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.

Mecanismo é um conjunto de elos, ligados por juntas, que se movem relativamente uns aos outros. A análise de mecanismos consiste em verificar o funcionamento do sistema mecânico a fim de entender o comportamento e a viabilidade para uma determinada função. Nesta dissertação será feito um estudo de um tipo específico de mecanismo usado em um slat. Slats, ou flapes de bordo de ataque são sistemas aerodinâmicos de hipersustentação localizados no bordo de ataque de aeronaves, utilizados para aumentar o desempenho em fases de decolagem e pouso. O trabalho apresenta uma série de dispositivos de hipersustentação com intuito de mostrar os tipos de mecanismos mais utilizados em aeronaves. O projeto tridimensional do sistema será feito, serão calculados parâmetros aerodinâmicos do mesmo e finalmente uma simulação computacional será feita. Esta análise consistirá em modelar o funcionamento do sistema considerando o sistema de multicorpos rígidos com e sem folga. O objetivo é estimar os esforços no atuador quando o sistema está condicionado aos esforços aerodinâmicos e verificar se há travamento do sistema. Além disso, a contribuição de folgas no desempenho do sistema será avaliada.

O aumento da competitividade das empresas de transporte aéreo tem pressionado os fabricantes de aeronaves para desenvolver aeronaves cada vez mais e?cientes. Diversas propostas vem sendo estudadas ao longo dos anos como forma de suprir tal necessidade. Novos materiais, mudança da matriz energética, eliminação da sangria de motores junto com o conceito de aeronave mais elétrica, entre outros. Todas essas linhas de pesquisa convergem para um melhor desempenho da aeronave como um todo, levando os projetos de aeronaves ainda em sua fase conceitual a avaliar a adoção das tecnologias oriundas dessas linhas de pesquisa quanti?cando o impacto das mesmas no custo de fabricação, operação e manutenção da aeronave, sendo este um passo imprescindível para o sucesso do produto comercialmente e ?nanceiramente para o fabricante. De forma a se quanti?car os impactos utiliza-se dados e modelos validados através de ensaios em túnel, ensaios em vôo ou mesmo a partir de análises por CFD como forma de substanciar um modelo de aeronave, entretanto, muitas vezes tais dados ainda não se encontram disponíveis quando do início de um projeto conceitual de uma aeronave, então, como a?rmar que a utilização de uma tecnologia trará benefícios a um determinado projeto quando tal análise somente pode ser conduzida em fases mais tardias do desenvolvimento da nova aeronave? De forma a obter essa resposta é necessário desenvolver métodos aproximados por meio de modelos simpli?cados que avaliem qualitativamente e quantitativamente o uso de uma determinada tecnologia, sendo este, o objetivo deste trabalho no que tange o desenvolvimento de uma metodologia de avaliação do impacto do arqueamento variável no desempenho de aeronaves dotadas de sistemas de controle automáticos de comandos de vôo, de forma que ainda no projeto conceitual o uso do arqueamento variável seja levado em conta como mais uma variável de projeto.

O lançamento de carga em voo a baixas alturas, também denominado manobra LAPE (Low Altitude Parachute Extraction), é uma forma de abastecer tropas em solo e populações em missões humanitárias quando o ambiente não é propício para pouso. Essa manobra é realizada muito próxima ao solo e provoca uma grande variação do centro de gravidade da aeronave, o que a expõe à instabilidade. A instabilidade conjugada com a baixa altura caracteriza essa manobra como de alto risco, exigindo muita habilidade, experiência e esforço do piloto. Diante desse contexto, nesse trabalho foram implementados sistemas de controle a fim de diminuir a carga de trabalho do piloto e o risco envolvido na manobra. O lançamento de carga em voo foi modelado considerando variações no CG e variações da massa do avião. Duas técnicas foram utilizadas para a implementação do controlador: o método LQ e o método da linha de controle robusto H? Loop Shaping. Foram realizadas análises de robustez com respeito ao desempenho e à estabilidade na malha fechada do sistema para os controladores obtidos. A análise de estabilidade se baseiou nas variações paramétricas do modelo que consiste nas variações do CG e da massa. A análise de robustez com respeito ao desempenho foi realizada utilizando as funções sensitividade e sensitividade complementar além da análise da influência do vento estocástico no sistema, representado pelo modelo de Dryden.

Este trabalho tem como objetivo investigar a estabilidade de painéis de compósitos através do cálculo da sua tensão de colapso e da eficiência estrutural. Adicionalmente, faz-se uma análise de sensibilidade para investigar como algumas variáveis do painel influenciam sua carga de flambagem. Apresenta-se o modelo em elementos finitos que foi construído para suportar as análises, detalhando o tipo de elemento, as propriedades, carregamento utilizado, condições de contorno e estudo de convergência da malha. Em seguida apresenta-se o cálculo da tensão de colapso e da eficiência estrutural do painel base desse trabalho. Além disso, calcula-se a tensão de colapso e a eficiência de um painel de compósito construído com as dimensões ótimas obtidas por outro autor (no caso de painéis metálicos integrais usinados) e também de um painel metálico com as mesmas dimensões desse painel de compósito. Por fim, mostra-se a análise de sensibilidade, evidenciando como algumas variáveis do problema, relativas à geometria e laminados, influenciam a eficiência do painel à flambagem. Ao comparar a eficiência estrutural do painel de compósito base desse trabalho com a eficiência do painel de compósito com as dimensões ótimas obtidas por outro autor, verifica-se que o segundo painel tem uma eficiência maior que a do painel base. Fazendo a mesma comparação entre o painel de compósito com as dimensões ótimas e o painel equivalente em alumínio, percebe-se que o painel de compósito é mais eficiente que o de metal. Com relação à análise de sensibilidade, seus resultados mostram-se bastante úteis em uma fase de pré-dimensionamento, pois fornecem subsídios para as definições preliminares da estrutura.

O objetivo deste trabalho é o estudo da correlação primária entre as disciplinas de projeto, análise e otimização estrutural e estabilidade aeroelástica. Isto é traduzido através de um modelo numérico de otimização de peso de uma semi-asa projetada para a fase de estudos preliminares de uma aeronave de característica civil, classificada e normatizada pelo FAA baseado no FAR Part23. De posse de um modelo aeroelástico em elementos finitos de representação por vigas pretendeu-se identificar os principais mecanismos de instabilidade aeroelástica, classificando-os por severidade. Baseando-se em estudos paramétricos foram então gerados requisitos de rigidez, para que a asa atendesse aos requisitos de estabilidade. Esta mesma asa foi otimizada através do método do gradiente visando a minimização da massa através de alterações das características estruturais de construção, como espessuras de longarinas e revestimentos, preservando-se a posição do caixão estrutural e as características aerodinâmicas externas. Para tanto, foi utilizado um modelo completo em elementos finitos equivalente ao modelo aeroelástico de vigas, mas limitado pelas restrições de tensão para atender aos critérios de resistência estática e de rigidez para atender aos critérios de aeroelasticidade. Ao final o modelo aeroelástico foi atualizado com os resultados de otimização e a análise de flutter foi novamente realizada, para verificar o atendimento dos requisitos. Os cálculos estáticos, dinâmicos, aeroelásticos e de otimização foram realizados utilizando o software MSC. NASTRAN versão 2007r1. Os resultados de estabilidade aeroelástica são plotados em diagramas V-g-f utilizando ferramentas adequadas de pós-processamento.

O transporte de carga ocupa um espaço importante no cenário de aviação civil e militar. Do ponto de vista tático, é frequente na aviação de defesa a necessidade de aeronaves capazes de movimentar cargas relativamente pequenas com agilidade a zonas de conflito ou de difícil acesso. Em casos onde o pouso não é possível ou muito arriscado, o lançamento em voo pode ser uma solução adequada, embora leve a uma situação delicada do ponto de vista do controle da aeronave uma vez que tal operação acarreta uma variação rápida e de grande magnitude de diversos parâmetros ligados à estabilidade tais como centro de gravidade e momento de inércia. Uma solução baseada em técnicas de síntese robusta é proposta para a obtenção de uma lei de controle automático que leve em conta tal variação de parâmetros e seja capaz de garantir a estabilidade da aeronave durante a operação de extração e lançamento de carga. As especificações são explicitadas na forma de funções de ponderação escolhidas de forma adequada de maneira a permitir a síntese de um controlador robusto que respeite as restrições impostas ao projeto. A solução encontrada é avaliada através de análises de estabilidade e qualidade de voo.

Este trabalho trata da estabilidade elástica de cascas cônicas e cilíndricas submetidas à cargas tangenciais seguidoras. Assume-se condições de contorno engastada-livre. Dois tipos de carregamento seguidor são considerados. Formula-se o problema através da teoria de cascas finas de Koiter e Sanders, onde valem as hipóteses de Kirchhoff-Love. Apresenta-se as equações de estabilidade e condições de contorno mecânicas, linearizadas, para uma forma arbitrária da superfície média da casca, referidas a um sistema de coordenadas que coincide com as linhas de curvatura da superfície média. O efeito do amortecimento interno também é considerado. Para a solução dos problemas utiliza-se o método dos elementos finitos.

Neste trabalho o Princípio dos Trabalhos Virtuais, em sua forma estendida, é particularizado para cascas cônicas finas. A formulação fraca assim obtida é utilizada para a análise de estabilidade dinâmica de painéis cônicos sob a ação de cargas seguidoras, no presente caso, tantenges à geratriz. O efeito das tensões iniciais é incluído nas equações dinâmicas por meio dos termos chamados forças reduzidas. O movimento vibratório é suposto harmônico e é considerado um estado inicial de tensões de membrana. O painel cilíndrico, a placa retangular e o setor circular são obtidos, a partir do painel cônico, através de um processo numérico de passagem ao limite. Para comparação dos resultados relativos ao painel cônico foi desenvolvido um Elemento Finito Misto baseado no Princípio Variacional da Hellinger-Reissner. No que foi possível, os resultados foram comparados com outros existentes na literatura e se mostram em boa concordância com os mesmos.

Neste trabalho analisa-se problemas de placas retangulares sob ação de cargas seguidoras. Aplica-se o Princípio dos Trabalhos Virtuais na sua forma estendida, aos problemas não-conservativos aqui propostos. Para as funções coordenadas foram utilizadas polinômios ou funções trigonométricas, ambas satisfazendo no mínimo as condições de contorno geométricas. Os resultados obtidos para as cargas críticas e para as correspondentes frequências de vibração são comparados quando possível, com soluções existentes.