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.

Neste trabalho, apresenta-se um estudo numérico de rotores sustentados por mancais hidrodinâmicos. Para tanto, desenvolvem-se as formulações de mancais infinitamente longos, com reaçõees a cargas dinâmicas deduzidas a partir da integração da solução da equação de Reynolds, para mancais com a cavidade (folga) entre o eixo e a parede interno do mancal, totalmente preenchidos de óleo não cavitados (full Sommerfeld), bem como para mancais com a cavidade parcialmente preenchidas por óleo, por efeito da cavitação (solução de half Sommerfeld). Os coeficientes dinâmicos de rigidez e amortecimento calculados a partir da equação de Reynolds com base em um óleo mineral comercial através de uma rotina escrita em C++ são responsáveis pela sustentação do rotor garantindo o funcionamento do conjunto rotativo. Com isso tem-se os coeficientes dinâmicos em função do tempo que acoplam o rotor flexível ao mancal hidrodinâmico As formulações desenvolvidas para as matrizes de rigidez e amortecimento foram aplicadas a um modelo numérico de um rotor composto por elementos de vigas (implementado em C++), assim como a um modelo de um rotor composto por elementos sólidos (utilizando programa comercial). A formulação do rotor por elementos de viga permitiu um estudo numérico do sistema rotor baseado em reações não lineares para o mancal, onde pode-se perceber que a formulação do mancal completamente cheio de lubrificante ou "full Sommerfeld"possui instabilidades numéricas severas, decorrentes da própria natureza das matrizes de rigidez desenvolvidas. Por outro lado, a formulação do mancal parcialmente cheio ou "half Sommerfeld" apresentou resultados apreciáveis, incluindo o efeito de precessão conhecido como half-speed whirl. A formulação do rotor por elementos sólidos foi feita com base nas matrizes de rigidez e amortecimento calculadas pela rotina em C++, que linearizaram as reações do mancal. Esta formulação linearizada permitiu a realização de análises modais e harmônicas dos sistemas rotores. Nestas análises, mais uma vez, a formulação de half Sommerfeld mostrou-se mais estável, apresentando resultados próximos aos encontrados na literatura.

Esta tese apresenta a caracterização de um atuador com Liga de Memória de Forma (LMF) para a deflexão e controle de vibração da superfície de controle de uma estrutura aeroelástica levando em conta as propriedades da liga. Para descrever essas propriedades, utilizou-se um modelo constitutivo que é capaz de prever o comportamento da liga sujeita a cargas termomecânicas complexas. Neste contexto, as LMF são usadas na forma de atuadores que auxiliam no controle ativo da estrutura aeroelástica devido à sua capacidade de variação de amortecimento e rigidez. Neste trabalho descreve-se a modelagem matemática do sistema aeroelástico com o atuador LMF incorporado, levando em conta as forças aerodinâmicas não estacionárias que são modeladas seguindo a metodologia de Theodorsen e Wagner. Nos primeiros capítulos desta tese desenvolveu-se um estudo numérico que permite analisar o comportamento estático e dinâmico da estrutura aeroelástica na presença do atuador com memória de forma incorporado na seção típica. Em seguida, desenvolveu-se um sistema de controle de posicionamento da superfície de controle baseado na teoria de estrutura variável (CEV), estrutura variável baseada na temperatura (TCEV) e modos deslizantes (SMC). É necessário aos controladores o conhecimento das variáveis de estado, portanto, para a estimação das variáveis de estado do atuador LMF (tensão mecânica e temperatura) é empregado o filtro de Kalman estendido. Tais estimativas serão utilizadas no controlador TCEV. Resultados de simulação computacional demonstram a viabilidade do uso de atuadores leves de ligas com memória de forma tanto para controlar o movimento da superfície de controle de uma seção típica quanto para a supressão do fenômeno de flutter.

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.

O presente trabalho busca contribuir com a expansão do desenvolvimento tecnológico e científico na geração de energia elétrica da modalidade eólica. O trabalho apresenta em detalhes as principais considerações e carregamentos em como proceder as análises para o dimensionamento de uma torre cônica tubular metálica para um gerador eólico de 100 kW. São considerados os aspectos de vibrações mecânicas e de análise estrutural estática, tanto da estrutura global como a análise detalhada das juntas parafusadas pré-tensionadas. O trabalho se justifica pela necessidade de redução de custo e pelo desenvolvimento de estruturas mais eficientes para as diversas regiões do país que possuem diferentes potenciais energéticos para geração de energia eólica.

Neste trabalho são comparadas as caraterísticas aeroelásticas do Veículo Aéreo Não Tripulado (VANT) Vector-P com as caraterísticas aeroelástica identificadas a partir de um ensaio em voo. Para a análise aeroelástica numérica foi determinada previamente a informação modal da aeronave por meio de um ensaio experimental de vibração em solo (GVT). Foi estimada a variação das frequências e do amortecimento aeroelástico em função da velocidade do escoamento. São examinados os efeitos da variação de altitude, da representação aerodinâmica da fuselagem, e da sensibilidade frente alguns modos estruturais, nas caraterísticas de flutter. Baseado no GVT foi planejado um ensaio em voo, onde foram coletas respostas de aceleração em vários pontos da aeronave. Foi aplicada a metodologia de Análise Modal Operacional (OMA), usando a técnica de decomposição no domínio da frequência (FDD). Esta técnica está fundamentada na decomposição em valores singulares (SVD) das densidades espectrais de potência dos sinais de saída do sistema. Tanto no tratamento numérico como no experimental observou-se que não existem instabilidades aeroelásticas no envelope de voo do Vector-P. Os resultados mostram que possível usar apenas os parâmetros modais experimentais para estimar as caraterísticas aeroelásticas numericamente, desde que estes parâmetros sejam bem descritos. Também mostram que é possível utilizar a técnica FDD para identificar a evolução dos parâmetros dinâmicos em voo.

O presente trabalho tem como foco verificar a validade da ferramenta de análise modal operacional aplicada na identificação de parâmetros modais de uma aeronave em voo, a partir da excitação por turbulência contínua. Para atingir este propósito foram realizados estudos sobre as teorias que fundamentam a análise modal teórica, experimental e operacional. Nesta última, a metodologia é aplicada baseada no conhecimento apenas da resposta do sistema estudado, sem o conhecimento dos sinais de excitação. Como técnica utilizada para implementar a metodologia proposta foi escolhida a de Decomposição no Domínio da Frequência Melhorada (EFDD - Enhanced Frequency Domain Decomposition) para a identificação dos parâmetros dinâmicos de uma aeronave F-5EM em voo. Esta técnica tem como premissa básica que a excitação do sistema estudado seja realizada através de um sinal do tipo ruído branco, implicando que a matriz de densidade espectral de potência do sinal de entrada deve ser constante. A identificação dos parâmetros é baseada na Decomposição em Valores Singulares (SVD) da matriz de densidade espectral de potência dos sinais de resposta do sistema, sendo este processo de avaliação realizada através do software OMA. Para verificar a coerência com a teoria, foi estudada a caracterização da turbulência contínua, de modo a verificar seu comportamento característico de ruído branco, buscando identificar uma matriz de densidade espectral de potência constante para o intervalo de frequências de interesse, ou seja, de 0 a 100 Hz. Além disso, foram verificados pontos relevantes sobre as principais fases de uma campanha de ensaios, ressaltando a importância da participação em conjunto das equipes solicitantes de dados, de instrumentação e de execução dos ensaios, desde o planejamento até a coleta de dados. Os dados coletados nesta campanha de ensaios em voo foram comparados com os obtidos em trabalhos anteriores e foram verificadas consistências nos parâmetros observados, sendo possível obter com clareza os modos de vibração da aeronave estudada. A metodologia foi, desta forma, considerada válida, sendo sugeridas propostas de trabalhos futuros, de forma a aumentar sua robustez.

Este trabalho apresenta uma formulação variacional consistente para a modelagem de placas laminadas com atuadores piezoelétricos. Um programa computacional de elementos finitos para análise de placas laminadas minidas de atuadores piezoelétricos incluindo efeitos de enrigecimento por tensão, foi adaptado para projetar os experimentos de validação da formulação proposta. Na parte experimental do trabalho, foram realizados ensaios para caracterizar o campo de deformação induzido pelos atuadores piezoelétricos, bem como o comportamento mecânico da placa em trmos de sua rigidez à flexão e freqüências naturais de vibração.

Este trabalho apresenta um sistema de controle de estruturas flexíveis (placas) fazendo uso de um torque desenvolvido por uma planta hidráulica. A estrutura flexível está montada em um mancal hemisférico a gás, construído no ITA para medidas de propriedades de massa, que flutua sobre um colchão de ar e gira com atrito desprezível, posicionando a placa em uma determinada posição angular. A atuação do torque excita diversos modos de vibrações da placa, possibilitando identificar diversos parâmetros dinâmicos das plantas hidráulica e flexível. Por outro lado, a ação de um controlador analógico ou digital na malha de controle, permite gerar um torque para minimizar as amplitudes máximas dessas vibrações, quando a placa estiver oscilando em torno da posição desejada. Seguindo os conceitos da Engenharia Mecatrônica, o modelo completo de todos os sistemas (elétrico, mecânico translacional, mecânico rotacional, hidráulico e flexível) foi obtido pela técnica dos grafos de ligação (Bond Graphs), de forma a ser apresentado em uma linguagem gráfica, unificada. Foram gravados e analisados os dados de ensaios para a identificação do sistema, para posterior validação do modelo analítico escrito no Espaço de Estados. Finalmente, para ressaltar, depois do uso do Princípio de Hamilton para obtenção das equações do movimento da placa e da aplicação do método dos modos assumidos, as equações obtidas são apresentadas na linguagem de grafos de ligação, por um modelo inédito de placas flexíveis, útil para projetos de sistemas de controle no Espaço de Estados. Este modelo pode ser utilizado facilmente com softwares recentes, como o "20_sim" e "CAMP/G".

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.