O whirl flutter, em se tratando de uma instabilidade que pode ocorrer durante o vôo de uma aeronave e levar a uma condição de falha estrutural, deve ser devidamente estudado durante o projeto de uma aeronave moderna de modo a manter manter um nível de segurança adequada, mesmo porque o processo de homologação final inclui requesitos sobre a ocorrência do fenômeno. Assim, para uma empresa aeronáutica é essencial que exista um programa numérico acessível que permita este tipo de análise para o caso de configurações as mais gerais possíveis. Este estudo visou exatamente a implementação de um programa assim, tendo sido utilizado um modelo em que o motor é considerado um corpo rígido apoiado elasticamente em uma estrutura de suporte, a qual não necessariamente é rígida. A extensão para mais de um corpo é imediata, considerando-se, então, que os corpos estão ligados elasticamente entre si. Todos os seis graus de liberdade dos centros de gravidade de cada corpo são mantidos. Com relação aos esforços aerodinâmicos, são utilizados resultados convencionais para hélices de pás rígidas, mas procurou-se mostrar um caminho através do qual fosse possível a utilização de uma teoria de superfície de sustentação para o cálculo aerodinâmico. Finalizando, foram feitas comparações com resultados anteriores, além de se procurar verificar as diferenças de comportamento das fronteiras de estabilidade entre os modelos com graus de complexidade distintos, especialmente entre modelos de dois e seis graus de liberdade.

Um modelo teórico de investigação de instabilidade de combustão é apresentado onde o mecanismo de instabilidade é o atraso na resposta da taxa de queima à perturbação da pressão junto a superfície de queima devido ao gradiente de temperatura junto a superfície de queima e sua interação com o fluxo que deixa a tubeira. Perturbações na taxa de queima e perturbações na pressão são relacionadas num sistema de malha fechada. Flutuações na taxa de queima provocam flutuações na pressão através da função de transferência na câmara. Estas flutuações na pressão são realimentadoras de flutuações na taxa de queima através da função de transferência da combustão. Expressões são derivadas para as duas funções de transferência, resultando uma correlação entre a pressão crítica, para um dado propelente e o comprimento característico L*. Os resultados são comparados com dados experimentais obtidos no Jet Propulsion Laboratory.

Pulsating combustion is a technique that directly intervenes in combustion processes modifying pollutant emissions and increasing thermal efficiency by varying pressure and temperature in the flame region. The pulsations accelerate mixture rate between oxidant and fuel, resulting in a more intense combustion process, with low fuel waste and potential for low emission of pollutants originated by partial combustion, such as carbon monoxide, unburned hydrocarbons, and soot. The flame structure is modified by introducing an acoustic field in the process, and the flame has its color changed from yellowish, with a high formation of soot, to bluish. This bluish color of the flame is a feature of premixed flames. The main focus of this work is to use acoustic field in order to promote a homogeneous mixture between oxidant and natural gas under extremely lean conditions, thereby trying to conciliate low emissions of both incomplete combustion products and NOx. Besides, a preliminary study was carried out in order to figure out how combustion instabilities could affect the combustion process. It was verified that combustion instability occurrence is strongly influenced by energy availability and flame velocity. Moreover, when considering pollutant emissions, it was noticed that when the maximum acoustic velocity overcame the flow velocity, there was inversion of pollutant emission behavior due to flow reversibility and deceleration. Therefore, acoustic displacement is the most important parameter to understand and control pollutant emissions. Furthermore, at some conditions, especially at low frequency, it was possible to reduce partial combustion product emissions without prompting NOx formation. .

Este trabalho apresenta um modelo alternativo de câmara de combustão com baixa emissão de NOx para aplicação em turbinas a gás. Trata-se de um combustor de duplo estágio com "swirler", no qual a condição desfavorável à formação de poluentes é alcançada mediante o controle da dinâmica do escoamento dos reagentes e dos gases de combustão no combustor. A combustão desenvolve-se em dois estágios ou câmaras e em um regime global de combustão pobre. Para a combustão na câmara secundária, dependendo dos parâmetros de operação, algumas oscilações acústicas ocorrem. Os parâmetros operacionais que controlam o processo de combustão são: a razão de equivalência global, o número de Reynolds do jato de combustível (Rej), o número de "swirl" do escoamento de ar (S';) e razão comprimento/diâmetro da câmara primária (L/D), sendo o objetivo do presente trabalho a análise da influência destes parâmetros sobre as emissões de poluentes (CO, Hidrocarbonetos Totais e NOx) e o surgimento de instabilidades de combustão. Os resultados mostraram que quando os parâmetros envolvidos contribuem para uma melhor uniformidade da mistura, isto é, maiores razões L/D, elevados número de "swirl" e menores números de Reynolds as emissões de CO e hidrocarbonetos totais são reduzidas. Para o NOx as mesmas tendências são observadas, sendo a única exceção para o número de "swirl", ou seja, os níveis de NOx aumentam com a elevação do referido parâmetro. A razão de equivalência, como esperado, influencia as emissões de maneira distinta. Enquanto que sua elevação reduz as emissões de CO e hidrocarbonetos totais, aumenta as de NOx. Os resultados também mostraram a supressão das instabilidades mediante a utilização de maior diâmetro para a câmara secundária.

Nas últimas décadas, seja por imposições legais ou pela demanda de mercado, esforços têm sido feitos no intuito de reduzir o ruído produzido por aeronaves. Para reduzir o nível de uma fonte de ruído é preciso localizá-la, quantificá-la e entendê-la. O Delay-and-Sum Beamforming é uma das técnicas mais usadas para localizar fontes acústicas. Técnicas de deconvolução podem melhorar a resolução dos mapas de Beamforming e, segundo alguns autores, fornecem resultados quantitativos mais precisos. Nesta tese, duas das principais fontes aeroacústicas de aeronaves são estudadas. A técnica de Beamforming é usada para estudar o ruído gerado pelo slat de um perfil 30P30N e pela borda lateral do flap de um perfil 30P30N-FSE, um perfil 30P30N com meio flap recolhido. Ambos os perfis foram testados em um túnel de vento de seção fechada. Estes resultados são comparados aos resultados de alguns métodos de deconvolução, com o uso do Método Padrão de Integração da Potência, e aos resultados de alguns métodos semi-empíricos. Mostra-se que a técnica de Beamforming foi capaz de localizar as duas fontes de ruído e que os níveis obtidos foram semelhantes a alguns dos métodos de deconvolução e a alguns dos métodos semi-empíricos.

A aviação ultraleve e experimental são segmentos da aviação geral que conquistam cada vez mais espaço no mercado mundial. Os motivos mais influentes para esse crescimento são o baixo custo de aquisição e operacional da aeronave, a pequena burocracia envolvida para obtenção das licenças de piloto e o pequeno número de horas necessárias para o voo de cheque. Justamente pelo treinamento ainda não ser tão rigoroso como costuma ser nas outras áreas da aviação, muitos pilotos acabam cometendo erros fatais que poderiam ser evitados de alguma forma. A perda de controle, mais especificamente o estol, é o caso que representa o maior índice de fatalidades no ramo aeronáutico. A proposta deste trabalho é projetar um controlador capaz de proteger o avião contra o estol, limitando seus máximos ângulos de atitude longitudinal, lateral e velocidade mínima. Primeiramente, a aeronave é analisada em malha aberta para verificar a necessidade de sistemas de aumento de estabilidade segundo critérios de qualidade de voo. Os ganhos dos controladores são definidos através de requisitos de estabilidade e desempenho como também suas respectivas barreiras de robustez. Para estabilidade robusta, serão consideradas as variações paramétricas da planta e também o primeiro modo flexível da aeronave. Para desempenho robusto, a barreira das baixas frequências será definida pelo vento.

The unmanned aerial vehicles (UAVs) has grown in military and civilian areas of application. Several industries (automotive, military, factories, space, etc.) use robots for dangerous and repetitive tasks. This work is dedicated to a special type of aerial platforms which has grown considerably in recent years, the quadricopter. These UAVs that has been highlighted by having ight characteristics and construction only, for example, hovering flight, vertical takeoff and landing, high maneuverability, low speed flight, and simple mechanics. This work proposes a tool for simulation and visualization of an aerial air-type quadricopter robots, using the flight simulator X-Plane 9, Matlab and Simulink. The aircraft under study is the so-called ITA-001, developed by the quadricopter study group the Aeronautical Institute of Technology. Started up by modeling quadricopter ITA-001 in flight simulator X-Plane, then this simulator has been interfaced with Simulink platform to build a computational simulation platform that meets to the requirements of research and educational group study quadricopter ITA.

Este trabalho analisa a estabilidade em "flutter" de pás de rotores de helicóptero em vôo pairado. Inicialmente, descrevem-se as fontes de acoplamento dos vários modos de vibração da pá de um helicóptero e as possíveis instabilidades advindas destes acoplamentos. A teoria correspondente à instabilidade em "flutter", resultante do deslocamento do centro-de-massa do elemento-de-pá em relação ao eixo de mudança-de-passo, é apresentada em detalhes para os casos de uma pá rígida e flexível de um helicóptero em vôo pairado e com excentricidade de batimento. As equações de movimento acopladas de ambos os casos são implementadas computacionalmente e os resultados numéricos das fronteiras de estabilidade em divergência e "flutter", obtidos para o caso da pá rígida, e dos diagramas de freqüência e de razão-de-amortecimento, obtidos em função do centro-de-massa equivalente para os casos da pá rígida e flexível, são comparados com os dados apresentados nos relatórios de homologação de uma aeronave recentemente certificada pelo Instituto de Fomento e Coordenação Industrial do Centro Técnico Aeroespacial.

The stability of a liquid rocket engine (LRE) has long been extensively studied in foreign space programs, mainly because the combustion chamber, by itself, is a source of unstable process. The next phase of the Brazilian space program requires a reliable engine to fulfill the mission goal. Thus, understanding and predicting the influence of self-oscillating process ia a necessity. The theoretical analysis of system stability, as wel as, the simulation of its operation requires the elaboration of the mathematical model to describe, approximately, the most important phenomena of an actual system. In the present work, the calculation of the model parameters is based on a gesidned LRE, which is able to be part of the second stage of the VLS-2. The combustion chamber, the injector head, he cooling jacket and the pipelines constitute a model that is simulated, and the influence of liquid compressibility effect, on its step and frequency responses, is considered. Afterwards, the stability of the system is analyzed using the Routh-Hurwitz criterion. Undoubtedly, the most interesting task in the study of system stabiblity is the definition of how a given parameter of the system influences on its stability. Here, the stated problem is solved by the construction of a region of stability, using three criteria, Mikhailov, Routh-Hurwitz and Hermite-Biehler, to find out the stability limits. The Hermite-Biehler (Interlacing) Theorem succeds in providing this region when more than one parameter is being analyzed. In the last chapter is introduced a new approach for the study of dynamic characteristics of system, the Kharitonov's Theorem, where a parameter is considered with uncertainties. For LRE this is very important, specially when it is treated in the combustion processes.

As indústrias aeronáuticas cada vez mais utilizam materiais compósitos na estrutura primária das aeronaves, visando a redução do peso e redução no tempo de produção da mesma. A sociedade, representada pelas agências de homologação aeronáutica, exige níveis de segurança crescentes na atividade de transporte aéreo. A complexidade no cálculo das cargas dinâmicas para as diversas condições requeridas pelos regulamentos, devido a utilização de programas de computador capazes de considerar todas as variáveis envolvidas. Este trabalho apresenta uma metodologia para o cálculo da velocidade de instabilidade aeroelástica que utiliza uma formulação de elementos finitos, adequada aos materiais compósitos constituídos de múltiplas camadas ortotrópicas de dupla curvatura. As freqüências de vibração livre e os respectivos modos são determinados a partir da rigidez e da massa dos elementos. As forças aerodinâmicas são determinadas, no regime subsônico, utilizando a teoria do escoamento potencial não estacionário linear, artavés de algoritmos de alta precisão com as mais recentes formulações desenvolvidas. Os resultados numéricos, referentes a asas retangulares planas, São comparados com resultados experimentais. Adicionalmente são apresentados resultados numéricos para as asas retangulares constituída de laminado com orientação arbitrária.