Este trabalho tem por objetivo principal informatizar as atividades do cálculo do Nível de Ruído Efetivo Percebido ("EPNL"- Effective Perceived Noise Level) do ruído externo de avião. Essa ée uma ferramenta importante que passa a estar disponível no CTA/IFI/CAvC. A metodologia utilizada está totalmente baseada nos itens 4 e 9 e respectivos sub-itens do Anexo 16, Volume I da Organização de Aviação Civil Internacional (OACI ). Os resultados obtidos são satisfatórios, concordando em menos de 0,7 % com os resultados obtidos por firma estrangeira de consultoria em ruído aeronáutico.

Este trabalho apresenta uma técnica de modelagem, identificação e implementação experimental de controle ativo de vibração estrutural utilizando o algoritmo híbrido Feedforward IIR: HFuRLS. O controle híbrido constitui-se de um algoritmo Feedforward IIR e Feedback FIR adaptativo desenvolvido a partir do algoritmo mínimos quadrado recursivo (RLS). O aparato experimental compreende uma viga de alumínio e uma placa de material compósito, com condições de contorno engastadas. As fontes de vibração primárias e secundárias são constituídas por dispositivos piezelétricos. Dois acelerômetros foram utilizados para medidas de sinais de referências e de erro. O controle em tempo real é implementado com um processador digital de sinais modelo ADSP 21160. Os algoritmos de controle foram desenvolvidos em linguagem C/C++ e Assembler. Nos testes para análise de desempenho dos algoritmos, foram utilizados sinais do tipo varredura em freqüência (chirps periódico) e sinais aleatórios de banda larga, entre outros. A efetividade do controle ativo proposto é avaliada comparando-se os resultados com e sem controle ativo de vibração aplicado à viga e placa de material compósito.

Neste trabalho, um modelo baseado em uma generalização de um modelo simplificado é proposto para a análise numérica de shimmy em trens-de-pouso principais de aeronaves. A haste principal é modelada utilizando elementos finitos sólidos. Ela é aproximada por uma viga admitindo que as seções transversais são rígidas. Graus de liberdade de rotação são introduzidos utilizando equações de restrição e o número de graus de liberdade é reduzido utilizando uma condensação de Guyan. O modelo reduzido é validado através da comparação das freqüências naturais e as formas modais com o modelo completo. A acurácia do modelo reduzido pode ser controlada pelo número de graus de liberdade mantidos. O side-stay é modelado como uma barra conectada a um ponto arbitrário da haste principal. Equações de restrição são acrescentadas para calcular os deslocamentos na junta em função dos graus de liberdade mantidos. O comportamento do pneu é representado por um modelo straight tangent. As equações de movimento do modelo são obtidas usando uma abordagem Lagrangeana. Métodos numéricos são utilizados para estudar a estabilidade do sistema. O modelo proposto foi usado para verificar a influência da distância do trail, do pneu e dos parâmetros estruturais no comportamento dinâmico do trem-de-pouso. O modelo proposto mostrou-se versátil, fornecendo bons resultados mesmo com um número reduzido de graus de liberdade.

Este trabalho tem como objetivo mostrar a utilização de uma técnica para estimar o nível de ruído interno de uma aeronave, servindo como alternativa às limitações encontradas nos métodos determinísticos, tais como Elementos Finitos e Elementos de Contorno. Para a referida aplicação, foi utilizada a técnica Análise Estatística de Energia (SEA) para ruído na faixa de alta freqüência. Para auxiliar a execução do trabalho foi utilizada a ferramenta computacional baseada na teoria da técnica SEA, conforme Lyon & Dejong (1), para simulação de sistemas dinâmicos. Aplica-se a teoria SEA para revisão dos níveis de pressão sonora na cavidade interna de uma aeronave. Esta teoria ée utilizada, já que as análises de sistemas aeronáuticos devem ser realizadas para a investigação, considerando os modos de altas ordens. Assim, utilizando-se técnicas estatísticas, podem-se obter respostas dinâmicas num espectro de freqüência mais largo, com consideráveis níveis de aceitação, sem as limitações impostas por métodos determinísticos, citados acima. Neste trabalho são constituídos modelos da seção de uma fuselagem onde ocorre a fixação asa/fuselagem, para uma análise de sensibilidade da influência da localização de fontes, das fontes de ruído e da rigidez da estrutura. Desta maneira, pode-se comparar as respostas acústicas na cavidade de cabine para os casos em estudo. São realizados três grupos de simulação. O primeiro grupo de simulação visa analisar a importância da localização das fontes excitadoras no modelo. O segundo grupo tem como objetivo verificar a influência das fontes excitadoras. Já o terceiro estuda diferentes estruturas para verificar a influência da rigidez no nível de pressão sonora do interior da cabine.

O trabalho apresenta um estudo do princípio da superposição através da aplicação da Integral de Duhamel para a obtenção da resposta a uma excitação harmônica do ângulo de ataque. Como entrada para a Integral de Duhamel foram utilizadas respostas indiciais obtidas com a utilização de uma ferramenta de CFD desenvolvida pelo IAE/CTA. As respostas indiciais foram obtidas a partir de excitações em degrau de baixa amplitude no ângulo de ataque de um perfil NACA0012 em escoamento com número de Mach igual a 0.3. O estudo mostrou que mesmo que a ferramenta de CFD seja capaz de gerar uma resposta indicial é importante a validação dessa resposta indicial como uma resposta de boa qualidade para a utilização de sua derivada na Integral de Duhamel. Os resultados obtidos com a Integral de Duhamel utilizando uma boa resposta indicial como entrada foram comparados com uma simulação direta de um movimento harmônico realizada com a mesma ferramenta de CFD. A comparação demonstrou que os resultados foram bastante satisfatórios.

No estudo da mecânica e controle de voo, uma aeronave é dita flexível quando as frequências naturais dos primeiros modos de vibração estrutural se encontram próximas da frequência natural do modo de período curto. Tal característica, evidenciada em aeronaves excepcionalmente longas e leves como o bombardeiro B1 Lancer, pode levar a um detrimento significativo da qualidade de voo. Neste trabalho o modelo da aeronave B1 é utilizado para a aplicação da técnica de controle H? por realimentação estática de saída. O controlador é um rastreador de ângulo de arfagem com amortecimento das vibrações estruturais. O projeto resultante é aplicado a modelos que incorporam incertezas paramétricas e não paramétricas para os quais se demonstra bom desempenho e robustez.

Optimization has been playing a very important role in the orbit and attitude control, and structural design of spacecraft since the advent of the space era. It is well known that weight, space, energy, and time are among the most important constraints that guide the space missions planning. the optimization has a wide field of applications even if only the space area is considered. In this work the focus is on the structural and control optimization of Large Space Structures (LSS). the structural and the control optimization are separete disciplines that have had application in space missions since the early days of the space era. However the integrated problem is recent. The terminology "Integrated" here stands for an optimization process that takes into account simultaneously aspects of both areas: Structures and Control. The main goal of this new field in space sciences is to obtain an optimal integrated system under the point of view of the Structure and Control disciplines. In this sense this approach creates a necessary bridge between structural and control groups for they have been working separately and facing integration problems during the whole history of the space conquest mainly when the spacecraft is large and has a complex structural configuration. In the case treated here the optimization aims to obtain the minimum weight of a structure while satisfying constraints involving frequencies, control damping and weight of structural appendages. The control is designed together with the structure to damp the structural vibration and pitch motion (attitude control). the gravity-gradient is considered as a source of external torque, characterizing the space environment. One of the strongest challenges to solve the integrated structural/control optimization problem is that of software integration. If computer codes are to be developed they must have structural and control optimization capabilities and which may be by itself a separate problem. The idea that has guided this work is the use of existing software. In this way no computational packages have to be built. However the difficulty of integrating existing software must be considered before embarking in such a comprehensive task. In this research the ORACLS (Optimal Regulator Algorithms for the Control of Linear Systems) software was chosen from the control side. From the structural area the NEWSUMT-A (New Sequential Unconstrained Minimization Technique) and OPT (OPTmization) computer programs were chosen. MATLAB (MATrix LABoratory) software has also been used for the control of the transient phase. The linear quadratic regulator (LQR) technique was used to solve the vibration and control problem while the sequential unconstrained minimization techniques (SUMT) were used to attack the structural part of the problem. This means that the SUMT and the LQR (Linear Quadratic Regulator) were used simultaneously through two integrated computer programs to solve the structural and control problem. The Generalized Reduced Gradient method (GRG) has also been used in conjunction with the LQR to solve a more simplified version of the Large Space Structure treated here. In this research the integrated structural/control method is used to optimally design a Large Space Structural system with and without articulation subject to the gravity-gradient. The result demonstrates that it is possible that the control area consideration may impose some restrictions on the structural design if integrated software can work to solve the problem. The improvements in the weight an control efforts are significant as compared with the original (non-optimal) design. However, the computer cost to solve problems with large numbers of design variables and constraints must be balanced; otherwise the problem solution may become prohibitive under cost aspects. That is, an optimal integrated system under the structural and control consideration may have a solution cost which is not et all optimal.

As estruturas dos satélites são fortemente solicitadas durante a fase de lançamento, pelos esforços induzidos pelo veículo lançador. A estrutura do satélite tem um papel preponderante tanto no aspecto de massa, quanto em relação à ocorrência de falhas estruturais que comprometeriam a missão do satélite. Por essa razão faz-se necessária a análise das diferentes solicitações estruturais dada a sua importância para o dimensionamento do satélite, de maneira a poder definir com boa precisão as cargas de dimensionamento a serem utilizadas pelos projetistas da estrutura do satélite, objetivando tanto a redução da massa quanto o aumento da confiabilidade estrutural. Este trabalho apresenta e verifica a aplicabilidade e validade de um método de análise da resposta dinâmica de estruturas de satélites quando submetidas a vibrações de baixas freqüências e em banda larga. O método utiliza o conceito de sensibilidade da resposta do sistema a variações dos parâmetros físicos da estrutura. São apresentados definições sobre a terminologia, as funções básicas das estruturas, a classificação e tipos de estruturas, elementos empregados na confecção da estruturas de satélites e os esforços atuantes. A seguir são apresentados conceitos gerais sobre a resposta dinâmica das estruturas e feito o detalhamento do método de análise. Finalmente é apresentada a comprovação do método de análise, através do cálculo da resposta de dois sistemas, o primeiro sendo um sistema de dois graus de liberdade e o segundo uma viga engastada.

A integração e qualificação de cargas externas em aeronaves é um problema que requer estudos detalhados a fim de se prever o comportamento dinâmico da estrutura da aeronave após a mudança de configuração. Entretanto, a solução de problemas dinâmicos que envolvem modelos complexos pressupõem uma elevada capacidade computacional. Como conseqüência direta, o custo de projeto torna-se elevado. No presente trabalho, técnicas de Síntese Modal são apresentadas como uma alternativa ao modelamento de grandes sistemas, tanto no que se refere a uma menor necessidade de utilização de recursos computacionais, bem como pela facilidade de se integrar modelos desenvolvidos em paralelo por diferentes equipes de trabalho e que possam, até, estar atuando em locais diferentes. A idéia principal do método consiste em analisar partes da estrutura, representá-las pelas suas freqüências e modos naturais de vibração e , finalmente, acoplar os modelos das subestruturas em questão na base modal. O desempenho do método é avaliado pela sua aplicação em três modelamentos diferentes, compostos por uma asa e um míssil, e posterior comparação das freqüências naturais de vibração obtidas com a solução exata, i.e., com as freqüências naturais de vibração previamente conhecidas do modelo, focando-se na precisão obtida e no tempo de processamento utilizado.

Este trabalho apresenta o estudo, a utilização e a comparação de diferentes técnicas para a identificação operacional dos parâmetros modais da estrutura da Carga Útil do veículo de sondagem suborbital VSB-30. Para isso, são abordados os conceitos básicos envolvidos na Análise Modal Experimental Clássica e Operacional e os métodos de identificação dos parâmetros modais. A utilização da Análise Modal Operacional permite a identificação dos parâmetros modais de uma estrutura a partir de suas condições reais de funcionamento. Uma vez estudados os conceitos básicos necessários e de posse das principais características da Carga Útil é montado o setup para a aquisição dos dados experimentais da estrutura da Carga Útil, a aquisição e identificação dos parâmetros modais da estrutura são realizadas com o auxilio dos softwares Pulse Labshop, OMA, Pulse Reflex e MATLAB respectivamente. A identificação dos parâmetros modais operacionais do sistema é realizada no domínio do tempo utilizando os algoritmos de Identificação no Subespaço Estocástico (SSI): SSI-UPC (Principal Componente não Ponderado); SSI-PC (Componentes Principais) e SSI-CVA - Algoritmo de Variáveis Canônicas) e no domínio da frequência utilizando os algoritmos: FDD (Decomposição no Domínio da Frequência); EFDD (Decomposição Avançada no Domínio da Frequência) e CFDD (Decomposição no Domínio da Frequência por Ajuste de Curva). Os resultados são validados utilizando a ferramenta de validação MAC (Critério de Confiança Modal) e mostram que as técnicas de identificação operacional apresentadas - tanto no domínio do tempo como no domínio da frequência - são capazes de estimar os parâmetros modais da estrutura da Carga Útil utilizando apenas as respostas.