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.

Este trabalho tem por objetivo estudar o emprego da metodologia de Projeto de Experimentos, empregando-se Quadrados Latinos na análise de vibrações em aeronaves de asas rotativas. São avaliados os efeitos devido ao rotor principal, na condição de vôo à frente, para emprego como ferramenta inicial de controle preditivo de manutenção e permitir o desenvolvimento futuro de sistemas de gravação de dados. Para tanto, identificam-se as freqüências de interesse que são transmitidas à fuselagem e desenvolve-se o processo de planejamento de experimento, monitoramento e análise de resultados, aplicando-se um modelo estatístico fundamentado na Análise de Variância com intervalo de confiança de 95%. O Projeto de Experimentos propriamente dito abrange três princípios básicos visando garantir a isenção de tendências nos dados obtidos: randomization, replication e blocking. Propõe-se então um método para análise de vibrações apresentando-se passos a serem seguidos permitindo o seu desenvolvimento em uma seqüência sistemática. Neste contexto, identificam-se as variáveis influenciadoras do processo, seus valores de interesse e emprega-se uma ferramenta que permita eliminar a influência de fatores indesejados, permanecendo apenas o efeito da velocidade, por ser conhecido. Em seguida, são efetuadas verificações da validade dos dados permitindo análises consistentes. A aplicação do método proposto é realizada através de uma modelagem computacional, empregando-se o software "R", para a avaliação do incremento de vibração das aeronaves Eurocopter modelo AS-355. Apresenta-se ainda um estudo preliminar para as aeronaves Sikorsky modelo Sea King, denotando a flexibilidade de aplicação em aeronaves com características diferentes, sendo de interesse a conclusão deste último em estudos futuros.

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.

This work presents an extensive analysis on the linear and nonlinear behavior of three degrees of freedom typical airfoil section oscillating in a bidimensional incompressible flow. The nonlinearity is introduced by means of control surface freeplay. The theoretical modeling of the aeroelastic system is reviewed from structural and aerodynamic standpoint. Two methodologies are used for generalized unsteady aerodynamic loads calculation: one developed by Theodorsen in frequency domain and other developed by Peters completely in time domain. Comparisons among the main flutter solution techniques available in literature are presented and discussed. These analyses provide guidance for the subsequent nonlinear analysis. On the nonlinear field, the limit cycle behavior is demonstrated through bifurcation diagrams, obtained via numerical simulations in time domain and harmonic linearizations in frequency domain. Moreover, the effects of aerodynamic loads selection are also discussed.

O objetivo deste trabalho é focalizar um modelo aeroelástico simples, cujos parâmetros são utilizados em outros trabalhos para possibilitar a validação dos estudos e, a partir deste modelo empregar técnicas de análise de estabilidade considerando variações paramétricas da planta e projetar um sistema de controle robusto para ampliar a estabilidade calculada. Este trabalho apresenta a modelagem de uma seção típica aeroelástica com três graus de liberdade para o estudo da estabilidade aeroservoelástica robusta. As forças aerodinâmicas não-estacionárias foram modeladas seguindo a metodologia de Theodorsen e a Aproximação Racional de Roger foi utilizada para a apresentação do modelo aeroelástico em espaço de estados. A análise de estabilidade do modelo nominal foi realizada através do Método K, Lugar Geométrico das Raízes e dos Valores Singulares Estruturados e verificou-se a coerência entre os resultados obtidos. Inseriram-se incertezas paramétricas aditivas na planta e calculou-se a margem de estabilidade robusta a estas incertezas. Os sistemas de controle ativo foram projetados através de técnicas de projeto de controladores H8-ótimo por Iteração-? considerando incertezas paramétricas como perturbações no modelo e através de Fatoração Coprima. A mecanização computacional do projeto foi efetuada em ambiente MATLAB, e foram utilizadas as funções disponíveis no -Analysis and Synthesis Toolbox e Robust Control Toolbox.

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.

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.

Esta tese apresenta a analise, teorica e experimental, da tecnica de interferometria optica aplicada na caracterizacao de microvibracoes em superficies de solidos. Na parte teorica, analisa-se configuracoes interferometricas homodinas e heterodinas dos tipos Zehnder e Michelson. As aplicabilidades destas configuracoes para caracterizacao de microvibracoes superficiais de naturezas transversal e longitudinal sao discutidas mediante uma formulacao matematica, desenvolvida nesta tese, que constitui uma sintese de trabalhos independentes apresentados por diversos autores. Na formulacao proposta, as microvibracoes sao geradas por ondas elasticas volumetricas incidentes na superficie de um solido nao transparente a radicacao optica. Nesta abordagem, eis os parametros relevantes da vibracao: amplitude, velocidade de propagacao, frequencia e orientacao de deslocamento das particulas. A sensibilidade do interferometro heterodino com relacao a amplitude de vibracao tambem e determinada. Na parte experimental, a configuracao interferometrica investigada e do tipo Mach-Zehnder, onde o feixe optico do braco sensor incide na superficie de um solido que suporta uma onda elastica volumetricagerada por transdutor piezoeletrico. Neste arranjo, utilizou-se um circuito PLL para demodulacao do sinal optico de saida do interferometro. Os resultados experimentais incluem ensaios com microvibracoes continuas e pulsadas. Atraves deles, foi possivel estimar parametroselasticos do material em boa concordancia com aqueles obtidos por tecnicas convencionais.

Atualmente, o conhecimento aprofundado e desenvolvimento das tecnologias disponíveis e suas aplicações torna-se tão importante quanto o desenvolvimento de novas tecnologias. O fresamento em cinco eixos é um processo que atende a vários setores de fabricação com fundamental importância para o domínio tecnológico nos setores industrial aeronáutico e de geração de energia elétrica. Os vários componentes, como componentes de turbina, em especial de rotores, estatores, impelidores e suas pás, encontram vantagens na manufatura por fresamento em cinco eixos. A utilização do fresamento em cinco eixos para a fabricação de componentes de turbinas a gás é caracterizada por uma série de fatores complicadores que estão relacionados com aspectos geométricos desses componentes, de seus materiais (propriedades físicas e mecânicas) e da própria cadeia do processo, que podem não somente tornar a aplicação do processo ruim como também inviável ou impossível. O objetivo principal deste trabalho é fornecer um conjunto de avaliações pertinentes à usinagem de componentes de paredes finas de titânio, além de apontar cuidados com alguns parâmetros e fenômenos intrínsecos dos processos de fresamento e agravados pelos processos de usinagem em cinco eixos de paredes finas.