A proposta de uma metodologia para o projeto de controladores automáticos inteligente e a aplicação de tal metodologia visando o controle ativo de vibrações mecânicas, configuraram-se desde o início nos dois objetivos principais da pesquisa que resultou neste texto. O controle ativo de vibrações mecânicas seria feito através da atuação de controladores automáticos em um sistema eletromecânico proposto com base no princípio da alavanca cujo objetivo é propiciar uma significativa redução na transmissão de vibrações entre uma fundação, ou base, e uma carga útil que uma vez colocada sobre o sistema eletromecânico proposto deve ser mantida isolada de tais vibrações. O sistema eletromecânico que foi concebido é descrito e três modelos são então construídos para representá-lo. Um modelo não-linear que, por ser considerado uma representação mais fiel do sistema físico proposto, é usado durante todas as etapas de projeto de controladores como o modelo de validação. Um segundo modelo é obtido via linearização por truncamento dos termos de ordem superior da expansão em série de Taylor do modelo não-linear. Um terceiro modelo é obtido considerando-se, ao longo do processo de modelamento, certas hipóteses simplificadoras e também resulta ser um modelo linear. Pelas facilidades vastamente conhecidas em se trabalhar com sistemas lineares, os dois modelos lineares são utilizados como modelos de projeto para obtenção e análises de controladores que são posteriormente validados utilizando-se o modelo não linear. Desta forma, após uma breve descrição das metodologias envolvidas, controladores robustos do tipo LQG/LTR e controladores nebulosos são projetados utilizando-se ambos os modelos lineares e em seguida submetidos a testes de validação através de simulações computacionais que utilizam o modelo não-linear. Por fim, com base em algumas metodologias oportunamente apresentadas, a proposta de uma arquitetura de controle para fusão de múltiplos controladores através de supervisão hierárquica inteligente é apresentada e um controlador hierárquico inteligente é projetado de maneira a efetuar a fusão dos sinais gerados por um controlador LQG/LTR e um controlador nebuloso. A proposta do sistema eletromecânico para isolamento de vibrações, a obtenção dos modelos, os projetos e análises dos controladores robustos e nebulosos, além de conclusões a respeito da validade das simplificações no processo de obtenção do modelo para fins de projeto, somam-se a própria proposta da arquitetura baseada em supervisão inteligente para fusão de controladores no sentido de compor a modesta contribuição que se espera este texto possa trazer a futuras pesquisas nestas áreas.

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.

As indústrias aeronáuticas cada vez mais utilizam materiais compósitos na estrutura primária das aeronaves, visando a redução do peso e redução no tempo de produção da mesma. A sociedade, representada pelas agências de homologação aeronáutica, exige níveis de segurança crescentes na atividade de transporte aéreo. A complexidade no cálculo das cargas dinâmicas para as diversas condições requeridas pelos regulamentos, devido a utilização de programas de computador capazes de considerar todas as variáveis envolvidas. Este trabalho apresenta uma metodologia para o cálculo da velocidade de instabilidade aeroelástica que utiliza uma formulação de elementos finitos, adequada aos materiais compósitos constituídos de múltiplas camadas ortotrópicas de dupla curvatura. As freqüências de vibração livre e os respectivos modos são determinados a partir da rigidez e da massa dos elementos. As forças aerodinâmicas são determinadas, no regime subsônico, utilizando a teoria do escoamento potencial não estacionário linear, artavés de algoritmos de alta precisão com as mais recentes formulações desenvolvidas. Os resultados numéricos, referentes a asas retangulares planas, São comparados com resultados experimentais. Adicionalmente são apresentados resultados numéricos para as asas retangulares constituída de laminado com orientação arbitrária.

Neutralizadores dinâmicos de vibração são dispositivos do tipo massa, mola e amortecedor que são comumente aplicados como sistemas passivos de controle de ruído e vibrações em aeronaves turbo hélice. Os mesmos são fixados na fuselagem da aeronave e ao vibrarem em sua frequência natural geram uma força de reação que tende a neutralizar o deslocamento da fuselagem no ponto de fixação. Através da escolha dos valores de massa, rigidez e amortecimento dos neutralizadores dinâmicos de vibração, a frequência natural dos mesmos é ajustada de modo a coincidir com a frequência de passagem de pá da hélice ou suas harmônicas, frequências estas onde estão concentrados os maiores níveis de energia. A modelagem de neutralizadores dinâmicos de vibração aplicados em uma fuselagem pode ser feita incluindo os neutralizadores explicitamente em um modelo de elementos finitos da fuselagem. Entretanto, tal abordagem exige a solução deste modelo a cada nova configuração de neutralizadores dinâmicos de vibração, o que é computacionalmente custoso e inviabiliza a avaliação de uma quantidade elevada de configurações. Para contornar tal problema, no presente trabalho uma técnica baseada em matrizes receptância é aplicada para modelar a inclusão de neutralizadores dinâmicos de vibração em uma fuselagem. Para aumentar a confiabilidade dos resultados de modelagem de neutralizadores dinâmicos de vibração aplicados em uma fuselagem, um modelo aleatório não paramétrico é apresentado para incluir o efeito de incertezas presentes nas dimensões da fuselagem nas análises. A solução de tal modelo tem um custo computacional reduzido quando comparada a modelos paramétricos clássicos, como por exemplo o Método de Monte Carlo. A combinação deste modelo aleatório não paramétrico com a técnica baseada em matrizes de receptância anteriormente citada é discutida neste trabalho, permitindo a avaliação da variação do desempenho dos neutralizadores dinâmicos de vibração para diferentes amostras de uma fuselagem com incertezas em suas dimensões.

The present work is concerned with studying fluid-structure interaction problems using a high-fidelity representation for the fluid. In particular, the research aims to analyze the aeroelastic behavior of rigid airfoils and cylinders with elastic constraints, with emphasis in the effects of the inclusion of viscous terms in the aerodynamic formulation. The aerodynamic operator is constructed from the results of flow simulations using a computational fluid dynamics (CFD) tool which solves the 2-D Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) equations with appropriate turbulence closures. Both low and high Reynolds number flow conditions are addressed in the present investigation. An in-house developed CFD solver is used for the simulations. Studies of low Reynolds number flows are directed towards addressing the physical phenomena present in the wake of cylinders, as well as their effects on the bodies present in the flow. The typical applications of interest in such cases are vortex-induced vibration problems which can arise in many practical scenarios, ranging from satellite launch vehicles at the launch platform to underwater risers in the petroleum industry. The study of such low Reynolds number flows has also been used as a building block in the process of developing the computational tools for addressing the fluid-structure interaction problems of interest here, since the computational requirements in such cases are much less stringent. Studies performed at high Reynolds number flows are directed towards typical aeroelastic stability analyses of lifting surfaces at transonic conditions. The aeroelastic system of interest is represented by a rigid NACA 0012 airfoil-based typical section with both plunge and pitch elastic degrees of freedom. Root locus stability analyses of the aeroelastic system are performed in order to predict the flutter onset point for a given flight condition. Results obtained in the present work indicate that the simulation capability implemented is adequate for handling the fluid-structure interaction problems of interest. However, as expected, computational requirements become very severe for the high Reynolds number flows and several numerical techniques have to be brought to bear in order to allow treatment of such aeroelastic problems in a sufficiently efficient manner.

Neste trabalho foram realizados estudos de reduções sucessivas de graus de liberdade a fim de determinar o menor modelo reduzido que represente o modelo completo de um painel com dois reforçadores para modos de vibrar transversais. Os métodos utilizados foram a Redução Estática e o Improved Reduced System (IRS), com suas variações. A cada redução os resultados de cada método foram comparados com os fornecidos pelo modelo completo. Após a determinação do menor modelo reduzido, perturbações foram inseridas no modelo numérico a fim de simular diferenças entre os resultados numéricos e de obtidos através de um ensaio experimental. Para atualizar as matrizes de massa e rigidez do modelo numérico o método Analytical Model Improvement (AMI), foi utilizado. Este método se vale de freqüências naturais e modos de vibrar medidos em um ensaio para atualizar as matrizes de massa e rigidez do modelo numérico. Dos métodos de redução aplicados, o IRS iterativo apresentou os melhores resultados e o método de atualização foi capaz de recuperar as matrizes de massa e rigidez numéricas para perturbações aplicadas tanto na geometria quanto nas propriedades do material.

This dissertation aims to apply piezoelectric materials as actuator and sensor to perform aeroelastic analysis. Two semi-span wing models based on flat plates with different characteristics were tested using PZT (Lead Zirconate Titanate) as actuator, PVDF (Polyvinylidene Fluoride) as sensor and the results were compared with vibrometer laser results. An aluminum model with a ballast on the wing tip, whose its location can be modified was tested in experimental modal analysis. Using the aluninum model, an investigation about aeroelastic behaviour was conducted in wind tunnel and the V-g/V-f diagram determined. This diagram shows the aeroelastic evolution of the natural frequencies and damping as function of speed (or dynamic pressure). In this aeroelastic analysis, the ability of the PVDF in determining the V-g/V-f diagram was evaluated. A numerical model of composite flat plate was generated considering the piezoelectric instrumentations. The second specimen tested corresponds to composite wing models that are based on laminate composite flat plate. Five models with different fiber orientations were tested in (pure) experimental modal analyses and wind tunnel, hence, the capability of excitation of PZT was verified. Good results were obtained regarding the estimation of natural frequency and damping factor using a single PVDF element. The application of PZT as actuator in the wind tunnel test showed improvement on the data acquisition in terms of noise. However, were observed some characteristics that require careful. As support to experimental tests, several studies were performed.

O principal propósito desse trabalho é a apresentação de uma metodologia para a análise teórica de conforto de aviões relativo a vibrações durante o período de taxiamento. Excitações advindas de irregularidade de pista, de desbalanceamento de rodas e de irregularidade de diâmetro de pneu ("flat spot") foram avaliadas. O avião foi modelado considerando-se a sua flexibilidade estrutural, a fim de que os modos de vibração fossem considerados na análise, uma vez que as ressonâncias podem amplificar a resposta às excitações, mudando substancialmente as conclusões sobre o nível de conforto. Os trens de pouso do avião foram modelados como mecanismos multicorpos com o uso do software Adams . A norma ANSI S3.18-1979, que define limites para exposição a vibrações transmitidas de superfícies sólidas para o corpo humano, foi usada como referência. A validação da metodologia foi realizada comparando-se os resultados obtidos pelo modelo teórico com os resultados de um ensaio de vibração dedicado do mesmo avião modelado. A posição do piloto foi usada como referência para a realização da análise de conforto. Focou-se na excitação gerada pelo "flat spot" dos pneus, pois, durante os ensaios, esta foi responsável pelos maiores níveis de vibração que poderiam comprometer o conforto, segundo a opinião subjetiva dos pilotos.

Este trabalho visa avaliar os resultados das diferentes medidas decorrentes das mudanças de posicionamento de sensores em ensaios vibroacústicos automotivos e sugestões de melhorias no processo de desenvolvimento do produto. De maneira a aperfeiçoar, padronizar, facilitar, evitar problemas nas instrumentações vibroacústicas e acompanhar os testes do produto durante seu ciclo de vida. Os testes vibroacústicos nos produtos são muitas vezes realizados por fabricantes e/ou fornecedores de forma independente, não havendo relação dos ensaios e dos pontos medidos entre as partes envolvidas no projeto. Desta forma, podem existir diferenças entre as medidas que afetarão o veículo em sua integração final ou em seu ciclo de vida. Com isso, o presente trabalho analisou e comparou estatisticamente as diferenças de medidas ocasionadas por diferentes posicionamentos utilizados na indústria, e propõem soluções de melhoria baseadas em boas práticas de instrumentações automotivas aliadas ao desenvolvimento integrado de produtos, para que essas práticas possam ser utilizadas desde a concepção do produto até as fases de pós-desenvolvimento como o acompanhamento, manutenção e a retirada do produto do mercado. As medições foram analisadas pela função resposta em frequência (FRFs) da estrutura, no qual foram avaliadas como variáveis de saída o movimento angular (aceleração) do corpo quando o mesmo é excitado por entradas transientes e aleatórias. As FRFs obtidas pelas entradas transientes foram realizadas por meio de martelo de impacto e as entradas randômicas causadas pelas excitações de pista. Uma das técnicas usadas para a análise das diferenças entre as FRFs em ensaios acústicos e vibratórios com entradas aleatórias consistiu em inserir acelerômetros piezelétricos e/ou microfones de precisão em pontos estimados pelos fabricantes das peças e pontos selecionados pelas montadoras de veículos. Desta forma, por meio de uma excitação não linear causada pela pista, foram obtidas duas respostas em frequências em função das acelerações. Os resultados obtidos por esta técnica foram comparados e suas diferenças analisadas. Para entradas transientes a técnica utilizada consistiu em posicionar os acelerômetros nos mesmos pontos definidos pelo fabricante e mudar o sinal de entrada como a variação da força e/ou posição do impacto. Os resultados obtidos a partir dessas duas técnicas foram analisados e comparados estatisticamente. Dentre as diversas constatações, destacaram-se os resultados no qual as FRFs resultantes podem sofrer alterações significativas dependendo dos pontos escolhidos para análise. Para aperfeiçoamento e padronização dos ensaios no processo de desenvolvimento de produtos foi sugerida a maior integração entre fornecedores e montadoras e processos definidos nas fases iniciais do projeto.

Os satélites e veículos espaciais são expostos a cargas dinâmicas de diferentes naturezas, como harmônica, aleatória, acústica e choques mecânicos. Essas condições severas são transmitidas da estrutura primária do satélite até os equipamentos embarcados, podendo causar a falha da missão devido à fadiga dos componentes eletrônicos. O autor apresenta um modelo analítico novo para avaliar a vida útil de componentes eletrônicos (capacitores, chips, osciladores etc) montados em placas de circuito impresso (PCI). O dano em fadiga é calculado pelo deslocamento relativo entre PCI e componente, rigidez dos terminais, assim como pelos modos naturais de vibrar da PCI e do próprio componente. Métodos estatísticos são utilizados para contagem de ciclos de fadiga. O modelo é aplicado a testes de fadiga experimentais disponíveis na literatura. Os resultados analíticos apresentam a mesma ordem de grandeza dos experimentais.