A decolagem de aeronaves leves com fortes ventos desalinhados com a pista é um evento arriscado que merece ser estudado por pilotos e engenheiros. Essa pesquisa levanta variáveis que afetam a resposta da aeronave quando submetida ao vento cruzado, mostrando as forças e momentos envolvidos e como as características da aeronave afetam sua estabilidade. Neste contexto, busca-se a segurança de voo e a aeronavegabilidade continuada utilizando modelos de análise de risco. A técnica conceitual STPA baseada na teoria de sistemas incorpora relações complexas entre as variáveis. Com esta ferramenta de análise de risco é possível mapear as relações de controle entre os componentes do sistema e entender como surgem ações de controle inseguras. Para investigar a participação de cada uma das variáveis, uma análise dos dados de uma campanha de ensaios em voo de expansão de envelope de vento cruzado da aeronave A-29 conduzida pelo Instituto de Pesquisas e Ensaios em Voo é realizada. Uma pesquisa descritiva permite a análise qualitativa das variáveis envolvidas e identifica técnicas de pilotagem, restrições e requisitos de segurança. O objetivo dessa pesquisa é identificar ações mitigadoras que possam ser exercidas por fabricantes, operadores e pilotos de aeronaves leves para que decolagens com vento de través sejam realizadas de maneira mais segura. Esse objetivo só é atingido através de uma abordagem sistêmica moderna, que explora a interação entre os componentes de uma relação de controle.

Este trabalho contribui com a pesquisa na área de VANTs, tendo o objetivo de apresentar a identificação do sistema dinâmico do VANT Vector-P com dados de ensaio em voo e realizar um projeto de piloto automático utilizando o modelo identificado. Adicionalmente, um estudo sobre pilotos automáticos é apresentado com o objetivo de abordar e propor diferentes arquiteturas para futura implementação no sistema embarcado do Vector-P. Para realizar a identificação dos coeficientes aerodinâmicos da aeronave foi utilizado o método de estimação de parâmetros através do método do erro de saída, que consiste na minimização do erro quadrático médio da saída da planta real e do modelo identificado. A minimização da função custo foi realizada através da combinação do método de Levenberg-Marquardt com um método heurístico baseado em busca estocástica. As manobras realizadas na campanha de ensaio em voo são do tipo "multistep 3-2-1-1" e "doublet" com o objetivo de excitar os modos dinâmicos da aeronave na frequência de interesse. Um sistema de aquisição de dados embarcado foi implementado para colher as informações de ensaio em voo associadas ao movimento longitudinal da aeronave. A validação do modelo identificado foi realizada através da aplicação dos critérios Cramér-Rao Bonds, Goodness of Fit e o processo Proof-of-Match (POM) que caracteriza a capacidade de predição do modelo aplicado. No estudo de pilotos automáticos, a técnica de controle moderno baseado no Regulador Linear Quadrático (LQR) foi empregada para projetar os ganhos das malhas de controle. Um estudo do autopiloto MP2028g desenvolvido pela empresa MicroPilot foi realizado visando testá-lo no sistema embarcado do Vector-P. Os principais resultados e estudos apresentados neste trabalho são: obter do modelo dinâmico longitudinal confiável do Vector-P, apresentar os ganhos projetados para uma arquitetura de piloto automático, e testar sistemas embarcados em campanha de voo.

Neste trabalho são comparadas as caraterísticas aeroelásticas do Veículo Aéreo Não Tripulado (VANT) Vector-P com as caraterísticas aeroelástica identificadas a partir de um ensaio em voo. Para a análise aeroelástica numérica foi determinada previamente a informação modal da aeronave por meio de um ensaio experimental de vibração em solo (GVT). Foi estimada a variação das frequências e do amortecimento aeroelástico em função da velocidade do escoamento. São examinados os efeitos da variação de altitude, da representação aerodinâmica da fuselagem, e da sensibilidade frente alguns modos estruturais, nas caraterísticas de flutter. Baseado no GVT foi planejado um ensaio em voo, onde foram coletas respostas de aceleração em vários pontos da aeronave. Foi aplicada a metodologia de Análise Modal Operacional (OMA), usando a técnica de decomposição no domínio da frequência (FDD). Esta técnica está fundamentada na decomposição em valores singulares (SVD) das densidades espectrais de potência dos sinais de saída do sistema. Tanto no tratamento numérico como no experimental observou-se que não existem instabilidades aeroelásticas no envelope de voo do Vector-P. Os resultados mostram que possível usar apenas os parâmetros modais experimentais para estimar as caraterísticas aeroelásticas numericamente, desde que estes parâmetros sejam bem descritos. Também mostram que é possível utilizar a técnica FDD para identificar a evolução dos parâmetros dinâmicos em voo.

O presente trabalho tem como foco verificar a validade da ferramenta de análise modal operacional aplicada na identificação de parâmetros modais de uma aeronave em voo, a partir da excitação por turbulência contínua. Para atingir este propósito foram realizados estudos sobre as teorias que fundamentam a análise modal teórica, experimental e operacional. Nesta última, a metodologia é aplicada baseada no conhecimento apenas da resposta do sistema estudado, sem o conhecimento dos sinais de excitação. Como técnica utilizada para implementar a metodologia proposta foi escolhida a de Decomposição no Domínio da Frequência Melhorada (EFDD - Enhanced Frequency Domain Decomposition) para a identificação dos parâmetros dinâmicos de uma aeronave F-5EM em voo. Esta técnica tem como premissa básica que a excitação do sistema estudado seja realizada através de um sinal do tipo ruído branco, implicando que a matriz de densidade espectral de potência do sinal de entrada deve ser constante. A identificação dos parâmetros é baseada na Decomposição em Valores Singulares (SVD) da matriz de densidade espectral de potência dos sinais de resposta do sistema, sendo este processo de avaliação realizada através do software OMA. Para verificar a coerência com a teoria, foi estudada a caracterização da turbulência contínua, de modo a verificar seu comportamento característico de ruído branco, buscando identificar uma matriz de densidade espectral de potência constante para o intervalo de frequências de interesse, ou seja, de 0 a 100 Hz. Além disso, foram verificados pontos relevantes sobre as principais fases de uma campanha de ensaios, ressaltando a importância da participação em conjunto das equipes solicitantes de dados, de instrumentação e de execução dos ensaios, desde o planejamento até a coleta de dados. Os dados coletados nesta campanha de ensaios em voo foram comparados com os obtidos em trabalhos anteriores e foram verificadas consistências nos parâmetros observados, sendo possível obter com clareza os modos de vibração da aeronave estudada. A metodologia foi, desta forma, considerada válida, sendo sugeridas propostas de trabalhos futuros, de forma a aumentar sua robustez.

Este trabalho avalia os efeitos na estimação de parâmetros aerodinâmicos de uma aeronave devido a erros não modelados da instrumentação de ensaio em vôo. O algoritmo utilizado para estimação dos parâmetros da aeronave é do tipo output error e a ferramenta estatística para análise da distribuição dos parâmetros estimados foi Monte Carlo. A análise estatística dos efeitos dos erros não modelados foi realizada com dados sintéticos de vôo, o que facilitou bastante as diferentes combinações de tipos de erros tais como ruído de medição, erro de polarização, fator de escala, atraso temporal, erros interferentes associados com cruzamento entre variáveis, latência dinâmica dos sensores e desalinhamento geométrico dos sensores. Foi verificado que o ruído de medição, o fator de escala e o cruzamento de variável não causam grandes erros nos parâmetros aerodinâmicos estimados enquanto que os demais tipos de erros geram erros que invalidam a estimativa dos parâmetros aerodinâmicos.

Este trabalho propõe o desenvolvimento de uma Estação de Controle em Solo para o Pegasus AutoPilot (Piloto automático para aeronaves não tripuladas de pequeno porte), com uma arquitetura contendo dois links de comunicação entre a aeronave e o solo. Foram criados ainda protocolos de comunicação para recepção e envio de dados entre os dois pontos de comunicação do sistema a ECS e o VANT. O desenvolvimento da Estação de Controle em Solo foi feito em LabVIEW, uma ferramenta baseada no fluxo de dados. Foi desenvolvida também uma plataforma SIL para teste e simulação da ECS e treinamento de operadores, esta é composta pela própria ECS, pelo simulador de voo X-Plane e ainda por um software que foi desenvolvido para fazer interface entre os dados seriais da ECS e o protocolo UDP do X-Plane. São apresentados os resultados obtidos em testes de SIL do sistema, teste em campo da capacidade dos links de comunicação e ainda os resultados obtidos de um ensaio em voo do sistema completo embarcado em aeromodelo Cesnna 182 com 1,6 metros de envergadura.

O voo autorrotativo de helicópteros monomotores apresenta peculiaridades tanto em termos de desempenho, quanto em qualidades de voo. Essa pesquisa aborda essas especificidades, sob a óptica dos processos de certificação, especialmente nos baseados nas normas FAR-27, com foco nos fatores humanos da segurança de voo. São descritos diversos fatores que influenciam decisivamente na carga de trabalho a que o piloto fica sujeito durante uma falha do motor e as ações necessárias para se realizar um pouso seguro em autorrotação. São propostos requisitos, que se aplicados nos processos de desenvolvimento e/ou aquisição de helicópteros dessa categoria, aumentam a segurança de voo e diminuem a carga de trabalho dos pilotos, durante um evento real de falha do motor. Foram estudados os requisitos, relacionados com os alarmes naturais e artificiais; os desbalanceamentos aerodinâmicos, especialmente nos instantes que seguem à falha do motor; o tempo de reação do piloto e a velocidade de abaixamento do comando coletivo. Já a metodologia de determinação das áreas inseguras do diagrama de altura por velocidade, a "curva do homem morto", é investigada, quantificada, comparada com as principais normas internacionais e validada em uma campanha de ensaios em voo, realizada em uma aeronave AS-350 da Força Aérea Brasileira, levada a cabo por pilotos e engenheiros de prova do Instituto de Pesquisas e Ensaios em Voo (IPEV) do DCTA. Esses estudos permitem a determinação da metodologia para definição de requisitos quantitativos do voo autorrotativo de helicópteros monomotores, com a finalidade de se diminuir os acidentes catastróficos resultantes das ações inadequadas dos pilotos durante o voo autorrotativo, bem como assessorar as autoridades envolvidas no processo de aquisição, desenvolvimento e certificação dos novos helicópteros de instrução das Forças Armadas Brasileiras.

Este trabalho apresenta o desenvolvimento do procedimento e do planejamento da campanha de ensaios em voo necessários para a certificação e a integração de cargas externas em uma aeronave militar. Mais especificamente, este trabalho apresenta como estudo de caso a aplicação da teoria de estabilidade de aeronaves para definir o conjunto de parâmetros necessários para avaliação da estabilidade dinâmica de uma aeronave militar com cargas externas. Em última análise, os parâmetros obtidos caracterizam grande parte das qualidades de voo da aeronave, exigidas em normas militares técnicas, para garantir o cumprimento da base de certificação e a certificação de integração (i.e. qualificação). Para melhor compreensão, uma breve explanação da estabilidade de aeronaves é realizada. Em seguida, a metodologia de ensaios em voo adotada é discutida, enfatizando os procedimentos de ensaios amplamente utilizados. Embora os ensaios em voo sejam executados de acordo com os procedimentos publicados (e.g. MIL STD), os riscos inerentes associados com esta campanha de ensaios em voo precisam ser avaliados por meio de ensaios de resposta dinâmica antes dos voos reais, e estes ensaios podem ser realizados através de ferramentas de análise de simulação. Este processo, executado com supervisão da autoridade de certificação, utiliza um aplicativo customizado desenvolvido pelo grupo de engenharia do IPEV com aplicação do MATLAB. Para a avaliação experimental, uma completa FTI, composta por um sistema de aquisição de dados em voo PCM, um gravador PCM, uma base de tempo GPS/IRIG-B e um conjunto de transdutores, é utilizada. A exatidão da medida da FTI depende principalmente dos procedimentos de calibração. Então, para minimizar a maior parte dos erros sistemáticos, os processos de calibração e de determinação de incerteza são realizados utilizando o sistema SALEV, que é totalmente compatível com a norma EA-4/02. A certificação é alcançada quando a operação da aeronave e do sistema integrado é cumprida e a segurança de voo não é prejudicada ou comprometida, como mostrado pelos resultados dos ensaios.

Neste trabalho foram estudados diversos critérios para a determinação do Buffeting onset transônico a partir de resultados de túnel de vento. Foram utilizados quatro critérios, encontrados na literaturas, baseado no comportamento dos coeficientes aerodinâmicos longitudinais, e um novo critério foi proposto. Os critérios foram aplicados em resultados de túnel de vento a número de Reynolds de 3.0 e 3.5 milhões e corrigidos para valores de voo. A correção de número de Reynolds foi desenvolvida neste trabalho a partir de resultados de túnel de vento criogênico, o qual possui a capacidade de atingir número de Reynolds de voo. Os resultados de túnel de vento corrigidos foram comparados com resultados de ensaios em voo para quatro aeronaves. O critério proposto no presente trabalho para a fronteira de Buffeting onset foi o que teve melhor concordância. Distribuição de pressão em estações ao longo da envergadura da asa foram utilizadas para o melhor entendimento da condição do escoamento quando o Buffeting onset é identificado. Verificou-se que a região descolada ocupa aproximadamente metade da envergadura e o critério proposto reflete esta realidade física. Os demais critérios estão associados ao início do descolamento. Também foram estudados dois critérios à partir de resultados de acelerômetro e extensômetro, instalados nas asas do modelo de túnel de vento.

O presente trabalho apresenta a aplicação de técnicas de visão computacional na identificação de alvos (i.e. marcações) na superfície de cargas em campanhas de ensaios de separação de cargas externas. A identificação dos alvos na superfície da carga alijada é o primeiro passo para o seu rastreamento e consequentemente, para a análise de sua trajetografia. Foram utilizados os atributos Haar-like e MB-LBP para composição dos classificadores que realizaram a identificação dos alvos nas imagens capturadas em alta resolução (i.e. 720p ou mais) e em alta velocidade (i.e. 200 quadros por segundo ou mais). Em ambos os casos, foi necessária realização de duas etapas, a saber: treinamento dos classificadores e identificação dos alvos na imagem. Como premissa básica, todas as ferramentas utilizadas foram de livre acesso e, portanto, não possuem restrições de uso. As bibliotecas do OpenCV foram utilizadas para a manipulação das imagens e para a aplicação das técnicas escolhidas. Para a validação da ferramenta desenvolvida, foram analisadas sequências de imagens de um voo de ensaio de separação de carga capturadas em uma campanha de desenvolvimento de uma bomba guiada a laser e de ensaios de separação em solo realizadas no IPEV. O tempo de execução do processo de identificação dos alvos em um computador portátil foi comparado ao tempo de execução do mesmo processo em um dispositivo que pode ser embarcado na aeronave, com a finalidade de se verificar o desempenho da ferramenta. Os resultados obtidos nos experimentos se mostraram satisfatórios e puderam comprovar a aplicação das técnicas na identificação dos alvos em ensaios de separação de carga.