que a velocidade de flutter, em alguns casos, pode ser reduzida em mais de 20% por conta do efeito da sustentação estática. A tendência de comportamento do modelo aeroelástico com sustentação estática foi comparada a experimentos da literatura e houve concordância aceitável. Paralelamente, estudou-se o efeito do diedro da empenagem horizontal no flutter e foi constatado que as cargas aerodinâmicas provenientes de diferentes diedros são as principais responsáveis por mudanças significativas no flutter. A deformação estática do estabilizador também causa mudança temporária de diedro, o que pode agravar o acoplamento de flutter da cauda-T. Estes são os principais aspectos abordados neste trabalho.

O contexto deste estudo é relacionado com a perda de tração em um motor de uma aeronave de transporte. Neste caso, o motor falhado irá contribuir para perda de tração e aumento de arrasto, ocasionando voo assimétrico. Pela análise do envelope de voo, constata-se que, ao ocorrer uma perda parcial (até 45%), a velocidade e altitude da aeronave são mantidas, mas se ocorrer a perda total de um motor, a aeronave desce e perde velocidade. A trajetória da aeronave é calculada através de método numérico no qual se divide a descida em trechos, buscando uma razão de descida mínima em cada trecho até que esta seja igual a zero, onde a aeronave atinge sua nova condição de equilíbrio. De acordo com a análise de várias configurações de voo, observa-se que é necessário que o ângulo de derrapagem seja igual a zero para que o arrasto provocado pela perda de tração seja mínimo. Dois projetos de Piloto Automático (PA) são analisados: (i) PA de altitude, controlando a altitude através da deflexão no profundor; e (ii) PA latero-direcional, controlando o ângulo de rolamento - para que o ângulo de derrapagem seja igual a zero - através da deflexão dos ailerons, e a trajetória direcional, controlada através da deflexão do leme. Introduziu-se os efeitos do vento e verificou-se que o projeto do PA é estável e contribui para diminuir a carga de trabalho do piloto.

Aeroportos no centro de cidades, em regiões montanhosas ou com obstáculos próximos à pista exigem ângulos de trajetória de aproximação mais íngremes que o usual. Os motivos para essa adequação são a necessidade de cumprimento das restrições quanto à emissão de ruídos ou até mesmo as limitações físicas impostas pelo relevo ou pelos obstáculos que rodeiam os aeroportos. A proposta deste trabalho é projetar um piloto automático de aproximação para uma aeronave executiva a jato em condição de steep approach (descida íngreme). Ao longo do texto, os fundamentos teóricos são apresentados e a estrutura do controlador é definida. Um modelo linearizado da aeronave em configuração de pouso é utilizado e o cálculo dos ganhos é realizado através da metodologia LQ (Linear Quadrática), ponderando-se os estados e o erro de estado estacionário. O desvio em relação ao estado estacionário é ponderado no tempo de forma a penalizar desvios grandes nos últimos instantes. Consideram-se ainda os valores de amortecimento dos pólos do sistema em malha fechada no cálculo do índice de desempenho. O sistema com o controlador projetado é avaliado em condições de distúrbios atmosféricos e quanto à qualidade de voo e estabilidade segundo critérios presentes na literatura. São incluídos os atrasos e saturações dos atuadores tanto no cálculo dos ganhos do sistema quanto nas simulações.

Neste trabalho foi realizado o cálculo das cargas aerodinâmicas e o pré-projeto estrutural de asa de uma aeronave de 50 passageiros durante o Mestrado Profissionalizante em Engenharia Aeronáutica e Mecânica, ministrado pelo ITA em parceria com a EMBRAER, através do seu Programa de Especialização em Engenharia. Primeiramente, o modelo estrutural foi desenvolvido baseando-se nas características aerodinâmicas iniciais da aeronave, possibilitando que o programa de análise aerodinâmica BLWF fosse utilizado para a geração numérica das distribuições de pressão na asa. Estas foram transferidas para o modelo estrutural através do método de interpolação linear bidimensional. Comparativamente, a diferença entre os totais de cisalhamento e de momento fletor obtidos pelo BLWF e pelo NASTRAN apresentou-se menor que 10%. Após isto, foi realizada uma análise estrutural estática de dois casos de carregamento da pressão aerodinâmica em um modelo de elementos finitos construído no MSC.Nastran a partir da geometria do programa CATIA. Através da comparação com aeronave da EMBRAER de porte semelhante, os resultados obtidos nas análises aerodinâmica e estrutural mostraram-se coerentes, necessitando de mais iterações do projeto para a otimização do modelo. A validação da primeira foi realizada através de gráficos de distribuição de sustentação, de esforço cortante, momento fletor e momento torçor. E a segunda através da análise dos valores de tensão obtidos.

Neste trabalho, é proposta a avaliação de desempenho de um sistema de comunicação operando em um enlace de dados entre aeronave e uma estação em solo. Ele é baseado no padrão DVB-H (Digital Video Broadcasting - Handheld) com adaptações. O enlace deve permitir alta taxa de transmissão, oferecendo confiabilidade e robustez. Aplica-se ao sistema uma técnica de FHSS (Frequency Hopping Spread Spectrum ou espalhamento espectral por saltos em frequência) para proteção contra interferência intencional e recepção indevida. Diversas configurações de espalhamento espectral, modulação e codificação de canal são modeladas e testadas. O sistema é testado sob canal AWGN (Additive White Gaussian Noise ou ruído branco gaussiano aditivo), interferência de banda estreita, interferência tonal e interferência pulsada. O desempenho do sistema, em valores de BER (Bit Error Rate, taxa de erro de bit), simulado em diferentes cenários, é usado para avaliar a proteção contra as interferências. Os resultados da simulação, de um modo geral, concordam com os efeitos esperados. O sistema DVB-H em si já possui boa proteção contra interferência tonal e a aplicação da técnica de espalhamento espectral usada consegue fornecer uma boa proteção contra interferência pulsada. A interferência de banda estreita é capaz de degradar mais severamente o desempenho e o ganho conseguido pelas medidas de proteção é menor neste caso, porém com ganhos ainda bastante significativos. As melhorias são propostas baseadas nas fraquezas do sistema sob os cenários de interferência simulados.