Engenharia Aeroespacial

CON10-1827 - AIRCRAFT GROUND DYNAMICS MODELING
Turbuk, Marcio C.¹; Paglione, Pedro^1
1Instituto Tecnológico de Aeronáutica
Resumo: Along the years, air traffic have increased significantly and in order to accommodate this, new technologies were developed for all flight phases, from taking off to landing, maximizing efficiency on air. In this context, ground operation became the bottle neck of all aircraft operation, since it is highly based on non-automatic operations and human interaction. To increase efficiency, optimal ground trajectory generation and tracking by aircraft needed to be developed. For tracking, mathematical models are necessary. This paper proposes a five degree of freedom model for aircraft ground dynamics, assuming aircraft as a rigid body. The model takes into account the landing gear, tires, brakes, propulsion, aerodynamic efforts and associated moments. Most efforts are modeled in a non-linear way, based on components, physical construction, typical values / curves and classic calculations, which were provided by specific literature. Beside the model itself, a simple speed control law is proposed, which takes into consideration typical ground operations and speed profiles. Simulation and responses over time were performed and they are presented as well.
Palavras-chave: Aircraft ground dynamics; Aircraft modeling.
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CON10-1775 - AIRCRAFT GROUND ROLL DYNAMIC MODELING
Kosoniscs, Rodrigo¹; Paglione, Pedro^1
1Instituto Tecnológico da Aeronáutica
Resumo: Common threads to any aircraft mission profile are the takeoff and landing flight phases. Although great attention is given in these terminal flight phases to aircraft performance, handling qualities, and limitations associated with crosswinds, the dynamic characteristics of the landing ground roll are often ignored. Several parameters interfere in the aircraft ground roll dynamics, such as weight, CG position, tire pressure, aerodynamic configuration, shock absorbers' damping ratio, landing gears' stiffness, ground effect, runway's slope and friction coefficient. Besides all these variables, the coupling between shock absorbers and tire movements and the changes in the aerodynamic forces caused by the aircraft attitude alteration may result in an unexpected behavior of the aircraft rolling dynamics. Using the aerodynamic longitudinal model of the one regional aircraft with nose wheel tricycle landing gear coupled with nose and main landing gears considered as 1 DOF 2nd order dynamic models, the ground roll dynamic is obtained. Simulation of take-off running is performed in order to analyze the behavior of the aircraft and landing gear given by this model. Furthermore, a comparison between the results of take-off runway length obtained in the numerical simulation and analytical calculation is performed.
Palavras-chave: Aircraft; ground; roll; modeling; landing gear; ground dynamics.
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CON10-1000 - ANÁLISE COMPUTACIONAL DO ESCOAMENTO SOBRE UMA AERONAVE OTIMIZADA EM ESCALA REDUZIDA
Peña, Diego Paes de Andrade¹; Duarte, Raimundo Nonato Calazans^1
1Universidade Federal de Campina Grande
Resumo: Este trabalho teve por objetivo analisar o escoamento sobre a aeronave projetada pela equipe ParahyAsas, tendo em vista seus principais elementos aerodinâmicos: a asa, os wingtips (endplates e winglets) e a fuselagem. Objetiva-se aqui determinar os principais parâmetros aerodinâmicos (CL, CD e CM), bem como analisar a influência do uso e da geometria de wingtips e também do posicionamento da fuselagem em relação à asa sobre estes parâmetros e o comportamento geral do escoamento. Para a resolução dos casos, empregou-se o método dos volumes finitos, sendo a malha, a especificação dos casos, o processamento e posterior tratamento das soluções obtidas todos desenvolvidos em código comercial bastante difundido (softwares do CFX - ICEM-FCD, Pre, Solver e Post). A turbulência foi tratada com o modelo RNG k-ε, opção motivada pelo largo espectro do nível de turbulência, as características da camada limite sobre a aeronave, com separação e diversos efeitos 3-D, a região de downwash e a geração de vórtices. O critério de convergência das soluções utilizado foi a invariância das forças sobre os corpos analisados, bem como da distribuição de pressões, tendo como parâmetro de convergência das equações governantes do problema um erro residual da ordem de 10-8.
Palavras-chave: aerodinâmica; asa; wingtip; aeronave.
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CON10-0641 - ANÁLISE DE INTEGRAÇÃO ENTRE IMU E GPS UTILIZANDO FILTRO DE KALMAN
Ferreira, Islan Peterson Monteiro¹; Hemerly, Elder Moreira^1
1Instituto Tecnológico de Aeronáutica
Resumo: Este trabalho apresenta uma análise da integração de dados provenientes de uma unidade de medidas inerciais, IMU (Inertial Measurement Unit), e de um sistema de posicionamento por satélite, GNSS (Global Navigation Satellite System), através do Filtro de Kalman (FK), que tem como característica a utilização de equações diferenciais que modelam o comportamento dinâmico do sistema em questão. Neste caso, a partir das informações de força específica e velocidade angular fornecidas pela IMU, obtém-se os dados de navegação (posição, velocidade e atitude) e com os dados do GNSS, o FK pode estimar e compensar os erros existentes, melhorando o resultado da integração quando se compara o seu desempenho àquele de cada sistema separadamente (inercial e GNSS). Com esta integração, busca-se aliar as melhores características de cada sistema, de forma a se obter resultados com taxa de atualização da ordem daquela da IMU (entre 100Hz e 400Hz) ao mesmo tempo que se consegue a limitação do erro através os dados do GNSS, além de se ter menor influência das condições ambientais (como acontece com GNSS) e permitir o uso da solução de navegação por um período prolongado (sistemas puramente inerciais apresentam erros crescentes no tempo). A implementação do Filtro de Kalman é feita em ambiente MATLAB/Simulink, em que o movimento simulado de uma aeronave é utilizado como referência e o algoritmo é analisado, comparando-se dados de navegação estimados da aeronave, com a trajetória originalmente simulada. Os resultados aqui apresentados mostram o comportamento do erro do sistema integrado pelo Filtro de Kalman em relação aos dados de referência obtidos a partir do movimento simulado da aeronave, inclusive com a avaliação do impacto da interrupção do sinal GNSS por um determinado período.
Palavras-chave: Filtro de Kalman; Navegação Inercial; IMU; GNSS.
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CON10-1512 - ANÁLISE DE PROCEDIMENTO DE MANUTENÇÃO DO SISTEMA DE INTERCONEXÃO DE CABLAGEM ELÉTRICA DE AERONAVES REGIONAIS
Persici, Erasmo de Souza¹; Azevedo, Irany de Andrade²; Adabo, Gerlado Jose²; Bomfim, Gustavo Henrique^1
1EMBRAER; ²ITA - Div. Enga. Eletrônica
Resumo: Os novos requisitos aeronáuticos relacionados ao sistema de interconexão de cablagem elétrica (EWIS) são apresentados e analisados. É proposto um procedimento de manutenção para o sistema de interconexão de cablagem elétrica de aeronaves de transporte de passageiros que reduz ou elimina possíveis interpretações dúbias naqueles requisitos. No procedimento proposto são geradas instruções que aumentam a aeronavegabilidade, criando intervalos entre inspeções periódicas. Uma aplicação prática permite a comparação entre o procedimento proposto e as práticas tradicionais.
Palavras-chave: EWIS; Manutenção; Novos Requisitos Aeronáuticos.
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CON10-1129 - ANÁLISE METROLÓGICA DA CALIBRAÇÃO DE TUBOS VENTURI UTILIZADOS NA MEDIÇÃO DE VAZÃO MÁSSICA DE "BLEED" EM AERONAVES.
Arantes, Ricardo Ferreira¹; Sutério, Ricardo^1
1ITA - Instituto Tecnológico de Aeronáutica
Resumo: Medidores de vazão tipo Venturi são amplamente utilizados em indústrias aeronáuticas, devido ao fato de que são de construção simples, grande range de medição, apresenta menores perdas de carga e maior precisão quando comparado com outros medidores de vazão baseados na queda de pressão como, por exemplo, placas de orifícios. O trabalho consiste em realizar uma análise metrológica da calibração de tubos Venturi utilizados para medir vazão mássica de sangria de ar ("Bleed") de motores em aeronaves. Primeiramente, será apresentado o estado da arte para medição de vazão de ar e as vantagens/desvantagens da utilização de tubos Venturi quando comparado com alguns medidores de vazão de diferentes princípios de medição (perda de carga, coriolis, térmico, etc). Um modelo de Regressão linear será calculado utilizando a técnica dos mínimos Quadrados, e técnicas de diagnóstico de modelo de Regressão serão aplicadas com o intuito de identificar possíveis resíduos ou eventuais problemas nos dados e/ou modelo de regressão. O procedimento de calibração, as especificações dos instrumentos de medição utilizados e os dados da calibração serão apresentados juntamente com uma análise metrológica (Análise de Incerteza de Medição), a fim de evidenciar os resultados obtidos. As principais fontes de incertezas da calibração serão identificadas, ganhando assim um profundo conhecimento sobre o sistema de medição de vazão (tubo Venturi), que permitirá identificar eventuais pontos de melhorias na calibração e fabricação de novos tubos Venturi.
Palavras-chave: Venturi; Análise Metrológica; Vazão; Calibração; Bleed.
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CON10-1427 - ANÁLISE NUMÉRICA DE MODELO BIDIMENSIONAL DE ESCOAMENTO EM VEÍCULO DE SONDAGEM
Vargas, Maycol Marcondes¹; Falcão Filho, João Batista Pessoa^2
1Universidade de Taubaté; ²Instituto de Aeronáutica e Espaço
Resumo: Atualmente está sendo realizada campanha de ensaios aeronáuticos com o veículo de sondagem Sonda III no Túnel Transônico Piloto (TTP) do Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE) para investigação dos parâmetros aerodinâmicos do veículo. É bastante comum, e de grande importância, o uso de cálculos teóricos em apoio na compreensão dos resultados experimentais. Através de análises comparativas podem ser determinadas as regiões sobre o modelo que apresentem maiores gradientes de propriedades, identificando a existência de ondas de choque/expansão etc. A previsão do campo de escoamento é de grande importância, inicialmente, para a determinação das regiões nas quais serão concentradas as tomadas de pressão no modelo, e depois, para se estimarem os principais parâmetros de controle do túnel, desde a especificação inicial dos ensaios, como também durante os ajustes na operação do túnel empregados visando a um melhor gerenciamento da sequência de ensaios. Assim, foi empregado um código numérico para a resolução das Equações de Euler, desenvolvido em diferenças finitas centradas, num algoritmo implícito ADI("Alternating Direction Implicit"), aplicado a um sistema de coordenadas curvilíneas generalizadas bidimensional, com marcha no tempo usando aproximação de Euler de primeira ordem. O código baseia-se no algoritmo diagonal proposto por Pulliam e Chaussee fazendo uso de viscosidade artificial espectral que lhe garante boa capacidade na captura das ondas de choque. O trabalho descreve as principais características do código empregado (discretização, malha computacional, condições iniciais e de contorno) e os principais testes empregados para os procedimentos de verificação e de validação. Finalmente, são apresentados os resultados obtidos para o modelo do Sonda III, na faixa de velocidade de número de Mach 0,8 a 1,4, com ângulos de ataque variando de 0 a 10 graus. A análise dos resultados aponta para as principais regiões de interesse, em termos de gradiente de pressão e da presença de ondas de choque/expansão, para orientar a colocação de tomadas de pressão sobre a superfície do modelo a ser ensaiado no túnel de vento.
Palavras-chave: Equações de Euler; Cálculo Numérico; Veículo de Sondagem; Escoamento Transônico.
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CON10-0559 - ANÁLISE NUMÉRICA DE REDUÇÃO ARRASTO POR DEPOSIÇÃO CONTÍNUA DE ENERGIA EM ESCOAMENTOS DE ALTAS VELOCIDADES
Fraile, Jr, André Carlos¹; Rosa, Mauricio Antoniazzi Pinheiro^1
1Instituto de Estudos Avançados - IEAv
Resumo: Um estudo computacional de deposição de energia no escoamento a montante de corpos rombudos com face frontal plana (geometrias 2D e axissimétrica) em velocidades supersônicas, para o propósito de redução de arrasto aerodinâmico, é apresentado. Os resultados mostrados aqui correspondem à deposição contínua de energia (fonte estacionária) no escoamento. Efeitos da potência e da distância ao corpo da fonte de calor sobre o arrasto são apresentados para ambas geometrias. Resultados que mostram as modificações nas estruturas da onda de choque e do escoamento com a adição contínua de energia ao escoamento são apresentados. Verifica-se que a deposição contínua de energia no escoamento é capaz de reduzir consideravelmente o arrasto aerodinâmico de corpos rombudos em velocidades supersônicas.
Palavras-chave: escoamento supersônico; deposição de energia; redução de arrasto; simulação computacional; corpo rombudo.
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CON10-0396 - ANÁLISE TÉRMICA DE SISTEMAS HIDRÁULICOS DE AERONAVES
Adriano, Gilliard Fabiano¹; Villani, Emília¹; Matos, Marcondes Azevedo^2
1Instituto Tecnológico da Aeronáutica; ²Empresa Brasileira de Aeronáutica
Resumo: As aeronaves de pequeno e médio porte mais recentes seguem a tendência de incluir um sistema de geração hidráulica para permitir melhor qualidade de vôo, manobrabilidade em solo e performance. Este sistema tem características semelhantes às aeronaves de grande porte, incluindo a utilização de vários usuários tais como os comandos de vôo, trens de pouso, steering, freios e reversos. Por ser um sistema que trabalha em alta pressão e em diversas condições de operação, o sistema hidráulico está sujeito a aquecimento, o que pode comprometer a integridade do sistema e sua segurança. Existem hoje poucas referências que tratam da modelagem da troca de calor e temperatura em de sistemas hidráulicos. Neste sentido, este trabalho apresenta uma abordagem para análise do desempenho de um sistema termo-hidráulico de uma aeronaves por meio da ferramenta AMESim. Alguns componentes têm seus parâmetros mais impactantes identificados por meio de experimentos específicos. É analisado um cenário crítico para possibilitar a identificação dos limites do sistema e possíveis soluções para os problemas. Com base nesses dados é possível adiantar problemas de aquecimento em sistemas hidráulicos logo na sua concepção visando a segurança e confiabilidade do sistema.
Palavras-chave: Modelagem; Simulação; Hidráulica; Térmica; Aeronaves.
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CON10-1107 - ANALYSIS AND OPTIMIZATION OF A TURBOPROP TRANSPORT AIRCRAFT OPERATING COST
Santos, Rafael¹; Paglione, Pedro^1
1Instituto Tecnológico de Aeronáutica
Resumo: The purpose of this paper is to analyze the performance of a turboprop transport aircraft, aiming for the minimization of the operating costs. The direct operating cost is discussed, and a parameter called sigma that represents the relative importance of fuel and time in cost is defined. A mathematical model of the aircraft in flight (considered as a point-mass restricted to a vertical plane) is created, allowing for the determination of data such as distance, altitude, fuel and time by numerical integration. These results are then iterated in an optimization routine, obtaining climb, cruise and descent speeds and cruise altitudes that minimize the cost in a given scenario. These resulting optimum flight parameters are verified by simulating a sample mission, flown using speeds and altitudes obtained for solutions ranging from minimum time to minimum fuel. Finally, the resulting cost associated with each of these cases is obtained, the optimal case is determined and the impacts in term of cost increase for the off-optimal solutions are discussed.
Palavras-chave: performance; cost; aircraft; turboprop; optimization.
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CON10-0780 - ANALYSIS OF EXTERNAL HEAT LOADS FOR THE ITASAT SATELLITE IN TWO ATTITUDE CONTROL CONFIGURATIONS: SPIN AND 3-AXIS STABILIZATIONS
Silva, Douglas Felipe da¹; Garcia, Ezio Castejon¹; Rodrigues, Marcelo Petry¹; Costa, Adaílton Barros^1
1Instituto Tecnológico de Aeronáutica - ITA
Resumo: This work presents the average (steady state condition) and transitory external heat load predictions that ITASAT, an experimental satellite developed by Technological Institute of Aeronautics, will be submitted. This analysis is done for flight critical cases, with satellite`s solar panel pointing towards to the Sun. The polar orbit configuration has been evaluated. Two configurations of attitude controls, spin and 3-axis stabilizations, have been analyzed. ITASAT will be the first Brazilian duty satellite developed by universities and its main function will be data relay. This program is being directed by the Technological Institute of Aeronautics (ITA) in collaboration with other Brazilian universities, with technical support provided by National Institute for Space Research (INPE) and sponsored by Brazilian Space Agency (AEB). The commercial program SINDA/FLUINT has been used as a computational platform. This one has the feature of calculating external heat loads (solar radiation, terrestrial radiation and albedo) on a given artificial satellite in orbit, and also of calculating the internal heat loads derived from equipment that compose the satellite. Parameters such as orbit type and attitude of the satellite influence directly in the intensity of these loads. In the future studies it will be possible to calculate the temperature distribution in the satellite associated to these loads with the internal heat dissipations of the equipment. This study is part of the thermal control project that will guarantee the high and low acceptable temperature limits for all equipment. The presented results are physically coherent for Low Earth Orbit satellites
Palavras-chave: Satellite; ITASAT; External Heat Loads; Thermal Control.
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CON10-2216 - APLICAÇÃO DE MOTOR FOGUETE HÍBRIDO PARA INDUÇÃO DE REENTRADA DE PLATAFORMA ORBITAL ESTUDO DE CASO
Cás, Pedro Luiz Kaled da¹; Veras, Carlos Alberto Gurgel¹; Queiroz, Cristiano Vilanova¹; Queiroz, Cristiano Vilanova^1
1Universidade de Brasília
Resumo: O sistema de indução de re-entrada da plataforma orbital SARA, baseado em motor sólido e líquido foi recentemente estudado. Face aos recentes avanços na tecnologia de propulsão baseada em foguetes a propelentes híbridos, apresenta-se, neste trabalho, um estudo de viabilidade deste sistema propulsivo como motor de indução. As vantagens comparativas entre esta tecnologia e as outras mais tradicionais motivaram tal estudo e indicam a competividade da proposta em termos de custo de desenvolvimento e desempenho. O estudo foi baseado no emprego da parafina como combustível sólido e o óxido nitroso como oxidante. Com este par propelente, desempenho deixa de ser o fator primordial na escolha do sistema propulsivo face à simplicidade e custo do mesmo.
Palavras-chave: foguetes híbridos; motor de reentrada; parafina sólida.
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CON10-1569 - AQUISIÇÃO INICIAL E ESTABILIZAÇÃO DE ATITUDE EM 3 EIXOS DE UM SATÉLITE UNIVERSITÁRIO DE BAIXO CUSTO POR VIÉS EM RODA DE MOMENTUM E CONTROLE MAGNÉTICO
Viegas, Wilder da Vera Cruz¹; Waldmann, Jacques^1
1Instituto Tecnológico de Aeronáutica
Resumo: A concepção de projeto de um satélite universitário de baixo custo é tal que sua configuração deve atender as restrições de lançamento como carga secundária, prevendo-se a possibilidade de ocorrer a pior condição inicial possível na separação entre o satélite e seu lançador. Esse trabalho apresenta uma abordagem para a aquisição inicial e estabilização da atitude do satélite universitário ITASAT para o pior caso de erro de apontamento inicial e com o acionamento da roda de momentum ocorrendo após a separação. O satélite ITASAT é estabilizado em três eixos com uma única face voltada para o Sol e possui uma roda de momentum para, em conjunto com três magnetotorqueadores, prover rigidez giroscópica e gerar torques para estabilização da atitude em torno no eixo de rotação. O Sistema de Controle de Atitude (ACS) em malha fechada é realimentado por estimativas da atitude em três eixos e da velocidade angular do satélite, que são fornecidas por um filtro de Kalman estendido que processa os vetores de medidas da direção do Sol e do campo geomagnético. O desempenho do ACS é investigado via simulação. O controle de atitude em malha fechada com o filtro de Kalman é interrompido durante os instantes de eclipses, nos quais o erro de estimação diverge devido à perda de informação do sensor solar. Os resultados mostram a eficácia do ACS no apontamento do satélite, que requer aproximadamente 1,5 dia para prover um erro de apontamento abaixo de 10 graus, partindo de um erro de apontamento inicial de 180 graus (pior caso) e menos de 2 dias para manter esse erro de apontamento abaixo de 0,1 grau. A atitude em torno do eixo de rotação da roda de momentum oscila dentro de uma margem aceitável em torno da referência adotada devido a erros de estimação relevantes que perduram após o término do eclipse.
Palavras-chave: Satélite; Controle; Atitude; Estabilidade; Roda de Momentum.
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CON10-0668 - ASYMPTOTIC ANALYSIS OF DIFFUSIVE FLAMES WITH FUEL DROPS IN THE REACTION ZONE
Hennemann, Luciano¹; Seridonio, Antonio¹; Fachini, Fernando F.^1
1Lab. Combustão e Propulsão - LCP / Inst. Nac. Pesquisas Espaciais - INPE
Resumo: In this work, we present a first analysis of diffusion flames considering part of the fuel inside the flame in the liquid phase. By imposing one-step kinetic mechanism with large activation energy, it is possible to find an asymptotic solution. The flame structure is described by a thin reaction zone surround by frozen flow, and each reactant is transported by diffusion to the reaction zone from different side of the flame. The internal flame structure described by this mechanism was universalized by Liñán [1] and the burner geometry chosen by him was obtained with two opposed gas jets. We will extend this model by assuming fuel droplets inside the flame structure together with fuel in the gas phase. The model with reactants in the gas phase is called flamelet and, following the same nomenclature, this model is called spraylet. The equations that describe the processes inside flamelet is of the diffusive-reactive type. The mathematical description of the spraylet is with the same type of equations but added extra source terms. In the energy conservation equation, the extra term is a sink which has a strength proportional to the product of the droplet vaporization rate and the latent heat. On the other hand, in the fuel conservation equation, the extra term is a source which has a strength proportional to the droplets vaporization rate. The results will point out the stability of the flame established in spray combustion.
Palavras-chave: Flamelet Model; Diffusion Flame Internal Structure; Spraylet.
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CON10-0429 - ATTITUDE AND VIBRATION CONTROL OF A RIGID FLEXIBLE LINK USING LQR AND H-INFINITY METHODS
Guedes, Fabiano M.¹; Santos, Severino P²; DeSouza, Luiz C G^2
1Instituto Tecnológico da Aeronáutica - ITA; ²Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais - INPE
Resumo: Attitude Control System (ACS) for flexible satellites demands great reliability, autonomy and robustness, besides these flexible structures face low stiffness due to minimal mass weight requirements. Satellite ACS design based only on computer simulations without experimental verification can be instable and/or inefficient. Controller implementation can also be jeopardizing by its dimension and complexity, parameters and model uncertainties. In that context, comparison and validation of new control techniques through simulation and/or prototypes is the way to increase control system confidence. Experimental set up also allows verifying a variety of control techniques dealing with stabilization, identification, attitude control and robustness in order to improve ACS performance. In this paper one investigates the robustness and performance of two different multivariable methodologies to design the ACS for a rigid-flexible satellite. The first one is the traditional time domain LQR (Lineal Quadratic Regulator) approach and the second one is the frequency domain H-Infinity approach. Although these control techniques have their particular characteristics, this investigation tray to highlighted the advantages and benefits of each technique as for the control algorithm implementation. The satellite ACS design is performed by computer simulation environment, using Quanser rotary flexible link model. This preliminary investigation has shown that the LQR method has good performance and robust properties only if all the states are available. On the other hand, the H-infinity loop-shaping method is time consuming, since it depends on finding all the relative weights to achieve the desired performance and robustness. For both methods a small parameters variation can change all the system response. Besides, even to this simple problem the desired loop-shape is strongly affected by the choice of the weight matrix, once the design involves conflicting restrictions. As for the control algorithm implementation in the satellite onboard computer, the LQR has some advantages over the H-infinity, since the fist controller is simpler and has small dimension than the second one. The next step of this investigation is the physical implementation of the designed controllers in the Quanser flexible link equipments, in order to verify the controllers' feasibility and experimental comparison of the methods.
Palavras-chave: Satellite attitude control; Flexible structure.
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CON10-1330 - CÁLCULO DA TRAJETÓRIA E IMPLEMENTAÇÃO DE PILOTO AUTOMÁTICO EM AERONAVE BIMOTOR COM PERDA DE TRAÇÃO EM UM MOTOR
Trazzi Junior, Fernando Luiz¹; Paglione, Pedro^1
1ITA
Resumo: O contexto deste estudo é relacionado com a perda de tração, total ou parcial, em um motor de uma aeronave comercial a jato bimotor. Neste caso, o motor falhado irá contribuir para perda de tração e aumento de arrasto, ocasionando tração e arrasto assimétricos. Assim, a aeronave deve compensar tal assimetria utilizando ailerons e leme. Foram estudadas várias configurações de equilíbrio da aeronave, dentre as quais duas foram escolhidas para serem aprofundadas: a que produz menor arrasto, com ângulo de rolamento diferente de zero, e a que é a mais confortável para o passageiro e para os pilotos, com ângulo de rolamento igual a zero. Este estudo é direcionado para três objetivos principais: i) calcular as condições de equilíbrio da aeronave antes e depois da perda de um motor; ii) obter a trajetória da aeronave quando ocorre a perda de um motor; iii) implementar piloto automático (PA) de manutenção da atitude lateral e da altitude, utilizando como referência as condições de equilíbrio e a trajetória obtida. Para calcular as condições de equilíbrio, é necessário resolver um sistema de equações não-lineares, no qual são obtidos os valores de equilíbrio para os ângulos de ataque, de rolamento e de trajetória, a posição da manete e os ângulos de deflexão do profundor, do aileron e do leme. A trajetória da aeronave é calculada através de método númerico onde, em cada iteração, ou seja, para cada altitude, é calculado o número de Mach ótimo que resulte numa razão de descida mínima. Esse cálculo é realizado até que a razão de descida seja igual a zero, ou seja, a aeronave se encontre em sua nova altitude e velocidade de equilíbrio. Para implementar o PA, primeiramente o sistema foi linearizado em torno das condições de equilíbrio. Desta forma foram calculadas as matrizes de estado e de controle longitudinais e latero-direcionais da aeronave. As variáveis de entrada para implementar o PA são as deflexões do profundor (para o PA de altitude), e dos ailerons e leme (para o PA de atitude lateral). A manete de tração não é controlada, pois, quando ocorre a perda de um motor, o piloto configura a manete para a posição de 100%, removendo a possibilidade de controle desta entrada. Ao ocorrer a perda parcial de um motor (em torno de 20% da tração), a aeronave mantém a mesma velocidade e altitude, apenas aumentando a tração disponível. Porém, quando ocorre a perda total de um motor, não é possível manter nem a velocidade nem a altitude, e a aeronave atinge uma nova condição de equilíbrio utilizando como premissa uma trajetória com razão de descida mínimo. Verificou-se que na nova condição de equilíbrio a velocidade diminuiu em torno de 25% e o ângulo de ataque aumentou consideravelmente. Introduziu-se os efeitos do vento e verificou-se que o projeto do PA atende bem os critérios de aeronavegabilidade, diminuindo, assim, a carga de trabalho do piloto.
Palavras-chave: Voo Assimétrico; Piloto Automático; Perda de Motor.
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CON10-2150 - CÁLCULO ESTRUTURAL DE ASA, TREM DE POUSO E ANÁLISE DE DESEMPENHO DE MOTOR E HÉLICE PARA AEROMODELO
Mendes, Cássio Patrick Nunes¹; Alcântara, Anderson da Silva de¹; Nascimento, Marcos Willian Leal do¹; Costa, Thiago Valente da¹; Ferreira, Emílio Henrique Ferreira e¹; Neto, Teodoro Macedo Araujo¹; Fujiyama, Roberto Tetsuo¹; Oliveira, Dênio Raman Carvalho de^1
1Universidade Federal do Pará
Resumo: Este trabalho apresenta uma análise estrutural de alguns componentes de um avião aeromodelo construído com finalidade de participar da Competição Aerodesign SAE BRASIL, para tanto foi necessário conhecer e aplicar as regras elementares da aerodinâmica na etapa de projeto do avião aeromodelo. O aeromodelo tem por características principais ser um avião construído em escala reduzida, rádio controlado, não tripulado e com capacidade de transportar o máximo de carga útil possível. Essencialmente, uma aeronave voa quando sua asa é impulsionada através do ar, o que faz com que ela crie uma força com sentido para cima chamada de força de sustentação. Há também o motor que gira a hélice que penetra no ar desenvolvendo uma tração suficiente para vencer a força do arrasto, que é a resistência criada pelo avanço da aeronave através da densa camada gasosa da atmosfera. Para atender tais critérios o presente trabalho utilizou de métodos teóricos e analíticos para o desenvolvimento da asa, trem de pouso e analise de desempenho do motor e da hélice a fim de atender as exigências do regulamento da Competição SAE Brasil. Com o auxílio de software realzamos umo ensaio no motor com diferentes modelos de hélices e observou-se que o perfil Selig 1223 apresentou melhor sustentação combinada com melhor empuxo da hélice e motor, tornando o sistema moto-propulsor mais eficiente, assim como o material utilizado no trem de pouso apresentou capacidade de absorver parte da energia de impacto com o solo sem perda de resistência mecânica.
Palavras-chave: aeromodelo; trem de pouso; asa.
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CON10-0419 - CARACTERIZAÇÃO E CONDICIONAMENTO DOS PROBLEMAS DE QUALIDADE DE ENERGIA EM AERONAVES MAIS ELÉTRICAS ATRAVÉS DA ALOCAÇÃO DE FILTROS PASSIVOS BASEADA NA TEORIA DE ESTRUTURAS
Pesente, Jonas Roberto¹; Góes, Luiz Carlos Sandoval^1
1Instituto Tecnológico da Aeronáutica
Resumo: Este trabalho tem como finalidade estudar a aplicação da teoria de autoestruturas sobre o condicionamento da energia elétrica de aeronaves mais elétricas a partir da alocação de filtros passivos. Inicialmente é realizada uma revisão dos principais distúrbios eletromagnéticos a que estão sujeitos os sistemas elétricos das aeronaves considerando a natureza de sua origem, seguindo de um levantamento dos critérios de avaliação da qualidade de energia baseada nas normas de certificação vigentes. Posteriormente são realizadas simulações que investigam potenciais problemas de qualidade de energia, que são tratados a partir da concepção e alocação de filtros passivos baseada na teoria de autoestruturas. Finalmente, são apresentados os principais resultados obtidos a partir de simulações, que indicam a boa performance da metodologia adotada no condicionamento da qualidade de energia elétrica em aeronaves.
Palavras-chave: Aeronaves Mais Elétricas; Teoria de Estruturas; Filtros Passivos.
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CON10-0285 - CHARACTERIZATION OF A INJECTOR ALCOOL/N2-LIQUIDO THROUGH ANALYSIS OF SPRAY BY OPTICAL TECNICS
Wehmann, Claus Franz¹; Pimenta, Amilcar Porto¹; Dourado, Wladimyr Mattos da Costa²; Barreta, L.G.³; Esbampato, M.E.^3
1ita; ²iae; ³ieav
Resumo: In the search for more efficient rocket engines, the pressure in the combustion chamber needs to be high and appear the requirement for propellants with high energy efficiency, including the cryogenic. The development of atomizers for these propellants is quite difficult because the characteristics of the fluids involved (boiling temperature). As part to the development of a bench study of combustion using this type of propellant, a injector was designed to operate with alcohol and liquid oxygen. This study used the technique of Planar Laser Induced fluorescence (PLIF),Particle Image Velocimetry (PIV) and Laser measure of drop diameter which allows non-intrusive way of viewing the flows, the interaction between the sprays and characteristics such as opening angle of the atomizer using Water Alcohol and liquid nitrogen as a substitute for the Propellants.
Palavras-chave: spray; injector; Plif; PIV; Criogenic.
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CON10-0402 - COMPUTATIONAL ANALYSIS OF THE AERODYNAMIC HEATING AND DRAG OF A REENTRY BRAZILIAN SATELLITE
Sampaio, Pedro A. C.¹; Santos, Wilson F. N.^1
1Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais
Resumo: The aim of the work reported here is to present a computational investigation on the small ballistic reentry Brazilian vehicle SARA (acronym for SAtélite de Reentrada Atmosférica). Chemical equilibrium and thermal non equilibrium hypersonic flow over the vehicle SARA at zero-degree angle of attack is modeled by the Direct Simulation Monte Carlo (DSMC) method. The emphasis of this paper is to examine the behavior of the aerodynamic surface quantities during the high altitude portion of the SARA reentry. In this fashion, pressure, skin friction, heat transfer and drag coefficients are investigated for altitudes of 100, 95, 90 and 85 km. In addition, comparisons based on geometry are made by considering axisymmetric and planar two-dimensional configurations. The analysis showed that the stagnation region is a thermally stressed zone. The peak value for the heat flux was attained at the stagnation point. It was also found that the stagnation region is a zone of strong compression, high wall pressure.
Palavras-chave: DSMC; Rarefeide Flow; Hypersonic Flow; SARA; Capsule Shape.
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CON10-1777 - CONTROLE LINEAR QUADRÁTICO PARA APROXIMAÇÃO LONGITUDINAL DE AERONAVES
MAERTENS, CRISTINA ALVES¹; PAGLIONE, PEDRO¹; SILVA, CLEITON DINIZ PEREIRA DA SILVA E^1
1ITA
Resumo: O presente trabalho tem como objetivo o desenvolvimento de uma lei de controle longitudinal para o rastreamento do sinal de glideslope através do uso da metodologia Linear Quadrática. Várias condições de vôo de uma aeronave comercial a jato em aproximação para pouso foram consideradas, incluindo diferentes configurações de centro de gravidade, massa, velocidade e altitude. A arquitetura básica utilizada para o projeto consistiu na criação de uma malha interna, responsável pelo aumento de estabilidade do sistema (SAS), e de malhas externas, cuja função é efetuar o seguimento das variáveis que traduzem o perfil da trajetória. O cálculo dos parâmetros do controlador foi realizado por um método algorítmico de otimização local com restrições, de acordo com a metodologia proposta e utilizando matrizes de ponderação diagonais. O desempenho do sistema de controle foi avaliado através de respostas em frequência, análises de estabilidade e de qualidade de vôo. Usando simulações temporais, foi possível mostrar que o sistema em malha fechada é capaz de efetuar o seguimento das trajetórias propostas, ainda que submetido a rajadas de vento e turbulência. Um escalonamento de ganhos do SAS, em função da velocidade verdadeira e da pressão dinâmica, foi proposto de modo a englobar o envelope de operação da aeronave. Através desse escalonamento, foi possível manter as mesmas características dinâmicas para o conjunto aeronave com SAS, independentemente da condição de altitude de vôo, massa da aeronave, posição do centro de gravidade e velocidade calibrada de aproximação.
Palavras-chave: Controle longitudinal; Piloto automático; Controle de trajetória; Escalonamento de ganhos.
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CON10-1538 - DESCRIÇÃO DE CÂMARA DE MISTURA SUPERSÔNICA/SUBSÔNICA E PRIMEIROS RESULTADOS
Silva, André Fernando de Castro da¹; Braz, Rodrigo de Oliveira²; Rocha, Alcides³; Falcão Filho, João Batista Pessoa^3
1Instituto Tecnológico de Aeronáutica; ²Universidade de Taubaté; ³Instituto de Aeronáutica e Espaço
Resumo: O TTP (Túnel Transônico Piloto) do IAE (Instituto de Aeronáutica e Espaço) é um túnel convencional em circuito fechado, acionado por compressor principal na faixa de número de Mach de 0,2 a 1,3, com seção de testes com dimensões 0,30 m x 0,25 m. Uma constante preocupação com a questão energética, quer pela escassez dos recursos naturais do planeta ou pela desejável redução de custos, tem levado ao uso de soluções inovadoras. Nesse sentido, o TTP também pode operar intermitentemente com o uso de sistema de injeção de ar comprimido a alta pressão, estendendo o envelope de operação do túnel, com a mesma potência elétrica instalada. O sistema de injeção descarrega ar comprimido através de bicos injetores que operam entupidos com número de Mach de 1,9 promovendo a aceleração do escoamento primário na câmara de mistura. É de fundamental importância o ajuste dos parâmetros do sistema de injeção durante a operação combinada com o circuito principal do túnel, visando à redução de perdas na câmara de mistura. Um estudo paramétrico experimental da câmara de mistura é extremamente desejado, embora de difícil execução no circuito do túnel. Por isso, foi desenvolvido o projeto e a construção de uma câmara de mistura para avaliação paramétrica experimental, visando a otimização do processo de mistura - minimização das perdas de carga. O trabalho apresenta as bases teóricas empregadas na elaboração do projeto desta câmara de mistura, uma análise das equações da Mecânica dos Fluidos aplicadas a um volume de controle que modela esta câmara, como também a descrição de suas principais características. Finalmente, são apresentados os sistemas de medição para obtenção dos principais parâmetros da câmara de mistura juntamente com uma análise dos primeiros resultados experimentais obtidos.
Palavras-chave: Túnel Transônico; Câmara de Mistura; Experimental; Jato Supersônico; Cálculo Teórico.
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CON10-0443 - DESEMPENHO DO MOTOR ZENOAH GT-80 UTILIZADO EM UMA AERONAVE NÃO-TRIPULADA EM UM BANCO DE HÉLICE
Venson, Giuliano Gardolinski¹; Martins, Cristiane Aparecida^1
1Instituto Tecnológico de Aeronáutica
Resumo: Este trabalho apresenta a metodologia experimental de ensaio de um motor de uma aeronave não-tripulada em um banco de hélice. O objetivo é a obtenção das curvas de tração, torque, potência e consumo específico do motor em função da rotação. O motor de combustão interna ensaiado é o Zenoah GT-80, do tipo dois tempos, com dois cilindros opostos horizontalmente, alimentação por carburador, ignição por magneto e volume deslocado de 80cc. O desempenho do motor é avaliado utilizando a hélice de geometria 24x10, onde o primeiro valor corresponde ao diâmetro da hélice em polegadas e o segundo ao passo da hélice em polegadas. Os valores de tração e o torque são obtidos através de células de carga montadas no chassi do banco de hélice. A velocidade de rotação do motor é obtida através de um sensor ótico posicionado no cubo da hélice. O consumo de combustível em função da rotação é estimado através da variação de massa do tanque, ao longo de ensaios em rotação constante. O sistema de aquisição de dados e controle do motor é baseado no software comercial LabView® 7.1. O controle do acelerador do motor é realizado através de um eletro-servo conectado ao computador de controle via porta serial. Os resultados apresentam as curvas de tração, torque, potência e consumo específico do grupo moto-propulsor em função da rotação. A potência máxima do motor obtida experimentalmente é da ordem dos 3kW ou 4.1hp, com torque de 4.7N.m e tração de 160N a 6200rpm. Os valores são comparados com a curva de torque e potência disponibilizada pelo fabricante.
Palavras-chave: UAV; banco de hélice; testes de desempenho.
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CON10-0438 - DESENVOLVIMENTO DE UM INJETOR TIPO BLURRY PARA BIOCOMBUSTÍVEIS
Azevedo, Claudia Gonçalves de¹; Couto, Heraldo da Silva²; Costa, Fernando de Souza^1
1INPE; ²VSE
Resumo: A combustão de combustíveis líquidos em motores diesel, turbinas, motores de foguete e fornalhas industriais depende de uma efetiva atomização a fim de aumentar a área superficial do combustível e assim atingir altas taxas de mistura e evaporação. Para tanto, o combustível deve ser totalmente atomizado antes de alcançar a zona de combustão. Desse modo, o presente trabalho apresenta o desenvolvimento de um injetor do tipo Blurry para biocombustíveis líquidos bem como o projeto de uma bancada experimental para testes e caracterização de injetores. Injetores Blurry têm potencial para uso em sistemas de combustão compactos, apresentam boa atomização, alta eficiência, distribuição de gotas quase uniforme, excelente vaporização de combustível e pré-mistura com ar.
Palavras-chave: Injetor Tipo Blurry; Biocombustíveis Líquidos.
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CON10-1188 - DESENVOLVIMENTO DE UM MÉTODO PARA MEDIR A VELOCIDADE DE MODELOS HIPERSÔNICOS UTILIZANDO FIOS DE COBRE.
Silva, Bruno Amoedo Barcia Paiva da¹; Borges, Marcos de Melo¹; Minucci, Marco Antonio Sala¹; Abreu, Oseas Domingos de¹; Cruzelles, Sidney Bariani¹; Toro, Paulo Gilberto de Paula¹; Santos, Alberto Monteiro dos^1
1Instituto de Estudos Avançados - DCTA
Resumo: O presente trabalho aborda um método alternativo, não-intrusivo e economicamente viável para medir a velocidade de veículos hipersônicos que viajam no interior do Lançador Hipersônico de Massa do Instituto de Estudos Avançados. O método consiste em posicionar fios de cobre perpendicularmente à trajetória do veículo, cujas extremidades estão conectadas a um circuito de alta velocidade. São descritos resumidamente detalhes técnicos e operacionais do sistema e é feita uma comparação com outros métodos convencionais utilizados para medir a velocidade de veículos hipersônicos.
Palavras-chave: Lançador Hipersônico de Massa; Compressor a Pistão Livre; Hipersônica.
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CON10-0674 - DESENVOLVIMENTO E ANÁLISE DA VISÃO SINTÉTICA E HIGHWAY-IN-THE-SKY APLICADOS A AERONAVES EM VOO IFR
Palharini, Diego¹; Hemerly, Elder M.^1
1Instituto Tecnológico de Aeronáutica
Resumo: Resumo. Este artigo descreve o desenvolvimento e testes de um sistema de visão sintética, onde os dados de atitude e navegação são gerados através de simulação Matlab/Simulink. O sistema de visão sintética é constituído de um gerador de ambiente desenvolvido em OpenGL. Os dados de terreno, obstáculo e navegação, utilizados no sistema, advêm de uma base de dados proprietária. O processo de cálculo dos arcos para o HITS (Highway-In-The-Sky) acontece quando os dados de planejamento são utilizados para guiar o piloto durante todas as fase do voo. Os dados gerados para o HITS podem também ser utilizados como referência para o piloto automático, o qual possui a função de manter a aeronave no centro do HITS, percorrendo a rota ativa. Foi possível observar diversas vantagens na utilização da visão sintética como ferramenta de auxílio à tomada de decisão em fases críticas do voo.
Palavras-chave: Visão sintética; Highway in the sky; Cartas aeronáuticas.
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CON10-1392 - EFEITOS DO AUMENTO DA RAZÃO DE PRESSÃO DO FAN E DA REDUÇÃO DA VAZÃO MÁSSICA DE AR DE ARREFECIMENTO SOBRE O PONTO DE PROJETO DE UM MOTOR TURBOFAN
Mélo, Drumond de¹; Lacava, Pedro Teixeira^1
1Instituto Tecnológico de Aeronáutica - ITA
Resumo: O trabalho presente apresenta uma análise dos efeitos da variação da razão de pressão do fan e da vazão mássica de ar de arrefecimento da turbina de alta pressão e componentes associados sobre o desempenho do ciclo termodinâmico de um motor turbofan. De forma a analisar de forma rápida diferentes combinações de parâmetros de ciclo e produzir respostas adequadas, utilizou-se a ferramenta computacional ONx, fornecida de forma gratuita por Mattingly em seu livro Aircraft Engine Design. Temperaturas máximas de câmara de combustão entre 1333K e 2000K são analisadas em ciclos cuja pressão do fan varia entre 1,8 e 2,0 e a vazão mássica de ar de arrefecimento varia entre 0% e 7,5% da vazão de ar do núcleo do motor. Finalmente, um direcionamento sobre as possíveis aplicações destas alterações são exploradas assim como um breve resumo qualitativo sobre as implicações decorrentes destas alterações sobre o motor e a aeronave é apresentado, em conjunto aos requisitos necessários para ferramentas que buscam avaliar estes efeitos.
Palavras-chave: Motor turbofan; Razão de pressão; Fan; Ciclo termodinâmico; Arrefecimento interno.
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CON10-1405 - ESTABILIDADE E CONTROLE DE AERONAVES EM MANOBRAS LAPES
Negreti, João Flávio Reis¹; Silva, Cleiton Diniz Silva e²; Paglione, Pedro^1
1Instituto Técnologico de Aeronáutica - ITA; ²Empresa Brasileira de Aeronáutica - Embraer
Resumo: As manobras de extração de cargas em baixas altitudes (Low Altitude Parachute Extration System - LAPES) configura-se num dos maiores desafios aeronáuticos do ponto de vista de controle, devido às rápidas variações de posição de centro de gravidade, momentos de inércia e peso da aeronave, associados a pequenas margens para variação da altitude. Assim, este trabalho propõe o desenvolvimento de modelos que simulem as perturbações envolvidas em manobras LAPES e apresentar alternativas para o controle da aeronave, de maneira a tornar esse tipo de missão exequível de maneira segura e com uma carga de trabalho ao piloto aceitável. É discutida a implementação de controle em dois laços: um laço interno para aumento de estabilidade através da técnica de inversão estática e outro laço externo com a implementação para o aumento de controle. Nesse último laço serão analisados duas arquiteturas de controle: segurador de ângulo de atitude e seguidor de ângulo de trajetória. Finalmente, são apresentados os resultados de simulação de diversas condições de alijamento de carga, com a consequente melhora nos resultados para o cumprimento da missão.
Palavras-chave: LAPES; Inversão Estática; Modelagem; Controle.
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CON10-0876 - ESTABILIDADE E CONTROLE LATERAL DE UM CAÇA BI-MOTOR SEM EMPENAGEM VERTICAL
Dutra, Diogo Peligrinelli¹; Paglione, Pedro^1
1Instituto Tecnológico de Aeronáutica
Resumo: O objetivo deste trabalho é propor e analisar soluções técnicas para uma configuração atípica de aeronave tipo caça: sem empenagem vertical. A partir de um caça bi-motor pré-definido são propostos três modos de controle lateral: empuxo vetorado, arrasto diferenciado e empuxo assimétrico. Inicialmente é apresentado um projeto conceitual dos controles (dimensionamento, posicionamento e batentes), e posteriormente é analisada a capacidade de cada controle proposto em (isoladamente) oferecer estabilidade estática com a qualidade de vôo exigida.
Palavras-chave: SEM; ESTABILIDADE; CONTROLE; LATERAL; CAÇA; EMPENAGEM; VERTICAL.
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CON10-1312 - ESTIMAÇÃO DE ATITUDE EM TEMPO REAL UTILIZANDO O FILTRO DE KALMAN ESTENDIDO E ÂNGULOS DE EULER.
Garcia, Roberta Veloso¹; Kuga, Hélio Koiti²; Zanardi, Maria Cecilia F. P. S.^3
1Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais- INPE; ²Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais - INPE; ³Universidade Estadual Paulista - UNESP, Guaratinguetá
Resumo: O objetivo deste trabalho é realizar a estimação da atitude de satélites artificiais, em tempo real, utilizando dados reais referentes à velocidade de rotação e a atitude do satélite, fornecidas por giroscópios e pelos demais sensores de atitude a bordo do veículo. A atitude de um veículo espacial é definida como a sua orientação no espaço em relação a um sistema de referência, a partir de dados fornecidos por sensores de atitude. A grande diversidade de missões espaciais com fins meteorológicos, de telecomunicação, de sensoriamento remoto e científico, entre outros, confere relevância significativa às atividades de controle, propagação e determinação de atitude e de órbitas de satélites artificiais. A determinação de atitude do satélite é parte importante das atividades de missões espaciais, seja pela necessidade de atender os pré-requisitos da carga útil, seja pela necessidade de atender aos requisitos de controle de atitude. O procedimento de estimação da atitude é implementado através de um estimador de tempo real que permite considerar erros no modelo da dinâmica, por meio da inclusão de ruídos de estado. O método de determinação de atitude utilizado neste trabalho é o filtro de Kalman Estendido, sendo este um algoritmo que se caracteriza por ser uma simples extensão do Filtro de Kalman para aplicação em sistemas não-lineares. Este filtro consiste da linearização sobre uma trajetória de referencia que é continuamente atualizada a cada processamento das medidas do instante correspondente. Este trabalho conta com a utilização de dados reais do satélite CBERS-2, fornecidos pelo INPE, sendo que as medidas são obtidas por meio de giroscópios e sensores solares e de horizonte que estão a bordo do satélite. A utilização de dados reais é o diferencial principal com relação aos demais trabalhos que utilizam o Filtro Estendido de Kalman para determinação da atitude de satélites artificiais. Com base nas medidas fornecidas pelos sensores, o filtro de Kalman estima com maior precisão a atitude do satélite. Os resultados finais da atitude e da velocidade angular do satélite estimado pelo filtro de Kalman Estendido são analisados para diferentes conjuntos de dados. Como resultados finais são apresentados o comportamento temporal da atitude do satélite, sua incerteza, além dos resíduos gerados pelo algoritmo, onde se mostra a convergência do filtro de Kalman desenvolvido. Salienta-se que os valores estimados da atitude do satélite ficam em torno de -0,5º para os eixos de roll e pitch, e aproximadamente -1º para o eixo yaw, sendo estes valores esperados pelo Centro de Controle de satélites do INPE.
Palavras-chave: Filtro Estendido de Kalman; Estimação de Atitude; Satélites Artificiais.
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CON10-0955 - ESTIMATIVA DE PESO DE DECOLAGEM PARA VEÍCULOS AÉREOS NÃO TRIPULADOS
Guerra, Eduardo Bento^1
1Instituto de Aeronáutica e Espaço
Resumo: O objetivo deste artigo é apresentar métodos para o cálculo da estimativa de peso de decolagem de veículos aéreos não tripulados (VANTs) de reconhecimento tático. A estimativa do peso de decolagem é uma importante etapa dentro do projeto de uma nova aeronave e será utilizada em várias outras fases de seu desenvolvimento, tendo grande influência na qualidade final do projeto. Dois métodos clássicos empregados no projeto de aeronaves tripuladas foram aplicados, constatando-se a necessidade da realização de ajustes nas equações, tendo como base dados técnicos de aeronaves não tripuladas em operação no cenário militar atual. Um terceiro método, formulado para uso específico de veículos aéreos não tripulados, também é apresentado. Os resultados indicam que os métodos clássicos não são totalmente adequados para VANTs, sendo necessário formular correções específicas para veículos aéreos não tripulados ou trabalhar com metodologias que tratem especificamente deste tipo de aeronave.
Palavras-chave: VANT; veículo aéreo não tripulado; peso de decolagem; UAV.
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CON10-0511 - ESTRATÉGIA DE CONTROLE PARA REABASTECIMENTO EM VÔO AUTOMÁTICO
Correa, Leonardo de Queiroz¹; Paglione, Pedro^1
1Instituto Tecnológico de Aeronáutica - ITA
Resumo: Reabastecimento em vôo é uma manobra realizada em operações militares, capaz de garantir grande autonomia para a frota e significativa melhora nos índices de desempenho, tais como comprimento de pista e peso máximo para decolagem. Atualmente, existem dois métodos de reabastecimento em vôo: o primeiro chamado de lança voadora (flying boom), onde a aeronave tanque deve se conectar a aeronave recebedora através de uma lança; e o método da sonda ao cesto, onde a aeronave recebedora se encarrega de perseguir uma cesta ligada a uma mangueira de combustível flexível, posicionada na aeronave tanque. No intuito de garantir uma operação segura e precisa, alguns trabalhos foram publicados propondo leis de controle capazes de executar a tarefa sem o auxílio de um ser humano. Esse trabalho propõe uma lei de controle baseada no rastreamento dos estados de altitude e distância lateral entre as aeronaves para a execução automática da operação de reabastecimento em vôo através do método de sonda ao cesto. O projeto do controlador segue a idéia de um rastreador por modelo de referência, capaz de garantir a minimização de erro de estado estacionário e comportamento dinâmico similar ao do modelo proposto. Os ganhos são calculados para minimizar uma função de custo específica de acordo com a técnica de LQR. Por fim, um estudo de robustez e sensibilidade foi proposto para identificar as características do sistema para rejeição de perturbações e ruídos.
Palavras-chave: Reabastecimento em Vôo; Controle Automático; LQR; Modelo de Referência.
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CON10-1927 - EVALUATION OF A SIMPLE APPROACH FOR THE OPTIMIZATION OF THE STACKING SEQUENCE, THICKNESS AND ANGLES OF COMPOSITE LAMINATED STRUCTURES
Guimarães, Thiago Augusto Machado¹; Hernandes, José Antônio¹; Ravetti, Fernanda Mariana Nunes^1
1ITA
Resumo: The use of composite materials has been increasing in the aeronautical industry for use in primary structures, such as wing and fuselage, where it can significantly save structural weight. Composite laminate optimization can be attractively cast as a discrete variable problem constrained by material strength, buckling and natural frequency. The solution for the discrete variable problem based on combinatorial optimization techniques is too costly and alternatives must be explored. In the present work a simple methodology has been applied do determine the optimal stacking sequence, the number of layers and angles of composite plates using a technique based on the use of discrete variables applied to the property cards of composite laminates typical of commercial finite element codes. The structural optimization software GENESIS was used to implement the ideas for the composite laminate optimization. Some problems typical of aeronautical structures were tested to validate the methodology.
Palavras-chave: composite structures; structural optimization; stacking sequence.
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CON10-1228 - FORMAL VERIFICATION AND MODELING OF REAL-TIME EMBEDDED SYSTEM FOR AEROSPACE APPLICATION
Losso, Rhenzo¹; Villani, Emília¹; Góes, Luis Carlos Sandorval¹; Saotome, Osamu^1
1Instituto Tecnológico de Aeronáutica
Resumo: A necessidade da indústria aeroespacial em ter sistemas extremamente confiáveis, tanto do ponto de vista de segurança (integridade) quanto do ponto de vista de tempo de resposta faz com que o desenvolvimento de sistemas embarcados críticos seja amplamente estudado. Estes sistemas precisam ter a capacidade de funcionarem de maneira previsível e sem falhas catastróficas. Enquanto o hardware do sistema embarcado em geral é amplamente testado e submetido a injeções de falhas, a mesma atenção não é dada para o desenvolvimento do software. A participação do software nas causas de acidentes recentes na área aeroespacial vem crescendo significativamente, à medida que a complexidade dos programas embarcados aumenta. Dentre as diversas abordagens para verificação de software, este artigo aborda o uso de verificação formal baseada em model checking e na ferramenta UPPAAL, aplicada a um estudo de caso da área aeroespacial. Este estudo de caso consiste em uma mesa aerosuspensa que simula um satélite com um grau de liberdade. Inicia-se apresentando a modelagem do comportamento do sistema. Este comportamento é verificado por simulação e pela prova de propriedades relacionadas aos seus requisitos. É dada particular atenção para verificação de requisitos de tempo-real. O software embarcado é desenvolvido de acordo com as normas ECSS. Em particular considera-se os serviços definidos na norma ECSS-E-70-41 para as operações de manipulação de dados a bordo. Finalmente, o modelo é implementado e embarcado em um processador ADSP-BlackFin 533 para validação da solução desenvolvida.
Palavras-chave: Embedded System; Real-Time; Aerospace Application; UPPAAL; Formal Verification.
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CON10-0006 - HINF LOOP-SHAPING CONTROLLERS FOR A FLEXIBLE AIRCRAFT
Lamas, Rodrigo de Mello Leal Santiago¹; Paglione, Pedro¹; Ronconi, Salvador Jorge da Cunha^2
1ITA; ²EMBRAER
Resumo: The ever increasing competition on the aeronautical industry has been leading into major improvements regarding fuel consumption, engine performance and on flight controls systems, among others. One of most studied fields is the composite materials usage as, when correctly applied, it leads to major gains regarding the aircraft's structural weight and consequently into better fuel consumption figures. On the other hand, the ever increasing composite materials usage has a unique property: it brings the structure flexible modes closer to the rigid ones. Therefore, older techniques such as structural filtering cannot be used anymore. This results on the need of advanced filtering techniques, such as the ones provided by Robust Control. On this essay the longitudinal model of a military aircraft, the B1-Lancer, is deeply analyzed, integrating its structuralmodes into its rigid body dynamics in order to accurately design stability and control augmentation systems, through the Hinf Loop-Shaping Dynamic Robust Control Technique, considering up to three different control inputs: the tail deflection, which acts as an elevator, the control vane deflection, that mainly helps regarding gust-alleviation and the thrust levers, which serves as a fine-tuning input.
Palavras-chave: control systems; robust control; flexible structures; augmentation systems; aeronautical engineering.
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CON10-0567 - HYBRID LOAD CALIBRATION OF A STRAIN GAGE INSTRUMENTED HORIZONTAL EMPENNAGE
Barros, Jason de¹; Menezes, João Carlos^1
1Instituto Tecnológico de Aeronáutica - ITA
Resumo: The development of a new transport category airplane or a derivation of an existing airplane with significant changes on its original configuration usually requires a flight test campaign for loads survey. The general purpose of the flight test for loads survey is to validate the theoretical methods used to predict the component loads. The major interest lies in determining the in-flight loads - namely the shear, bending moment and torque - on lifting and stabilizer surfaces, such as wing, horizontal and vertical empennages. Structures instrumented with strain gages and calibrated are commonly used to obtain flight load data. Considering the conventional calibration method, specific loads are applied at various chordwise and spanwise positions over a particular structure surface, and the strain gage responses recorded. From the correlation among loads and strain gage responses, load equations are developed from which surface loads can be determined during the flight test. An alternative load calibration methodology is being proposed using a simplified finite element structural model. In this investigation, a simple NASTRAN structural model of a horizontal empennage was found to be effective in predicting the calibration test strain gage general behavior. The strains prediction represents the basis for this simplified calibration methodology. Provided a suitable adjustment of the model based on some experimental data, the strain gage responses from the actual structure can be satisfactorily predicted by the model. In order to evaluate the alternative calibration methodology reliability, one previously instrumented and (conventionally) calibrated structure was used, providing the reference for both flight and ground test comparisons. The objective of this work is to present the procedures used in adjusting the model responses based on a reduced set of experimental data and to discuss the applicability, advantages and limitations of this methodology.
Palavras-chave: In-flight loads; Strain gage; Finite Element method.
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CON10-0390 - IMAGEAMENTO E CARACTERIZAÇÃO DE DANOS EM NÚCLEOS DE PAINÉIS-SANDUÍCHE AERONÁUTICOS POR RESSONÂNCIA MAGNÉTICA NUCLEAR
Portela, Alexandre Machado Aguiar¹; Tarpani, José Ricardo¹; Vidoto, Edson L. G.¹; Martins, Mateus José¹; Tannús, Alberto^1
1Universidade de São Paulo
Resumo: No presente trabalho, Ressonância Magnética Nuclear (RMN) foi empregada no imageamento e na caracterização de danos por amassamento do núcleo de meta-aramida (Nomex) em painéis-sanduíche estruturais revestidos com laminados de resina epóxi fortalecida com fibras contínuas de carbono. Objetivou-se verificar a habilidade desta promissora técnica não-destrutiva para um possível emprego futuro em programas de inspeção periódica de componentes e estruturas aeronáuticas de alta responsabilidade. Os resultados foram bastante animadores, mostrando que a RMN tem, sob determinadas circunstâncias, um grande potencial para indicar, localizar e quantificar danos internos em componentes do tipo painel-sanduíche.
Palavras-chave: Ressonância Magnética Nuclear; Painéis-sanduíche estruturais; Inspeção não-destrutiva.
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CON10-1161 - LANÇADOR HIPERSÔNICO DE MASSA: UM DISPOSITIVO UTILIZADO PARA ACELERAR MODELOS HIPERSÔNICOS
Borges, Marcos de Melo¹; Minucci, Marco Antonio Sala¹; Abreu, Oseas Domingos de¹; Toro, Paulo Gilberto de Paula¹; Santos, Alberto Monteiro dos^1
1Instituto de Estudos Avançados - DCTA
Resumo: Os avanços na tecnologia aeroespacial tornaram imprescindíveis ensaios em laboratórios de veículos hipersônicos. Em conseqüência houve a necessidade de desenvolver dispositivos capazes de gerar tais condições. Um dos métodos utilizados para simular essas condições é o Lançador Hipersônico de Massa (LHM), que vem merecendo considerável interesse, tanto no campo experimental quanto no teórico. Este trabalho consiste no estudo experimental deste dispositivo, que é utilizado no Instituto de Estudos Avançados (IEAv). O Lançador Hipersônico de Massa é dividido em duas partes, a seção de compressão e a seção de aceleração. A seção de compressão é composta de um compressor a pistão livre, do qual são descritos resumidamente neste trabalho detalhes técnicos e operacionais de cada componente do sistema. Os parâmetros: massa do pistão, comprimento do tubo de compressão, pressão no tanque de alta pressão e pressão no interior do tubo de compressão são analisados experimentalmente. Na seção de aceleração são descritos resumidamente detalhes técnicos e operacionais de cada componente do sistema. É descrito o conceito de velocidade de detonação de Chapman Jouguet da mistura energética, verificando sua influência na aceleração do modelo através dos regimes de propulsão. São apresentados dados experimentais da velocidade do modelo antes e após penetrar no estágio da seção de aceleração que contem em seu interior uma mistura propelente.
Palavras-chave: Hipersônica; Compressor a Pistão Livre; Ram Accelerator; Two Stage Light Gas Gun.
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CON10-1418 - LANDING GEAR FREE-FALL SIMULATION AND DAMPING OPTIMIZATION USING MATLAB
Maia Neto, Mário¹; Góes, Luiz Carlos Sandoval²; Furtado, Rui Charles Mendonça^3
1ITA/EMBRAER SA; ²ITA - Instituto Tecnológico de Aeronáutica; ³EMBRAER SA
Resumo: The airplane landing gear free-fall operation comprises a redundant, dissimilar and independent mechanically operated method of extending airplane landing gear due to a main hydraulic system failure or an electrical system malfunction. However, the emergency extension operation system design is not unique and spring-assisted, auxiliary hydraulics-assisted or even pneumatics-assisted landing gear free-fall design can be found in different airplanes. This paper aims at describing the model simulation and the optimization of certain parameters related to the associated hydraulic system, for the emergency operation condition, in a system configuration comprising simple extension by gravity (non-assisted system). Since the free-fall modeling involves different subjects like landing gear extension dynamics, hydraulic actuator kinematics, fluid mechanics and even aerodynamic drag, which illustrates the complexity behind its simulation and optimization, a deep literature review was accomplished in order to support all the formulation necessary to make the modeling feasible. Afterwards, some parametric models were created in MATLAB Simulink, which, by means of an iterative process, allowed the determination of specific parameters values that optimized the system damping for that operation. Parameters like restrictor orifices were evaluated for a chosen landing gear configuration and system performance optimized through the assistance of MATLAB optimization tools. Finally, the purpose of the optimum damping comprised the attenuation of the impact effects suffered by aircraft structure when landing gear falls by gravity in an emergency operation, as well as the assurance of sufficient energy for landing gear locking at the end of its downward movement.
Palavras-chave: landing gear; free-fall; modeling; damping; optimization.
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CON10-0666 - LEI DE CONTROLE PARA DECOLAGEM AUTOMÁTICA
Oliveira, Jose Ricardo Perez de¹; Paglione, Pedro¹; Ronconi, Salvador Jorge da Cunha^2
1Instituto Tecnológico Aeronáutico (ITA); ²Embraer
Resumo: A finalidade deste trabalho é projetar e validar um sistema de controle que conduza apropriadamente uma aeronave durante a fase de decolagem, mais especificamente nas sub-fases de arredondamento(rolagem) e subida. O projeto do sistema de controle é feito através do modelo linearizado. Efeitos característicos da decolagem foram analisados, tais como: efeito de solo, retração de trem de pouso e retração dos flaps.Foi feito também um estudo da cinemática inversa do problema de decolagem para a sub-fase de arredondamento. A finalidade do uso da mesma foi obter um sinal de referência a ser utilizado como rastreio para o sistema de controle. A partir de então se deu o projeto dos controladores para o modelo desenvolvido. Os ganhos dos controladores foram calculados utilizando o modelo linearizado da aeronave trimada e a técnica utilizada no cálculo dos ganhos dos controlador para o arredondamento e subida foram ITAE (Integral Time Absolute Error) e IAE (Integral Absolute Error), respectivamente.Para a sub-fase de arredondamento, curta duração, um controlador PI se mostrou suficiente para dar uma boa resposta da aeronave. Já na sub-fase de subida foi utizado no rastreio dos sinais de referência os controladores PID e PI. Com o sistema de controle desenvolvido, ele foi integrado ao modelo não linear da aeronave e avaliado a performance dos controladores projetados. A capacidade do controlador de subida ainda foi testada para a retração dos flaps.
Palavras-chave: Cinemática Inversa; ITAE; Piloto Automático; decolagem.
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CON10-0727 - LEI DE CONTROLE PARA PILOTO AUTOMÁTICO DE DECOLAGEM UTILIZANDO LQR E ITAE
Genova, Wesley Jaques¹; Paglione, Pedro²; Ronconi, Salvador Jorge da Cunha^3
1Instituto Tecnológico de Aeronáutica; ²Instituto Tecnológico de Aueronáutica; ³Empresa Brasileira de Aeronáutca SA
Resumo: Este trabalho descreve o desenvolvimento de leis de controle para um sistema de piloto automático de decolagem. Primeiramente, o procedimento de decolagem é dividido em duas etapas, o arredondamento, baseado no rastreamento do ângulo de atitude, e a subida, baseado em um segurador de velocidade. O foco do trabalho é mantido no controle da dinâmica longitudinal, utilizando-se duas técnicas de projeto de controle, o regulador linear quadrático (LQR) e a integral do tempo multiplicado pelo valor absoluto do erro (ITAE).
Palavras-chave: automático; decolagem; controle; LQR; ITAE.
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CON10-1834 - METAMODELAGEM E OTIMIZAÇÃO DE PLACAS DE ALUMÍNIO REFORÇADAS SUJEITAS A COMPRESSÃO UNIAXIAL NA DIREÇÃO DOS REFORÇADORES.
Awruch, Marcos Daniel de Freitas¹; Hernandes, José Antônio²; Bussamra, Flavio Luis da Silva^1
1ITA - Instituto Tecnológico de Aeronáutica; ²ITA - Instituto Tecnológico de Aeronáutica
Resumo: O presente trabalho foi motivado pela necessidade de metamodelagens em estudos de MDO (Multidisciplinary Design Optimization), onde fluxos extensos devem ser rodados diversas vezes em um processo iterativo, consumindo grande quantidade de tempo e processamento. Placas retangulares reforçadas, sujeitas a esforços compressivos nas direções dos reforçadores são comumente encontradas em aplicações, como, por exemplo, o extra extradorso do caixão estrutural de asas de aeronaves, caso que será desenvolvido e, também, foco do estudo em questão. A metamodelagem foi realizada por redes neurais, RBF (Radial Basis Functions), e treinadas com pontos otimizados, com o objetivo de minimizar o peso, através do uso de um algoritmo genético (NSGA-II). O software modeFrontier foi utilizado para integração do fluxo de cálculo, assim como para a otimização e a criação de superfícies de respostas. No trabalho em questão, as variáveis de entrada para o metamodelo são as seguintes: a largura do caixão da asa; o comprimento, representando a distância entre nervuras; a altura do caixão da asa; um carregamento. O objetivo é fornecer a espessura do revestimento, e a distância entre os reforçadores, bem como a altura e a espessura dos mesmos. Restrições geométricas das variáveis de projeto, e restrições referentes às cargas de flambagem global e local foram levadas em consideração e especificadas no trabalho.
Palavras-chave: Otimização; placa reforçada; flambagem; Metamodelo.
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CON10-2034 - MÉTODO NUMÉRICO PARA A OTIMIZAÇÃO DO TEMPO DE ATITUDE DE SATÉLITE EM ÓRBITA CIRCULAR TERRESTRE, EQUIPADO COM TRÊS RODAS DE REAÇÃO INTERNAS
Bettiato, Alexandre Carbonera¹; Cunha, Wanderley Pires²; Paglione, Pedro^1
1Instituto Tecnológico de Aeronáutica; ²Instituto de Aeronáutica e Espaço
Resumo: Este trabalho apresenta um método de otimização do tempo de manobra para atitude de satélites artificiais equipados com três rodas de reação. Considera-se o objeto em estudo em órbita circular terrestre e sujeito a momentos resultantes do gradiente gravitacional. As velocidades angulares das rodas de reação têm seus vetores coincidentes com os eixos principais de inércia do satélite. As variáveis de controle são os torques aplicados aos eixos de cada roda de reação. A solução do problema numérico para minimização do tempo, incluindo limitações nos valores absolutos dos controles (bang-bang), é extremamente difícil. Logo, é apresentada uma alternativa numérica para sua solução, utilizando um índice de desempenho misto (minimização de energia e tempo de manobra). Repetições da rotina de cálculo são efetuadas com o índice de desempenho misto tendendo para tempo mínimo, até que os valores dos controles (torques) atinjam os limites absolutos determinados. A solução numérica é elaborada através de um algoritmo implementado com o aplicativo MatLab, que utiliza a função "bvp4c" de seu pacote de otimização para a solução de um problema de valor de contorno em dois pontos.
Palavras-chave: Satélite; Atitude; Controle; Otimização; Minimização.
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CON10-1400 - METODOLOGIA DE CALIBRAÇÃO DE SISTEMA DE MEDIDA DE PRESSÃO EM TÚNEIS DE VENTO
Souza, Filipe Moraes de¹; De Oliveira Neto, Pedro José²; Silva, Alcides Rocha da²; Lima, Daniel Simão Alves²; Reis, Maria Luisa Collucci da Costa²; Falcão Filho, João Batista Pessoa^2
1ETEP Faculdades; ²Instituto de Aeronáutica e Espaço
Resumo: Para a realização de ensaios em túneis de vento, é comum a técnica de medição de pressão em superfícies, através do uso de pequenos orifícios de tomadas de pressão normais à superfície que, devidamente conectados a transdutores de pressão, permitem a determinação da distribuição de pressão sobre a superfície. Os gradientes de pressão variam em relação ao regime de velocidade, com diferenças de até 5.000 Pa, em escoamentos tipicamente subsônicos, chegando a 80.000 Pa, em escoamentos de alta velocidade (transônicos e supersônicos). Desta forma, os transdutores de pressão usados devem ser calibrados, com determinação de incertezas correlacionadas, para as faixas de operação compatíveis com as medidas físicas a serem observadas, para que se possa garantir a qualidade dos ensaios. Inicialmente é descrito o sistema de aquisição de dados empregado no Túnel Transônico Piloto (TTP) do Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE), desde os transdutores utilizados até o programa desenvolvido em plataforma LabView. Em seguida, são descritos os principais passos que resumem a metodologia empregada para a calibração do sistema de medida de pressão. São apresentadas as principais características do dispositivo laboratorial empregado e do medidor de pressão utilizado como referência, e também as principais características dos dois módulos de aquisição com 16 canais de pressão cada, que são o objeto da presente calibração. Cada um dos 32 transdutores é submetido a uma pressão conhecida e estável, cuja resposta em milivolts é tomada na média para cerca de 100 varreduras e é feita a correlação com o valor da pressão utilizada. A pressão de referência é modificada para vários valores, dentro da faixa de interesse, e os dados obtidos são submetidos a um ajuste de curva para determinação da melhor função de calibração, buscando-se um erro quadrático mínimo.
Palavras-chave: Calibração; Teste Experimental; Transdutor de Pressão; Túnel de Vento.
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CON10-0983 - MODELAGEM DE UM SISTEMA ANTI-SKID UTILIZANDO AMESIM
Aguiar, Ítalo de Fazio¹; Villani, Emilia^1
1Instituto Tecnológico de Aeronáutica
Resumo: O objetivo deste trabalho é modelar o sistema anti-skid de uma aeronave utilizando o aplicativo AMESIM e analisar os resultados apresentados por meio de simulação. Considera-se o comportamento normal do sistema e o efeito da ocorrência de diferentes tipos de falhas. Este aplicativo é baseado na teoria de Grafos de Ligação e permite a construção de modelos dinâmicos com elevado grau de detalhamento. O modelo elaborado visa à utilização na validação de propostas de estratégias de controle para o sistema anti-skid.
Palavras-chave: anti-skid; amesim.
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CON10-0781 - MODELAGEM DE UMA ASA AEROELÁSTICA EXPERIMENTAL EM COMPÓSITO
Aguiar, André Balbi¹; Souza, Carlos Eduardo¹; Marto, Adolfo Gomes^1
1IAE
Resumo: É investigada a viabilidade da utilização de um modelo experimental de uma placa plana fabricada em compósito no estudo do comportamento aeroelástico não-linear deste tipo de estrutura. Partindo da montagem do modelo numérico estrutural e aerodinâmico, passando pela análise modal experimental, chega-se à análise aeroelástica experimental em túnel de vento. Softwares comerciais de engenharia são utilizados para realizar a análise modal pelo Método de Elementos Finitos e a análise de estabilidade aeroelástica pelo método do Doublet-Lattice. Os ensaios experimentais são realizados em um túnel de vento subsônico, contínuo, de circuito fechado, com pressão e temperatura ambiente, em seção aberta. São observados efeitos aeroelásticos estáticos e não-lineares, como divergência e oscilação de ciclo limite, que são relacionados com alto amortecimento estrutural característico de estruturas em compósito. Os resultados obtidos das análises numéricas e experimentais foram considerados satisfatórios, demonstrando uma adequação da metodologia aos modelos utilizados e aos fins desejados
Palavras-chave: Aeroelasticidade; Flutter; Ensaio Aerolástico; Compósitos laminados; Oscilação de ciclo limite.
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CON10-1386 - NONLINEAR FILTERING IN A SIMULATED THREE-AXIS TESTBED FOR SATELLITE ATTITUDE ESTIMATION AND CONTROL
Chagas, Ronan Arraes Jardim¹; Waldmann, Jacques^1
1Instituto Tecnológico de Aeronáutica
Resumo: Nonlinear estimation based on both extended Kalman and unscented filtering are investigated to gauge the performance tradeoff among attitude and angular rate estimation accuracy, robustness to uncertain initial conditions, and computational workload. This investigation has been motivated by an experimental setup in LabSim at INPE, where a 3-axis, air-suspended table has been instrumented as a testbed for designing and testing of satellite attitude control systems. The experimental setup motivated the modelling of a similar testbed for evaluating the feasibility of nonlinear estimation algorithms for low-cost satellite attitude control systems. The simulated testbed neglects the actual mass unbalance and corresponding pendulous effect due to gravity torque. Simulation of a reference direction by a Sun sensor is accomplished by measuring the local vertical via specific force measurements by a pair of accelerometers. A 3D magnetometer measures on board the required additional reference direction, namely the local geomagnetic field, to be compared with the output of an external, horizontally aligned, ground-fixed 3D magnetometer. The actuator suite is composed of a momentum wheel for azimuth control about the local vertical and air nozzles for bang-bang torquing to within 0,5° relative to the local horizontal plane. An extended Kalman filter has been designed and tuned to estimate the angular rate vector, Euler angles, and momentum wheel speed. Inertia matrix uncertainty in off-diagonal entries, and momentum wheel dynamics along with friction, electromechanical parameters, and saturation levels have been considered to validate the attitude estimator. Accurate estimates have been obtained within tens of seconds.
Palavras-chave: Kalman Filtering; Nonlinear Filtering; Attitude Estimation; Simulation; Nonlinear Dynamics.
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CON10-1732 - OPTIMAL SPACE TRAJECTORIES USING SOLAR ELECTRIC PROPULSION AND GRAVITY ASSISTED MANEUVER FOR NEAR-EARTH OBJECTS.
Santos, Denilson Paulo Souza dos¹; Prado, Antônio Fernando Bertachini de Almeida^1
1INPE
Resumo: The future of the interplanetary missions is to use the conventional rockets to leave the sphere of influence of the Earth, and solar electric propulsion (SEP) to accomplish the other maneuvers of the mission. In this work the optimization of maneuvers will be approached in interplanetary missions using solar electric propulsion and Gravity Assisted Maneuver attended to reduce the costs of the mission. Exploring the high specific pulse and the capacity of the electric propulsion to obtain a Gravity Assisted Maneuver with the Earth after a year of the departure of the spacecraft. Missions for several close asteroids the Earth will be considered. The analysis suggests criteria for the definition of initial solutions demanded for the process of optimization of trajectories. These studies will use the Maximal Pontryagin Principle of the variacional calculation for minimum time of the trajectories through indirect optimization methods. The indirect optimization method will be used in the simulations.
Palavras-chave: Astrodynamics; Celestial Mechanics; Space Trajectories; Flyby.
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CON10-1088 - OPTIMUM BLADE DESIGN FOR A 1,5 MW WIND TURBINE
da Silva, Cláudio Tavares¹; Donadon, Maurício V.¹; Menezes, João Carlos¹; Ramos, Roberto Luiz da Cunha Barroso^1
1Instituto Tecnológico de Aeronáutica, DCTA-ITA-IEM
Resumo: Abstract: This paper shows a numerical procedure for the optimal aerodynamic design of a wind turbine blade. The particular case for a 1.5MW wind turbine is evaluated. In this procedure an in-house MatLab program based in the Glauert´s Blade Element Theory is used. Tip and rotational wake losses effects are included, as well as blade pitching and twisting ones. The optimal design is obtained in order to determinate the higher power coefficient Cp possible for a monolithic blade.
Palavras-chave: wind turbine; blade design; blade element theory.
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CON10-0286 - PERFORMANCE TEÓRICA DE UM RESISTOJATO CATALÍTICO DE PERÓXIDO DE HIDROGÊNIO
Ramos, Tiago dos Santos¹; Vasquez, Roger Apaza¹; Costa, Fernando de Souza^1
1INPE
Resumo: Resistojatos catalíticos são propulsores de baixo empuxo em que um elemento resistivo e um catalisador aquecem e decompõem o propelente gasoso antes de sua ejeção a altas velocidades por uma tubeira. Este trabalho apresenta uma análise teórica simplificada da performance de um resistojato catalítico empregando o peróxido de hidrogênio (H2O2) como propelente. São descritos alguns parâmetros de performance e estudados os efeitos da adição de energia, da vazão mássica e da concentração do propelente sobre a temperatura final de aquecimento, o empuxo e o impulso específico do propulsor.
Palavras-chave: H2O2; propulsão de satélites; propulsor eletrotérmico-catalítico.
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CON10-0980 - PILOTO AUTOMÁTICO DE CRUZEIRO USANDO O CONCEITO DE ENERGIA TOTAL
Drewiacki, Daniel¹; Paglione, Pedro¹; Ronconi, Salvador Jorge da Cunha^2
1Instituto Tecnológico de Aeronáutica; ²EMBRAER
Resumo: A escalada do preço do barril de petróleo e as crescentes preocupações ambientais com relação ao efeito estufa e aquecimento global estão motivando cada vez mais as companhias aéreas e os fabricantes de aeronaves a buscar soluções mais eficientes do ponto de vista de consumo de combustível. À medida que a aeronave consome combustível e torna-se mais leve, as posições de equilíbrio de profundor e da manete de potência mudam. Procura-se então reduzir a posição da manete de forma a minimizar a rotação do motor e, desta forma, consumir menos combustível. Para manter altitude e velocidade constantes torna-se necessário mudar a posição do profundor de forma coordenada à mudança da manete. O principal objetivo do trabalho é portanto efetuar um estudo sobre como utilizar os controles de voo primários do avião para otimizar o consumo de combustível de uma aeronave durante a fase de cruzeiro. Em especial compara-se um Piloto Automático de Cruzeiro tradicional (um segurador de altitude e velocidade) com aquele que utiliza o algoritmo TECS (Total Energy Control System), que já é bastante utilizado nas fases de descida e arredondamento. De forma a tornar este projeto mais próximo das aplicações presentes nos fabricantes de aeronaves, alguns requisitos tais como limites aceitáveis para variações de altitude e velocidade, bem como limites físicos dos ganhos dos controladores, foram estabelecidos. O modelo de aeronave utilizado foi linearizado de forma a permitir a determinação dos ganhos dos controladores, realizada através de algoritmos de otimização aplicados em modelos lineares. A seguir, um escalonamento de ganhos permite a aplicação dos controladores em uma vasta gama de pontos distintos do envelope de operação da aeronave. Por fim, uma simulação não-linear com o modelo completo da aeronave permite verificar a resposta do sistema à perturbações como turbulência e realizar uma comparação entre os dois controladores adotados.
Palavras-chave: TECS; Consumo de Combustível; Piloto Automático de Cruzeiro.
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CON10-1801 - PREDIÇÃO DA ORIENTAÇÃO ESPACIAL DE SATÉLITES ARTIFICIAIS COM QUATÉRNIONS E TORQUES AMBIENTAIS
Zanardi, Maria Cecília¹; Bento, Pedro Rapahel S. P.^2
1UNESP - Campus de Guaratngueta; ²UNESP - Campus de Guaratinguetá
Resumo: O objetivo deste trabalho é analisar o comportamento temporal da orientação espacial de um satélite artificial em relação a um sistema de coordenadas de referencia. A orientação espacial do satélite é geralmente denominada de atitude e pode ser determinada a partir do posicionamento de um sistema fixo no satélite, que acompanha a rotação do satélite, em relação a um sistema de referencia. Neste trabalho o sistema fixo está relacionado com o sistema de eixos principais do satélite e o sistema de referencia é o sistema equatorial. Para obter a orientação espacial são utilizadas as equações dinâmicas de Euler, que fornecem a taxa de variação das componentes da velocidade de rotação do satélite, e as equações cinemáticas dos quatérnions de atitude. Os quatérnions de atitude são definidos em termos do eixo de rotação e do ângulo de rotação. Modelos matemáticos são apresentados para os torques ambientais atuantes no movimento do satélite: torques de gradiente de gravidade, aerodinâmico, magnético residual, devido as correntes de Foucault e devido as forças de Lorentz. Componentes dos torques ambientais considerados são introduzidas nas equações do movimento, as quais são integradas numericamente , sendo que os resultados obtidos salientam a influência individual e conjunta dos torques, destacando os principais fatores que afetam cada um dos torques. Aplicações são realizadas para os Satélites de Coleta de Dados Brasileiros, SCD1 e SCD2, mostrando também o comportamento temporal do erro de apontamento (desvio angular entre o eixo de rotação real e o eixo de rotação propagado pela teoria desenvolvida). Os resultados são importantes para auxiliar na predição dos instantes em que seria necessária a atuação do controle de atitude do satélite de modo a mantê-lo dentro das precisões requeridas na missão.
Palavras-chave: satélites artificiais; quaternions de atitude; velocidade de rotação; torques externos; propagação numérica.
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CON10-1882 - PROJETO DE BOBINAS DE HELMHOLTZ EM 3 EIXOS PARA SIMULAÇÃO DO CAMPO GEOMAGNÉTICO
Carrara, Valdemir^1
1Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais
Resumo: Neste trabalho é apresentado um projeto de um sistema de bobinas de Helmholtz em 3 eixos, para simulação do campo magnético terrestre no ambiente espacial. Tal sistema visa atender as necessidades do Laboratório de Simulação da Divisão de Mecânica Espacial e Controle do INPE na geração de campos magnéticos controlados para calibração e testes de sensores, além de servir para simulação de sistemas embarcados de controle de atitude e validação de algoritmos de simulação. Sistemas compostos por 3 bobinas de Helmholtz em direções ortogonais são amplamente empregados em situações que requerem geração de campo magnético de magnitude e direção controladas, e encontram aplicações em instrumentação, calibração de sensores, fabricação e testes de equipamentos e sistemas de desmagnetização. Na área espacial, tais bobinas servem para calibrar sensores magnéticos e simular a movimentação do satélite com relação ao campo magnético da Terra. Descreve-se o projeto de um sistema composto por 3 pares de bobinas de Helmholtz quadradas com dimensões de cerca de 1 metro e com capacidade de geração de campo em direções ortogonais, formando uma estrutura cúbica. São apresentados os projetos mecânico e elétrico do conjunto de bobinas. É descrito o equacionamento que permite calcular o vetor campo magnético gerado em qualquer ponto no interior do volume cúbico, bem como o desvio do campo na região central do volume. A separação entre os pares é calculada de forma a gerar um campo uniforme no centro do cubo. O projeto garante a linearidade do campo para correntes de até 3 A, e um valor máximo do campo na região central de 1200 mG em qualquer direção. Foram feitos dois enrolamentos em cada bobina, o que permite que elas possam operar tanto em série quanto em paralelo. Além disso, o par de bobinas de um dos eixos pode igualmente ser acionado em série ou paralelo, o que permite certo ajuste na impedância e indutância do sistema. O controle do campo será efetuado por uma fonte programável de tensão/corrente, de alta precisão, já que os requisitos de projeto exigem uma resolução do campo da ordem de 1 mG. São apresentados os primeiros resultados provindos da calibração do campo em função da corrente.
Palavras-chave: bobina de Helmholtz; campo geomagnético; simulação.
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CON10-1233 - PROJETO DE UM CONTROLADOR PARA UMA AERONAVE DE HÉLICES PARALELAS
Breganon, Ricardo¹; Belo, Eduardo M.¹; Montezuma, Marcio A. F.^2
1Escola de Engenharia de São Carlos, Universidade de São Paulo; ²Universidade Tecnológica Federal do Paraná
Resumo: Em razão da necessidade de atender às crescentes e rigorosas exigências de desempenho dos sistemas de controle, ao aumento da complexidade dos sistemas e ao acesso fácil e em larga escala aos computadores, a teoria de controle moderno, que é uma abordagem nova para análise e projetos de sistemas de controle complexos, tem como base o conceito de estados. O estado de um sistema dinâmico é o menor conjunto de variáveis que determina completamente o comportamento do sistema para qualquer instante. Este trabalho apresenta o desenvolvimento e a implementação de um controle multivariável seguidor com realimentação de estados, junto com um observador de estados, utilizado para reconstruir os estados a partir das saídas medidas, devido ao fato, de que na prática é impossível fisicamente ou economicamente instalar sensores para medir todos os estados desejados. O projeto do controlador é obtido através de um modelo não linear da planta, linearizado em torno de um ponto de operação, que tem como objetivo controlar os movimentos de arfagem e guinada do sistema. O modelo matemático é adquirido através da prototipagem virtual no ambiente de desenvolvimento ADAMS®, que utiliza técnicas de modelagem de sistemas multicorpos para a obtenção das equações dinâmicas do movimento, aplicada em uma planta experimental não linear de um sistema de hélices paralelas com três graus de liberdade, mas, porém com apenas dois graus de liberdade controlados. O pacote de modelagem ADAMS® é de extrema importância para dar flexibilidade e rapidez na obtenção do modelo dinâmico. Este sistema composto basicamente por duas hastes possui em uma das extremidades dois motores de corrente contínua, cada um com uma hélice, que serão utilizadas para gerarem o empuxo, necessário para a realização dos movimentos de arfagem e guinada do sistema. Na outra extremidade da haste, possui um contrapeso que tem a finalidade de manter o desequilíbrio do sistema dentro da capacidade de empuxo das hélices para que o conjunto possa atuar dentro de uma faixa de deslocamento e com velocidade desejados, auxiliando para que o conjunto mantém-se suspenso no ar. Este sistema dispensa a necessidade de um rotor de cauda. O sistema possui também três encoders que são responsáveis em fornecer o posicionamento do conjunto em cada instante de tempo. Os ensaios serão realizados com o auxilio do SIMULINK®, que é um pacote de software que faz parte do MATLAB®, e nos permite modelar, simular e analisar sistemas cujas saídas variam no tempo, através da construção de um diagrama de blocos, e em seguida é compilado para uma placa controladora, para controle de prototipagem rápida dSPACE. Está placa controladora possui boa capacidade de processamento, vitais para aplicações que envolvem inúmeros sensores e atuadores. A dSPACE também trabalha com uma interface em tempo real. Resultados experimentais são empregados para ilustrar a robustez e desempenho do controlador em fazer com que a saída siga uma entrada desejada.
Palavras-chave: Modelagem de Sistemas; Controle Multivariável; Sistema Seguidor; Helicóptero.
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CON10-0238 - SIMULAÇÃO APLICADA NA ANÁLISE DE FALTA EM REDE ELÉTRICA DE SERVIÇO UTILIZADA POR FOGUETE DE SONDAGEM
Bizarria, Francisco Carlos Parquet¹; Bizarria, José Walter Parquet²; Spina, Fábio Duarte¹; Rosário, João Maurício^3
1Instituto de Aeronáutica e Espaço; ²Universidade de Taubaté; ³Universidade de Campinas
Resumo: Este trabalho apresenta propostas de modelos virtuais para representarem os principais equipamentos utilizados pela Rede Elétrica de Serviço que atende uma família de Foguetes de Sondagem que é atualmente desenvolvido pelo Instituto de Aeronáutica e Espaço, com a meta de permitir a verificação operacional e viabilidade técnica no contexto da distribuição de energia elétrica. Nesses modelos são simuladas as condições de operação nominal e em falta, sendo que essa última é realizada em pontos estratégicos da rede elétrica com o propósito de determinar valores máximos de corrente alcançados pelo sistema nessas condições. Os valores de corrente obtidos nessas simulações são principalmente utilizados como referência na escolha do esquema de distribuição da energia elétrica mais adequada para ser utilizado pela rede embarcada e na determinação de características elétricas mínimas que os equipamentos de bordo devem possuir a fim de atenderem as condições nominais de utilização e suportar as conseqüências das possíveis faltas que podem acometer o sistema. Os resultados satisfatórios obtidos nas simulações desses modelos elaborados para representar os esquemas de aterramento e equipamentos pertencentes à aludida rede elétrica, nas condições de operação nominal e em falta, indicam que os modelos apresentados neste trabalho são consistentes e adequados aos propósitos que se destinam.
Palavras-chave: Sistemas Embarcados; Rede Elétrica de Serviço; Foguetes de Sondagem.
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CON10-1837 - SISTEMAS DE PARTIDA ELÉTRICA DE MOTORES AERONÁUTICOS EM CORRENTE ALTERNADA
Honorato, Lilian Gabriela Coelho¹; Nascimento Júnior, Cairo Lúcio²; Malizia, Ivan de Figueiredo¹; Adabo, Geraldo José^2
1Embraer; ²Instituto Tecnológico de Aeronáutica - ITA
Resumo: O trabalho desenvolvido neste artigo busca um melhor entendimento da tecnologia de partida elétrica de motores aeronáuticos em corrente alternada como alternativa interessante e mais eficiente que os arranques-geradores com escovas e os sistemas pneumáticos, além de possuir aderência natural à filosofia de um "avião mais elétrico", More Electric Aircraft (MEA). Como base para os cálculos para o dimensionamento do sistema de partida elétrica sem escovas identificou-se as curvas de torque do arranque-gerador e do motor de propulsão, e, a relação da rotação das máquinas com o tempo de partida. O equacionamento proposto visou obter uma estimativa da energia que seria demandada pela fonte de energia elétrica; no caso, baterias. A partir da demanda de energia calculada, analisaram-se as opções de bateria disponíveis para o atendimento do sistema e, com isso, identificaram-se limitações das opções disponíveis para o atendimento da demanda dos aviões analisados, quatro aeronaves com categorias distintas de motor. Analogamente, encontraram-se limitações para futuros desenvolvimentos de baterias no que diz respeito ao peso. O resultado principal do trabalho estabeleceu a criticalidade do uso de baterias para a partida elétrica em corrente alternada de motores aeronáuticos de acordo com sua classe de tração.
Palavras-chave: partida de motores aeronáuticos; partida elétrica de motores em corrente alternada; arranque-gerador sem escovas.
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CON10-0405 - SURFACE TEMPERATURE IMPACT ON THE AERODYNAMIC SURFACE QUANTITIES OF HYPERSONIC GAP FLOW
Paolicchi, Luis T. L. C.¹; Santos, Wilson F. N.^1
1Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais
Resumo: Numerical simulations of two-dimensional steady-state hypersonic flow in a gap at different length-to-depth (L/H) ratio and wall temperature are performed by using a Direct Simulation Monte Carlo (DSMC) method. The L/H ratio varies from 1 to 1/4 and wall temperature ranges from 2 to 6 times the freestream temperature. The work focuses on the effects in the aerodynamic surface quantities, such as heat transfer, pressure and skin friction coefficients due to variations in the gap L/H ratio as well as in the wall temperature. It was found that the aerodynamic surface quantities presented a large dependence on the L/H ratio, and a small dependence on the wall temperature for the range investigated. The analysis showed that heat transfer, pressure, and skin friction coefficients presented the maximum values along the gap downstream face, more precisely, at the shoulder of the gap. Furthermore, the simulations showed that pressure and heating loads are several times larger than those for a smooth surface.
Palavras-chave: DSMC; Rarefied Flow; Hypersonic Flow; Gap.
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CON10-1641 - THREE-DIMENSIONAL HYBRID FINITE ELEMENTS IN THE ANALYSIS OF REINFORCED PANELS MADE OF COMPOSITE MATERIALS
Bussamra, Flávio Luiz de Silva¹; Hernandes, José Antônio¹; Júnior, Pedro Gonçalves da Cunha¹; Arakaki, Francisco Kioshi^2
1Instituto Tecnológico de Aeronáutica - ITA; ²Empresa Brasileira de Aeronáutica - EMBRAER
Resumo: This work aims to apply three-dimensional hybrid finite elements (also called quasi-Trefftz) in the analysis of a typical aircraft structure (reinforced panel with several kinds of loading) made by composite material. The elements of Trefftz are hybrids finite elements in which the stresses are approximated in the field of element through hierarchical harmonic and orthogonal polynomials derivates from potential of Papkovitch-Neuber, which must satisfy locally the differential equations of Navier, and displacements are approximated in the static border through polynomials. The element quasi-Trefftz is an element that use stress approximation functions which are, primarily, solution of Navier equation for isotropic materials, later, adapted for composite materials. For this analysis, a local model representing the interface between the skin and the stiffener of the panel has been developed. Through the results, the efficiency of quasi-Trefftz element was verified. In a typical aircraft structure, the proposed element generated good results when compared with a conventional three-dimensional finite element, even using less refined meshes. The element also presented low sensitivity to the mesh distortion, allowing their use in complex geometries or in case with presence of singularities, such as cracks or holes.
Palavras-chave: Composite materials; Finite Elements; Hybrid Finite Elements.
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CON10-1923 - TRAJETÓRIA ÓTIMA DE UMA AERONAVE PASSANDO POR UM PONTO FIXO NO ESPAÇO 3D.
Morales, Mauricio Andrés Varela¹; Paglione, Pedro^1
1Instituto Tecnológico de Aeronáutica
Resumo: Neste trabalho estuda-se o problema em que a trajetória ótima de uma aeronave deve satisfazer uma restrição interior de passagem por um ponto fixo no espaço. A abordagem utilizada é a do Princípio Mínimo de Pontryagin, que transforma o problema de otimização com restrição interior em um problema valor de contorno em múltiplos pontos (PVCMP). A função objetivo minimizada neste estudo é o consumo de combustível e as equações do movimento utilizadas são as do modelo ponto-massa no espaço 3D com velocidade constante. Os valores dos parâmetros adotados são de um veículo aéreo não tripulado acadêmico. Para resolver o PVCMP é utilizado o método indireto da colocação.
Palavras-chave: otimização de trajetórias; Princípio Mínimo de Pontryagin; ponto fixo de passagem.
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CON10-0452 - UMA METODOLOGIA EXPERIMENTAL PARA ENSAIOS DE IMPACTO EM PLACAS DE LAMINADOS COMPÓSITO.
Biase, Eduardo Henrique de Castro¹; Donadon, Maurício Vicente¹; de Almeida, Sérgio Frascino Müller^1
1Instituto Tecnológico de Aeronáutica
Resumo: O presente trabalho tem por objetivo apresentar uma metodologia técnica para realização de ensaios de testes de impacto em placas de laminados compósitos. Uma torre de impacto do tipo DTT (Drop Tower Test) foi instrumentada no laboratório de Estruturas do ITA, e uma rotina em LabView foi implementada para aquisição dos dados. Um condicionador de sinal é utilizado para aquisição de dados, e as medições de força são feitas através de uma célula de carga instalada no impactador. A obtenção da velocidade de impacto é adquirida usando se um sistema com sensor fotoelétrico. Para prever e investigar o comportamento mecânico do laminado, foram colados dois extensômetros. Um na face diretamente afetada pelo impactador e outro na face oposta. A torre de impacto, a metodologia de testes, e os procedimentos de preparação dos corpos de prova foram elaborados de modo a atender a norma, Boeing Specification Support Standard 7260. Testes de impacto foram realizados em laminados com espessuras de 2,10 e 4,20 mm e com três diferentes níveis de energia. Os resultados experimentais são apresentados e discutidos através de gráficos dos históricos de força, deslocamento, deformação, velocidade e energia.
Palavras-chave: laminados compósitos; resistência ao impacto; análise experimental de tensões.
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CON10-1495 - WIND TUNNEL TESTS OF THE SONDA III AEROSPACE VEHICLE
Reis, Maria Luísa Collucci da Costa¹; Falcão, João Batista Pessoa¹; Mello, Olympio Achilles de Faria^2
1Instituto de Aeronáutica e Espaço; ²Atech
Resumo: Scale models of aerospace vehicles are tested in wind tunnels in order to predict the performance of their full-scale counterparts during actual flight. A test campaign of the sounding rocket vehicle Sonda III is being carried out at the Brazilian Pilot Transonic Facility of the Institute of Aeronautics and Space. The Sonda III is a two stage research rocket designed to carry a payload capable of supplying technical data of experiments conducted under microgravity conditions. A model of the second stage of the vehicle was tested for several angles of attack, at Mach numbers in the transonic range. The purpose of the first part of the campaign is to estimate the aerodynamic loads that act on the test article. This paper describes the model and airflow configurations of the experiment and presents the results of these tests. The aerodynamic loads consist of three forces referred to as drag, side, and lift, and three moments denominated rolling, pitching, and yawing. The loads are measured by a six-component aerodynamic internal balance whose sensor elements are strain gages arranged in Wheatstone bridges. The strain gages readings and the aerodynamic loads are related to a so-called calibration matrix composed of parameters evaluated prior to the tests, during the balance calibration. The data reduction consists of obtaining the variation of aerodynamic coefficients with angle of attack for the range of Mach number covered in the tests. Curves of load coefficients versus angle of attack are shown. Variation of the drag, lift and pitching coefficients with the Mach number and the behavior of lift force and pitching moment coefficient gradient with the Mach number for angle of attack equal to zero are compared with specialized bibliography. Error analysis revealed that the forces and moments measured by the balance are the dominant component of the uncertainty in the data tests. Sources of errors of the experiment are pointed out and the proposed methodology used to minimize them is described.
Palavras-chave: wind tunnel tests; sounding rocket; metrological reliability.
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