À medida que a separação de freqüências entre os modos de corpo rígido da aeronave e os modos de vibração estrutural torna-se mais estreita, o tratamento tradicional da mecânica do vôo da aeronave considerada como corpo rígido pode não ser eficiente. Neste trabalho é apresentado um panorama sobre o tratamento da aeronave como corpo deformável, tanto em termos da dinâmica do vôo como do projeto de sistemas de controle. As equações do movimento tridimensional da aeronave são determinadas através do enfoque da mecânica lagrangeana. As cargas aerodinâmicas incrementais que aparecem devido à vibração são modeladas através da teoria das faixas, com hipótese quase-estática e em regime incompressível. A dinâmica estrutural é determinada através da técnica de decomposição modal. Desta forma, a influência da vibração sobre o carregamento aerodinâmico é determinada em termos de derivadas de estabilidade estruturais generalizadas. O projeto de sistemas de aumento de controle para aeronaves flexíveis é então abordado. A dinâmica estrutural é considerada como incerteza da planta nominal de corpo rígido ou como perturbação de entrada. A aplicação do método H8 para o projeto de controladores de estrutura fixa é então estudada segundo duas diferentes metodologias. Os projetos também contemplam a rejeição a entradas de rajada, segundo modelo estocástico de Dryden.

As técnicas de controle ativo de vibrações (AVC) têm sido bastante desenvolvidas em diversas áreas da indústria, especialmente na aeronáutica. O presente trabalho trata de um sistema de controle ativo de vibrações, com múltiplas entradas e múltiplas saídas que atua em uma banda larga de frequências a fim de reduzir os níveis vibratórios de uma estrutura aeronáutica (seção de fuselagem do ERJ 190) sob excitação de um ruído branco. A planta teve suas FRFs reconstituídas à partir da metodologia de autovalores e autovetores, cujos valores são provenientes de um modelo numérico. O algoritmo de controle é o Fx-LMS implementado com estruturas não-recursivas (filtros FIR), tendo 7 entradas e 6 saídas, o qual apresentou reduções na banda de frequência considerada de, aproximadamente, 15dB para todos os pontos controlados. Tais resultados, se inseridos em um contexto de controle de ruído, podem reforçar a vertente do contole de ruído através do controle ativo das vibrações estruturais, técnica atualmente referenciada por ASAC - Acoustic Structural Active Control.

No curso de sua missão, um veículo espacial é submetido a ambientes severos de vibrações e ruído. É portanto imperativo que um conjunto de meios de ensaio simule no solo as condições ambientais ligadas à vida do veículo. Durante a realização de ensaios mecânicos de cargas úteis espaciais, a resposta de numerosos sensores, na sua maioria acelerômetros, extensômetros e microfones, é analisada através de sistemas de aquisição e processamento que garantem o condicionamento e a amostragem dos sinais, e o tratamento dos dados. A aquisição e o tratamento dos dados de ensaios mecânicos realizados no Instituto de Aeronáutica e Espaço têm sido efetuados pelo sistema General Radio modelo 2515, que é um sistema antigo e que não vem proporcionando plena satisfação. Isto motivou a elaboração deste trabalho que reúne os resultados do estudo sobre a especificação do novo sistema de aquisição e processamento de dados que será utilizado nos ensaios de vibração mecânica especificados pela norma MIL-STD-810 e ensaios de análise modal realizados no Instituto.

As normas cada vez mais exigentes de conforto acústico de passageiros em aviões comerciais demandam estudos detalhados das características vibro acústicas de subsistemas estruturais, e o desenvolvimento de técnicas para eliminação e controle do ruído acústico e vibracional em cabines aeronáuticas. Entre os subsistemas utilizados no controle do ruído acústico, os painéis com revestimento visco-elástico e as placas reforçadas são as estruturas mais comumente utilizadas na indústria aeronáutica. Vários estudos têm sido realizados com o objetivo de caracterizar as propriedades do ruído interno em cabine de aeronaves, associado ao ruído irradiado pela vibração estrutural bem como o ruído externo gerado pelos motores. O presente trabalho discute o problema da modelagem vibro-acústica em painéis através da técnica de Análise Estatística Energética (ou "Statistical Energy Analysis-SEA") e sua utilização na predição do campo sonoro irradiado por essas placas (Lyon, DeJong, 1995). Neste trabalho considerou-se a utilização do aplicativo comercial AutoSEA para análise do problema de acoplamento fluido-estrutura. Para o desenvolvimento, foram gerados dois modelos vibro-acústicos. O primeiro modelo simulou dois ambientes acústicos separados por uma placa simples e o outro simulou dois ambientes acústicos separados por uma placa reforçada. Uma fonte acústica primária foi colocada num dos ambientes que através de uma excitação especificada acionou a placa isoladora fornecendo a resposta acústica no outro ambiente, e desta maneira caracterizou as propriedades de transmissibilidade da placa isoladora para os dois modelos. A técnica da Análise Estatística Energética apresenta vantagens sobre os outros métodos numéricos existentes, pois os custos são menores e o modelo foi criado em um tempo computacional muito menor. Pôde-se observar o comportamento da transmissibilidade com a adição dos reforçadores e de outros parâmetros importantes para o estudo bem como a melhor forma de melhorar as características do sistema.

The main purpose of this work is to model dynamically the latero-torsional response of the structure of a landing gear using identification techniques. The emphasis is placed on identifying this motion on aircraft twin-wheeled telescopic main landing gears. Between the many possible model structures, a linear polynomial ARX and ARMAX model structures and a state space model structure were adopted, all of them discrete models. Structures of the Output-Error (OE) e Box-Jenkins (BJ) type were also analysed but were discarted. The coefficients of the ARX model are obtained through least square techniques and the ones for the ARMAX by using the extended least square estimator. The ones for the state space model are obtained through subspace projection techniques for obtaining the states e also by least square for obtaining the dynamic matrices. The system dynamical equations are developed for a better understanding of the physical problem. The landing gear lateral and torsional structural deflections, wheels rotations and tire angular slip are considered as degrees of freedom of the model. The problem physics and correlation analysis was used for obtaining the polynomial model and state space model order and input delay respectively. For the ARX and ARMAX models, it is proposed an order reduction and obtention of a second order model. Using the transfer function obtained from this model it is possible to find the frequency and damping of the landing gear modes. For the state space model, through the obtention of the dynamical matrix and its eigenvalues it is possible to find the frequency and damping of the landing gear modes. The results obtained through these techniques are compared.

Este trabalho apresenta uma formulação variacional para cascas finas rasas com dupla curvatura, tendo como variáveis de campo o deslocamento transversal e a função de tensão de Airy. São obtidas as condições de contorno do problema e as equações de Euler-Lagrange. A formulação de um elemento finito baseado no princípio variacional é obtido. Como verificação e aplicação, vários resultados numéricos são obtidos e comparados com outros resultados disponíveis. Com base na presente formulação do elemento finito a técnica de superposição modal é usada para obter a resposta dinâmica de cascas achatadas sob excitação harmônica.

A three-layer finite element model for the analysis of sandwich plates with laminated composite face-sheets is evaluated. In the model, the face-sheets are represented as Reissner-Mindlin plates and the core is modeled as a three-dimensional continuum. This representation allows accurate modeling for a wide range of core types. The three-dimensional problem is reduced to two dimensions by analytical through-thickness integration of the energy expressions for the evaluation of elastic and geometric stiffness, and mass matrices. The results from this model are compared to finite element results based on solid elements, laminated Reissner-Mindlin, and laminated classical plate theory. The objective of the work is to analyze the following aspects of sandwich plates using the developed model for a broad range of core stiffness: natural frequencies and corresponding mode shapes, critical buckling loads, stress stiffening effects, and the dynamic analysis including piezoelectric actuation on the face-sheets. When large differences between face-sheet and core stiffness is present it is illustrated that traditional laminate theories yield significant inaccuracy. Moreover, unlike plate models, the present theory is also capable of representing a variety of three dimensional boundary conditions. Furthermore, compared to solid models, the present sandwich model avoids numerical problems due to three dimensional element aspect ratio that facilitates modeling sandwich plates with thin faces and thick core. Therefore, the present model provides a powerful general tool for a wide variety of structural analyses of sandwich plates.