Veículos aeroespaciais, voando a grandes velocidades, estão sob o efeito de elevadas cargas térmicas decorrentes da transformação da energia cinética do escoamento em energia térmica, causando um fenômeno conhecido como aquecimento aerodinâmico. O objetivo desta dissertação é, através de uma abordagem analítica do problema, estimar os níveis de fluxo de calor ao qual o Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X S estará sujeito durante o voo atmosférico. O Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X S faz parte de um projeto estratégico do Comando da Aeronáutica que consiste de um demonstrador da tecnologia de um estato-reator a combustão supersônica (scramjet) que está sendo desenvolvido na Divisão de Aerotermodinâmica e Hipersônica, do Instituto de Estudos Avançados (IEAv). Este trabalho apresenta uma revisão bibliográfica dos principais projetos em scramjet desenvolvidos até o momento, além das principais teorias para cálculo de fluxo de calor de veículos em voo. As cargas térmicas são obtidas através de duas modelagens distintas para o ar atmosférico, sendo a primeira como um gás perfeito e a segunda como um gás em equilíbrio termodinâmico. Depois, através do desenvolvimento de sub-rotinas computacionais desenvolvidas em linguagem MATLAB, os fluxos de calor são calculados para as diversas regiões do veículo e em diversas condições de voo simuladas, baseadas na trajetória do Veículo de Sondagem VSB 30. Os resultados foram comparados aos obtidos de projetos similares e também a uma análise preliminar na área de CFD (Computational Fluid Dynamics) apresentando uma relevante concordância.

O controle cooperativo de Veículos Aéreos Não Tripulados (VANTs) do tipo multicóptero vem sendo recentemente investigado de forma intensa por diversos grupos de pesquisa mundo afora. Com o intuito de tornar eficiente o projeto e a avaliação de sistemas de controle cooperativo, propõe-se neste trabalho um ambiente de simulação Software-In-the-Loop (SIL) para avaliar leis de controle de formação em posição de um time composto por três octocópteros. O ambiente é constituído de três computadores conectados por uma rede de comunicação Ethernet. Cada computador executa dois softwares: o MATLAB/Simulink e o X-Plane. As leis de controle são implementadas em Simulink, enquanto a dinâmica e o ambiente de voo são simulados em X-Plane. Para realizar a cooperação entre os controladores, os computadores trocam dados de posição por meio dos diagramas em Simulink. Para testar o ambiente proposto, adota-se uma lei de controle de formação em posição utilizando a abordagem líder-seguidor. O veículo líder se desloca em linha reta, enquanto os veículos seguidores acompanham a posição do líder, mantendo uma formação triangular. O ambiente é validado através de comparações entre o modelo em X-Plane e o modelo analítico. Os testes revelam que por meio do ambiente proposto é possível avaliar uma lei de controle de formação em posição.

Neglecting the structural dynamic effects on the flight dynamics of modern aircraft may be inadequate. Dynamic coupling between the rigid-body and the elastic degrees of freedom can occur when the design favors strength over stiffness and the frequency separation between the classical flight dynamic modes and the aeroelastic modes becomes small enough. Degraded flying and ride qualities and increased susceptibility to fatigue damage and pilot-induced oscillations are among the possible consequences of the dynamic coupling. The design of control systems is also highly affected. The initial models for the flight dynamics of flexible aircraft considered only quasi-static aeroelastic effects on the aerodynamic coefficients of the rigid aircraft. The dynamically-coupled formulations, on the other hand, have often neglected the inertial coupling between the rigid-body and the elastic degrees of freedom. Indeed, most authors have used linearized mean-axis constraints in deriving simplified equations of motion that remain only aerodynamically coupled. To analyze the accuracy of the inertially-decoupled formulation in the context of small deformations, a formulation that takes into account all the coupled dynamics and allows an arbitrary choice of the body-axis system is developed in this thesis. The availability of a finite-element model of the aircraft structure, together with lumped mass properties, is required. In the equations of motion, the inertial coupling terms are linearized with respect to the elastic displacements around an equilibrium condition determined with the full nonlinear dynamics. Appropriate modes of vibration are then used as shape functions in the calculation of the dynamic deformation of the structure. The generalized aerodynamic forces are treated as the superposition of the rigid-body contributions and the incremental ones due to elastic deformation. The latter are modeled by the doublet-lattice method, aerodynamically corrected to take into account major transonic and viscous effects. Rational-function approximations are part of the process that allows the representation of the frequency-domain aerodynamics in the time domain, leading to an augmented state-space system that considers the aerodynamic lag phenomenon. The formulation is implemented and tested in the flight simulation of a generic narrow-body airliner (GNBA) model, developed for the purpose of these studies. Results are presented that show that the different body axes lead practically to the same overall motion of the aircraft with respect to an inertial reference frame. The benefits and the limitations in using each different axis system and in considering or not the dynamic and the inertial couplings are analyzed.

A verificação final do alinhamento direcional de aeronave é realizada na fase de vôo de produção conforme procedimento do cartão de vôo dos pilotos, o qual tem por objetivo verificar o comportamento direcional da aeronave a baixa velocidade. Esta atividade tem origem nos requisitos aeronáuticos para o projeto de uma aeronave o qual exige que ela tenha um controle direcional adequado. Trata-se de um requisito de grande importância e que envolve muitas variáveis de uma aeronave. Como o trem de pouso tem entre as suas funções principais permitir o movimento da aeronave, verificou-se a oportunidade de conhecer qual a influência deste componente junto a este requisito. Em outras palavras apresentar como este componente pode influenciar na trajetória direcional da aeronave. Este trabalho apresenta uma avaliação detalhada desta influência e propõe um método para avaliá-la e abordar este tema nos processos de ciclo de vida de uma aeronave. Pesquisas mostraram que a influência no controle direcional da aeronave está voltada para fatores do próprio sistema direcional da aeronave, a instabilidade do trem de pouso e a configuração deste na aeronave. Porém através de um estudo detalhado, um experimento simulado e com uma análise estatística neste trabalho, permitiu-se entender a relação do trem de pouso do ponto de vista geométrica neste comportamento, destacando também a importância da inclusão desta nova abordagem.

Esta pesquisa tem como objetivo avaliar, por meio de simulação, os benefícios da introdução de um novo sistema de vigilância (ADS-B) em uma área de controle de aproximação (APP) dedicado para a aviação de transporte offshore de helicópteros, na região petrolífera da Bacia de Campos. Para tanto, utiliza-se o software RAMS-PLUS, ferramenta de simulação desenvolvida para estudos para o lado-ar dos aeroportos e análise de circulação de tráfego aéreo. O escopo da pesquisa foi elaborado através de levantamento de dados de tráfego aéreo do APP de Macaé, área responsável pelo gerenciamento de tráfego aéreo da região, e do levantamento do banco de dados da empresa INFRAERO (através do sistema SGTC) e da empresa de energia PETROBRAS - PETRÓLEO BRASILEIRO S.A.. Após a etapa de validação do modelo de simulação, foram elaborados cenários de sensibilidade (alteração na distribuição dos horários de decolagens, e aumento da demanda de voos), e os resultados foram avaliados através de três métricas: atraso no horário de decolagem, atraso do tempo do voo em rota e consumo de combustível. O cenário ADS-B apresentou a média de atrasos em decolagem 16% inferior ao cenário atual, ou seja, resultou em uma redução média horária de 8,4 minutos. Com relação à métrica de atraso em rota, o cenário ADS-B mostrou-se 43% mais eficiente do que o cenário atual. Estimou-se uma redução média anual de aproximadamente 39,8 mil minutos em função da redução da separação horizontal em rota. Em relação ao consumo de combustível, os resultados apontam uma redução média anual de R$ 1,31 milhões, ou seja, aproximadamente 682,9ton QAV/ano.

Neste trabalho foram estudados diversos critérios para a determinação do Buffeting onset transônico a partir de resultados de túnel de vento. Foram utilizados quatro critérios, encontrados na literaturas, baseado no comportamento dos coeficientes aerodinâmicos longitudinais, e um novo critério foi proposto. Os critérios foram aplicados em resultados de túnel de vento a número de Reynolds de 3.0 e 3.5 milhões e corrigidos para valores de voo. A correção de número de Reynolds foi desenvolvida neste trabalho a partir de resultados de túnel de vento criogênico, o qual possui a capacidade de atingir número de Reynolds de voo. Os resultados de túnel de vento corrigidos foram comparados com resultados de ensaios em voo para quatro aeronaves. O critério proposto no presente trabalho para a fronteira de Buffeting onset foi o que teve melhor concordância. Distribuição de pressão em estações ao longo da envergadura da asa foram utilizadas para o melhor entendimento da condição do escoamento quando o Buffeting onset é identificado. Verificou-se que a região descolada ocupa aproximadamente metade da envergadura e o critério proposto reflete esta realidade física. Os demais critérios estão associados ao início do descolamento. Também foram estudados dois critérios à partir de resultados de acelerômetro e extensômetro, instalados nas asas do modelo de túnel de vento.

Os veículos aéreos não-tripulados, especialmente os quadrirotores, estão conquistando crescente notoriedade e importância tanto em aplicações civis quanto militares. No entanto, este tipo de aeronave é instável em malha aberta, sub-atuado e sujeito a restrições nos atuadores, o que dificulta o projeto de controladores. Ademais, há uma crescente necessidade em aumentar a confiabilidade e autonomia do voo destes veículos. Estes requisitos exigem uma correta especificação e monitoramento da bateria da aeronave, que tipicamente é superdimensionada devido às dificuldades de prever a demanda e a oferta energética, especialmente na presença de falhas e perturbações. Baseado nestas dificuldades, o presente trabalho apresenta um sistema de gerenciamento do voo de quadrirotores tolerante a falhas, sujeito a restrições energéticas. Este sistema é responsável pelas principais rotinas de controle do voo, e gerenciamentos da missão e falhas. Especificamente, é analisado o problema de controle integrado a algoritmos de diagnóstico e prognóstico de falhas, em um contexto de otimização multiobjetivo. Alguns destes objetivos são: precisão no rastreamento, minimização da distância total percorrida e elevada confiabilidade para a execução da missão. A solução proposta envolve o uso de um controlador preditivo multimodelo integrado a um filtro estocástico híbrido de múltiplos modelos interativos, para as rotinas de controle e diagnóstico de falhas durante o voo do quadrirotor. Ademais, no momento em que este diagnóstico detecta um distúrbio, é ativado um sistema de prognóstico, constituído de um filtro de partículas, a fim de estimar quais as possíveis consequências deste evento atípico sobre a missão da aeronave. Por fim, baseado nas características deste distúrbio e na disponibilidade energética, um módulo de supervisão decide sobre a necessidade de reconfigurar o controlador e/ou replanejar a missão. Os resultados demonstraram a viabilidade da solução proposta à custa de um acréscimo na carga computacional. No entanto, esta desvantagem pode ter baixo impacto devido ao desenvolvimento de novos computadores de bordo e algoritmos mais eficientes.

O presente trabalho apresenta a aplicação de técnicas de visão computacional na identificação de alvos (i.e. marcações) na superfície de cargas em campanhas de ensaios de separação de cargas externas. A identificação dos alvos na superfície da carga alijada é o primeiro passo para o seu rastreamento e consequentemente, para a análise de sua trajetografia. Foram utilizados os atributos Haar-like e MB-LBP para composição dos classificadores que realizaram a identificação dos alvos nas imagens capturadas em alta resolução (i.e. 720p ou mais) e em alta velocidade (i.e. 200 quadros por segundo ou mais). Em ambos os casos, foi necessária realização de duas etapas, a saber: treinamento dos classificadores e identificação dos alvos na imagem. Como premissa básica, todas as ferramentas utilizadas foram de livre acesso e, portanto, não possuem restrições de uso. As bibliotecas do OpenCV foram utilizadas para a manipulação das imagens e para a aplicação das técnicas escolhidas. Para a validação da ferramenta desenvolvida, foram analisadas sequências de imagens de um voo de ensaio de separação de carga capturadas em uma campanha de desenvolvimento de uma bomba guiada a laser e de ensaios de separação em solo realizadas no IPEV. O tempo de execução do processo de identificação dos alvos em um computador portátil foi comparado ao tempo de execução do mesmo processo em um dispositivo que pode ser embarcado na aeronave, com a finalidade de se verificar o desempenho da ferramenta. Os resultados obtidos nos experimentos se mostraram satisfatórios e puderam comprovar a aplicação das técnicas na identificação dos alvos em ensaios de separação de carga.

Em 2004, a Federação Aeronáutica Internacional (FAI) tornou oficial a classe Microlift, abrindo uma nova fronteira para o voo a vela. Esta classe, composta por planadores ultraleves com limitação superior de carga alar, tem o intuito de incentivar a exploração de fontes fracas de sustentação a baixa altura. Inspirada pela evolução do voo livre, em especial das asas delta de competição, esta classe de planadores ainda possui poucos praticantes e poucas aeronaves disponíveis. Entre os principais entraves ao seu progresso estão a falta de técnicas de pilotagem para a extração de energia destes fenômenos atmosféricos e a falta de conhecimento da estrutura de velocidades dos mesmos. Com o avanço das tecnologias de controle, os veículos aéreos não tripulados (VANTs), vem ganhando espaço, tanto em aplicações comerciais quanto no meio acadêmico. O uso destas aeronaves em pesquisa meteorológica também cresceu, mas, devido a certas limitações, especialmente legais, seu uso neste campo ainda é tímido. Entretanto, com a redução do custo e do peso de sensores e componentes eletrônicos, atualmente é possível construir sistemas de aquisição de dados relativamente pequenos, leves e com baixo consumo de energia, o que torna viável a instrumentação de pequenos VANTs elétricos lançados a mão. Estas aeronaves, muito mais acessíveis do ponto de vista econômico, poderiam ser empregadas mais facilmente para investigações meteorológicas de curto alcance, dentre as quais, a pesquisa das estruturas microlift. Este trabalho almeja ser uma introdução, no âmbito brasileiro, à utilização de aeronaves, especialmente as não tripuladas, para a pesquisa meteorológica voltada à aviação desportiva. Uma metodologia para se estimar a velocidade do vento ao longo da trajetória de uma aeronave é proposta. Usando-se os dados da instrumentação interna de uma aeronave, é possível estimar os ângulos aerodinâmicos e partir destes o vetor velocidade do vento. Uma análise do método é feita, além de um estudo da influência dos ruídos de medição na variância da estimação. O método é então testado por meio de simulações e os resultados, discutidos. Uma breve história da classe Microlift também é incluída, a fim de se contextualizar o leitor.

Nesta dissertação avaliam-se algumas estatísticas utilizadas na navegação aérea da Infraero, o método de coleta empregado, a padronização de formulários preenchidos, bem como o conhecimento do conteúdo analisado. Foi estudado se após as primeiras concessões aeroportuárias houve alterações que impactassem nas operações da navegação aérea de modo a impor riscos à segurança operacional. Arremetidas, Incursão em Pista, Presença de Animais, Pássaros e Objetos na Pista foram verificados em três dos principais aeroportos da região Sudeste onde a Infraero é responsável pela navegação aérea (controle de tráfego aéreo, informações aeronáuticas e meteorologia). Em duas dessas localidades a administração aeroportuária está por conta de empresas privadas que atuam com contratos de concessão. Na Navegação Aérea da Infraero, há um setor intermediário, Gerência Regional de Navegação Aérea, hoje denominada Centro de Suporte que recebe os dados oriundos de localidades jurisdicionadas, analisando e alimentando o banco de dados da Sede da Navegação Aérea da Empresa, denominada, Superintendência de Gestão da Navegação Aérea, que está hierarquicamente acima dos órgãos locais ou prestadores de serviços de navegação aérea e do centro de suporte. A Superintendência de Gestão analisa e compara os dados recebidos para atuação em programas de segurança operacional e para a confecção do seu Programa de Prevenção de Acidentes Aeronáuticos em âmbito nacional.