Neste trabalho é tratado problema de rastreamento estável de uma trajetória de referência para um modelo de helicóptero de laboratório com 3 graus de liberdade. Duas abordagens são consideradas no problema de controle: a primeira consiste em um compensador PID e a segunda compreende um controlador baseado na aproximação de uma dada função não-linear do sistema. No primeiro caso, é apresentado o compensador PID com o intuito de ilustrar o procedimento de parte do projeto utilizado para o controlador adaptativo, além de servir de referência para avaliação de desempenho. No caso do controlador adaptativo, são propostas duas estratégias de controle: uma Rede Neural Artificial (RNA) e uma Rede Wavelet com Bias (RWB) com adaptação estrutural, ambas combinadas a um compensador PD. A lei de controle proposta é capaz de compensar distúrbios desconhecidos e limitados, bem como dinâmicas não-modeladas do tipo não-estruturadas do helicóptero. O segundo método de Lyapunov é usado na obtenção das leis de adaptação para os pesos da rede, os quais são atualizados em tempo real, e da estabilidade do sistema de controle, garantindo erros de rastreamento pequenos e sinais de controle limitados. A estratégia baseada em uma RNA necessita de um ajuste prévio do número de unidades na camada escondida, enquanto que usando a RWB essa restrição é eliminada por um algoritmo de adaptação da estrutura da rede. A prova de estabilidade do sistema de controle é apresentada e resultados realistas de simulação são discutidos.

A pronta detecção da ocorrência de falhas em sistemas de engenharia é de grande significância. Nas últimas quatro décadas a área de detecção de falhas tem feito grandes avanços, principalmente pela melhoria dos sistemas computacionais. Devido ao grande escopo da área de detecção de falhas e às dificuldades de soluções em tempo real, várias técnicas foram desenvolvidas ao longo dos anos. Este trabalho apresenta duas técnicas distintas de detecção de falhas, as inovações de um Filtro de Kalman e o cálculo da distância de Mahalanobis; estas são aplicadas a uma planta didática que representa o comportamento de um helicóptero com três graus de liberdade. Foram simuladas falhas abruptas e incipientes nos dois motores do helicóptero, além de perturbações abruptas e incipientes. As técnicas são implementadas de forma separada e num esquema híbrido; apresenta-se o desempenho destas tanto sozinhas quanto usadas em conjunto no esquema híbrido proposto. A técnica das inovações do Filtro de Kalman mostrou-se melhor em relação à rejeição aos distúrbios e o esquema híbrido proposto apresenta um desempenho superior na detecção das falhas, mas não tão bom na rejeição aos distúrbios. Como continuidade do trabalho é proposta a implementação de uma terceira técnica no esquema híbrido.

A aviação de helicópteros e aeronaves de asas rotativas é extremamente versátil e demonstra sua efetividade operacional em inúmeras missões e em diversos cenários. Entretanto, cada cenário apresenta ameaças e fatores de risco que a tripulação deve analisar e gerenciar, a fim de evitar situações que possam expor a aeronave a riscos desnecessários. A Amazônia Legal apresenta características que, em situações isoladas ou acumuladas com outros fatores, podem se tornar potenciais fatores de risco e conduzir a um acidente. Esta dissertação, alicerçada em trabalhos clássicos de análise e gerenciamento de risco, apresenta métodos que tornam efetivo o gerenciamento de risco dos diversos ambientes nos quais a aviação opera. No caso desta dissertação são analisadas as características amazônicas, relacionando as que apresentam possibilidade de risco à aviação de helicópteros. Este arranjo, que emprega o Diagrama de Causa e Efeito, a Matriz de Impactos Cruzados e a Matriz de Vulnerabilidade, permite classificar os fatores de risco quanto à sua motricidade, orientando as ações de atenuação ou eliminação dos riscos. Após esta análise, a pesquisa sugere uma complementação à planilha de probabilidade do Método SIPAER (Sistema de Investigação e Prevenção de Acidentes Aeronáuticos) de Gerenciamento do Risco (MSGR), incluindo o fator Amazônico. A complementação do MSGR é aplicada em uma missão de helicóptero na região amazônica, a qual permite testar a hipótese de pesquisa. Ao final, são feitas recomendações e apontadas sugestões para trabalhos futuros.

Este trabalho é concernente à aplicação da teoria de controle linear robusto multivariável no desenvolvimento do projeto integrado dos sistemas de controle de vôo e propulsão para um helicóptero típico de alto desempenho com um único rotor principal, com a finalidade de melhorar suas características de manobrabilidade. Para efeito de projeto é considerado um modelo linearizado com 13 graus de liberdade, que caracteriza a dinâmica do veículo em malha aberta na condição de vôo pairado. O modelo inclui dinâmica de corpo rígido, dinâmicas de flapping, lead-lag e inflow do rotor principal, velocidade angular de rotação das pás e torque do motor. Pode ser mostrado que este tipo de aeronave é instável ao longo do envelope de vôo, e que os níveis de acoplamento entre os vários eixos são elevados. Em particular, as dinâmicas longitudinal e lateral são altamente acopladas, o que dificulta a separação dos eixos para projeto independente, como é usualmente feito no caso de projetos de sistemas de controle de vôo para aeronaves de asa fixa. A presença de dinâmicas não-modeladas e incertezas paramétricas devidas à imprecisão na identificação das derivadas de estabilidade e variação das mesmas com as condições de vôo, juntamente com distúrbios exógenos como rajadas de vento sugerem a utilização da teoria de otimização "H IND. infinito" em conjunto com técnicas analíticas baseadas no conceito de "valor singular estruturado", o que é comumente conhecido como -synthesis, no projeto das leis de controle. Os testes de desempenho e estabilidade foram executados nos domínios da freqüência e do tempo através da utilização do ambiente Simulink, especialmente preparado para simulação dos sistemas de controle de helicóptero. O resultado final é um sistema de controle de vôo e propulsão no domínio discreto, estável, robusto e que assegura propriedades aceitáveis de rastreamento, atenuação de distúrbios e desacoplamento em malha fechada.

Neste trabalho, investiga-se o projeto de controladores a parâmetro fixo, utilizando a técnica TFL/LTR (Target Feedback Loop/Loop Transfer Recovery) em combinação com duas estruturas de compensadores robustos, que serão avaliados com conjuntos de especificações para a estabilidade robusta e desempenho em um helicóptero de laboratório. Este helicóptero faz parte de uma classe de sistemas mecânicos denominados sistemas não-lineares subatuados, possuindo três graus de liberdade e dois atuadores. O modelo do helicóptero de laboratório foi produzido pela Quanser Consulting e simula alguns comportamentos típicos de uma aeronave tilt-motor em configuração de helicóptero com movimento em corpo rígido, permitindo a avaliação de diversas técnicas de controle multivariável. A dinâmica do helicóptero é descrita por um modelo de 6 ordem tendo como variáveis de estado os ângulos de deslocamento, elevação e arfagem. A primeira estrutura considerada na avaliação é o compensador LQG/LTR com o intuito de servir como referência para a avaliação de desempenho. A segunda estrutura consiste na modificação da técnica LQG/LTR. Esta não possui um nome específico, e neste trabalho denominar-se-á de estrutura #2. Para ambas as técnicas, os compensadores projetados devem solucionar o problema de rastreamento estável das trajetórias de referência, garantindo desempenho e estabilidade robusta, apesar de distúrbios paramétricos.

Este trabalho descreve a análise e simulação do fenômeno de resonância solo em helicópteros com rotores de duas pás. Este problema pode ser resolvido por uma análise de autovalores, no sistema girante, considerando-se propriedades isotrópicas do suporte e, pela aplicação da teoria de Floquet, no sistema não-girante, considerando-se propriedades anisotrópicas do suporte. Os resultados obtidos, via simulação, incluem os diagramas para as variações da freqüência e do amortecimento modais, em função da freqüência angular de rotação do rotor, com ênfase na região de instabilidade, e sua comparação com os diagramas clássicos apresentados por Coleman e Feingold para assegurar a validade, do ponto de vista teórico, do modelamento adotado.

Este trabalho posiciona-se no contexto do desenvolvimento tecnológico agregado crescentemente ao mercado de helicópteros pelo HUMS (Health and Usage Monitoring System), cuja filosofia traz, além de redução dos custos de manutenção, enorme avanço na garantia da aeronavegabilidade continuada, e, consequentemente, no nível de segurança de voo, preservando vidas e material. Suas inovações associadas orbitam em torno de diagnósticos antecipados e de prognósticos de falha apontados em tempo real por algoritmos dedicados, a partir do tratamento de dados coletados por sensores de vibração. Dessa possibilidade de se assegurar, preditivamente, uma extensão da vida útil de componentes e a substituição destes sempre antes que a falha ocorra, emerge a motivação dessa pesquisa. Seu objetivo é apresentar um modelamento analítico simplificado para a análise do sinal de vibração monitorado na estrutura de uma aeronave qualquer de asas rotativas, em detecção a defeitos equivalentes a um desbalanceamento e out-of tracking das pás. Essas são as degradações mais comuns do rotor principal, maior fonte das excitações periódicas transmitidas à fuselagem, cujas respostas vibratórias sob análise estão limitadas à frequência fundamental de 1 per rev. Essas respostas vibratórias foram simuladas numericamente em ambiente computacional MATLAB(R). O problema direto é apresentado em duas partes: a modelagem do sistema fuselagem-rotor convencionado como isotrópico, seguida da parte que introduz as anisotropias que simulam os defeitos geradores das informações de amplitude e fase das vibrações resultantes. Como aplicação do método, soluções do sistema não-linear que governa as equações são comparadas com resultados experimentais de ensaios em voo em uma aeronave típica com rotor principal tri-pá por meio de simulação, através de medidas em dois pontos da fuselagem definidos em manual pelo fabricante da aeronave.

O presente trabalho tem como objetivo analisar a resposta aeroelastica do rotor principal do helicóptero experimental de dois lugares Alpha One, em desenvolvimento pela Brascopter e que e equipado com um rotor do tipo bearingless. A analise foi realizada considerando o regime de voo pairado e que o rotor esta sujeito a uma perturbação, como por exemplo, uma rajada. Para tal, foi utilizado o software de elementos finitos para modelagem de sistemas multicorpos não-lineares DYMORE. O software permite a modelagem de sistemas complexos utilizando elementos deformaveis e rigidos. Apenas a flexbeam e a pá foram modeladas com elementos de viga (deformavel), os demais componentes do sistema do rotor, inclusive o sistema de comando, foram modelados com elementos rígidos e juntas cinemáticas. Para os elementos deformáveis e necessário o fornecimento da matriz com as constantes elásticas da seção transversal para o DYMORE. Para isso, um código em MatlabOR foi escrito para gerar a malha de elementos finitos da seção transversal, cujo único elemento estrutural considerado foi a longarina da pá. As constantes elásticas da seção foram calculadas através do software VABS. Duas configurações de seção foram consideradas, seção com célula simples e seção com célula dupla. Diferentes laminados foram analisados para cada configuração de seção. O MatlabOR também foi utilizado como ferramenta de integração, realizando a interface com o DYMORE e o VABS, além de ter sido utilizado para a realização do pós processamento dos dados dos sensores distribuídos ao longo dos componentes flexíveis e para a realização da analise de estabilidade aeroelastica, em que o método da exponencial complexa foi empregado. Os resultados mostraram que a configuração de seção com célula dupla não e capaz de produzir acoplamento pitch-flap suficiente para influenciar na resposta do rotor.

Este trabalho se propõe a estudar as possibilidades de aumentar a segurança de voo por intermédio de atualizações tecnológicas em helicópteros de segurança pública. O Esquilo HB 350/ AS 50, aeronave de concepção francesa montada no Brasil tem parcela majoritária na frota estuda e apresenta oportunidades de revitalização e integração de recursos para incrementar a efetividade. Esta avaliação não está restrita ao Esquilo, mas também é utilizável para outros helicópteros com as mesmas funções. O estudo de caso é a metodologia em uso para alcançar o objetivo. O primeiro caso é uma investigação do programa de atualização tecnológica da Marinha Americana desenvolvido no confiável helicóptero naval Kaman SH-2F Seasprite que é modificado para SH-2G Super Seasprite. O segundo estudo de caso é o da Polícia Militar do Distrito Federal, no qual o operador decide submeter seu único helicóptero modelo HB 350 B em AS 50 B2. São identificadas a viabilidade de tais procedimentos e seu impacto nas instituições. Anterior aos estudos de casos faz-se uma pertinente revisão teórica acerca da origem histórica da aviação de segurança pública. O aspecto do ambiente operacional, seu desenvolvimento e elementos de survivability da aviação de combate são adaptados a realidade brasileira e analisados sob um ponto de vista contemporâneo. Para abrir espaço às atualizações tecnológicas é considerada a importância da manutenção na segurança de voo e a experiência do uso do Health Usage Monitoring System em aviação militar e civil de offshore. O resultado é uma lista de recomendações e atualizações tecnológicas aos operadores e a aplicação de acessórios ideais para missões policiais bem como as prováveis consequências para a segurança de voo dos operadores que as adaptem conforme suas realidades e peculiaridades operacionais.

O presente trabalho consiste em uma compilação de autores e literaturas a respeito de investigação de acidentes com helicópteros, incluindo as contribuições aeromecânicas envolvidas. Entendendo alguns dos efeitos aeromecânicos peculiares das aeronaves de asas rotativas, o investigador encarregado de um acidente com helicóptero vai ter maior possibilidade de determinar a contribuição destes para o evento, tornando a investigação mais precisa e científica. Algumas técnicas de investigação que auxiliam o reconhecimento desses efeitos são abordadas e analisadas, com vistas a permitir a utilização do trabalho como fonte de consulta para os responsáveis pelas ações de investigação de acidentes. Com uma linguagem mais simples e voltada para o entendimento preliminar dos efeitos aeromecânicos, o guia técnico desenvolvido nessa dissertação não pretende esgotar o assunto, mas sim complementar a literatura existente no Brasil sobre investigação de acidentes com helicópteros. Dessa forma, almeja-se que os conhecimentos sejam nivelados em torno da coletividade de investigadores do SIPAER, contribuindo para a melhoria dos trabalhos relacionados à segurança da aviação em nosso país e ajudando a alcançar o principal motivo de uma investigação: a prevenção de novos acidentes relacionados a helicópteros e aeronaves de asas rotativas.