This dissertation presents a detailed analysis of a typical section model with three degrees of freedom. This is a classic model used for the study of basic aerodynamic and aeroelastic phenomena. The equations of motion are derived and discussed. The equations for the aerodynamic loads induced by arbitrary motion of the typical section and by arbitrary shaped wind gusts are derived. These equations are converted into a state-space formulation by replacing the nonlinear Wagner and Küssner functions by rational function approximations, that are Laplace transformable. The equations of motion, the aerodynamic loads and the gust loads equations and the Dryden model for stochastic wind gusts, all of these in the state-space form, are joined in a unified state-space model. This model is then used to perform simulations to evaluate the dynamic response and stability of the typical section. A control structure is presented, along with procedures for calculating the gains for this control structure by minimizing three different performance indices: linear quadratic, time weighted linear quadratic and H-infinity-norm. An angle of attack tracker is designed using these performance indices and its response to control input and gust disturbances is presented and discussed.

The main idea of this work is to apply the general theory of stability introduced by Lyapunov and to use linear matrix inequalities (LMIs) to study different issues in aeroservoelasticity. Many approaches have been developed on the control theory field involving LMIs, however, there is a limited number of works in the literature focused on aeroelasticity. That preliminary motivation allowed the development of different approaches on this topic. Three benchmark systems were used to evaluate and demonstrate these approaches. The first one is the three degree of freedom airfoil section and the second one is the AGARD 445.6 wing. The third benchmark system is the two degree of freedom pitch and plunge apparatus. The aerodynamic forces were computed using the Theodorsen';s theory and the Doublet Lattice method. Four different issues involving stability and control are discussed. The first one is the inclusion of structural uncertainties on the stability analysis. The second topic introduces the concept of continuous analysis and allows the study of stability of time-variant aeroelastic systems. The third issue comprises the design of controllers to suppress limit cycle oscillations in aeroelastic systems including discrete nonlinearities based on the Fuzzy Takagi-Sugeno modeling and, finally, the last topic proposes the use of Grammian matrices to determine the linear stability specially when a large number of cases of analysis are considered in the flight envelope. The introduced ideas are very promising for aeroservoelastic analysis using LMIs.

O controle de flutter é um problema cuja solução é almejada ao longo de décadas e que ainda se apresenta como um desafio considerável. Os desafios residem basicamente no projeto de dispositivos de atuação eficientes e na síntese das leis de controle. A lógica difusa se mostra como uma técnica promissora e efetiva de controle. Neste trabalho é proposto um controlador difuso para o controle de flutter em uma asa com aerofólio do tipo NACA 0012, tendo como superfície de controle um flap. Este modelo físico é acoplado a um dispositivo elástico de sustentação da asa - DESA, que possibilita os movimentos de arfagem e deslocamento vertical. Para o desenvolvimento do modelo matemático são utilizadas as Equações de Lagrange e o Princípio do Trabalho Virtual. A determinação dos parâmetros estruturais do conjunto ASA/DESA é realizada a partir de um modelo em elementos finitos e de uma análise modal experimental. Os modos de vibrar são determinados através do ERA - Eigensystem Realization Algorithm. O estudo da atuação do controlador difuso é realizado através de simulação computacional e de análise experimental. Dois modelos difusos são utilizados na construção do controlador, o de Mamdani e o de Takagi-Sugeno-Kang. Os resultados obtidos mostram que o controlador difuso, para os dois modelos, é bastante eficiente no controle do flutter. / Flutter control is a problem for which solution has been longed for decades and still is a considerable challenge. The challenges reside basically in the development of devices with efficient performance and in the synthesis of the control laws. Fuzzy logic appears as a promising and effective technique of control. In this work, a fuzzy controller is proposed for flutter control of a wing with NACA 0012 airfoil section, having as control surface a trailing edge flap. This physical model is coupled to the elastic support device of the wing - DESA, which allows plunge and pitch displacements. For the development of the mathematical modeI, the Lagrange Equations and the Principle of the Virtual Work are used. The determination of the structural parameters of the Wing/DESA device is accomplished starting from a finite element model and from an experimental modal analysis. The vibrating modes are obtained using the Eigensystem Realization AIgorithm - ERA. The study of the fuzzy controllers performance is accomplished through simulation and experimental analysis. Two fuzzy models are used for the controller: the Mamdani and the Takagi- Sugeno-Kang. The results show that both fuzzy controllers are quite efficient in the control of flutter.

O controle de flutter é um problema cuja solução é almejada ao longo de décadas e que ainda se apresenta como um desafio considerável. Os desafios residem basicamente no projeto de dispositivos de atuação eficientes e na síntese das leis de controle. A lógica difusa se mostra como uma técnica promissora e efetiva de controle. Neste trabalho é proposto um controlador difuso para o controle de flutter em uma asa com aerofólio do tipo NACA 0012, tendo como superfície de controle um flap. Este modelo físico é acoplado a um dispositivo elástico de sustentação da asa - DESA, que possibilita os movimentos de arfagem e deslocamento vertical. Para o desenvolvimento do modelo matemático são utilizadas as Equações de Lagrange e o Princípio do Trabalho Virtual. A determinação dos parâmetros estruturais do conjunto ASA/DESA é realizada a partir de um modelo em elementos finitos e de uma análise modal experimental. Os modos de vibrar são determinados através do ERA - Eigensystem Realization Algorithm. O estudo da atuação do controlador difuso é realizado através de simulação computacional e de análise experimental. Dois modelos difusos são utilizados na construção do controlador, o de Mamdani e o de Takagi-Sugeno-Kang. Os resultados obtidos mostram que o controlador difuso, para os dois modelos, é bastante eficiente no controle do flutter. / Flutter control is a problem for which solution has been longed for decades and still is a considerable challenge. The challenges reside basically in the development of devices with efficient performance and in the synthesis of the control laws. Fuzzy logic appears as a promising and effective technique of control. In this work, a fuzzy controller is proposed for flutter control of a wing with NACA 0012 airfoil section, having as control surface a trailing edge flap. This physical model is coupled to the elastic support device of the wing - DESA, which allows plunge and pitch displacements. For the development of the mathematical modeI, the Lagrange Equations and the Principle of the Virtual Work are used. The determination of the structural parameters of the Wing/DESA device is accomplished starting from a finite element model and from an experimental modal analysis. The vibrating modes are obtained using the Eigensystem Realization AIgorithm - ERA. The study of the fuzzy controllers performance is accomplished through simulation and experimental analysis. Two fuzzy models are used for the controller: the Mamdani and the Takagi- Sugeno-Kang. The results show that both fuzzy controllers are quite efficient in the control of flutter.

This thesis proposes a Rotary-Wing Aeroservoelasticity approach to the modeling, analysis and control of the blade-sailing phenomenon in the helicopter-ship dynamic interface (DI), based on the identification, response evaluation and control of flow and ship motion induced loads, during the engagement/disengagement flight regimes, in order to establish some principles for the design and safe operation of shipboard rotorcraft systems. The nonlinear aeroelastic analysis revealed that the nonlinearity due to large flapping deflections and to the centrifugal forces is not relevant for normal operating conditions, whereas the nonlinear effects due to the flapping stops in articulated rotors influence significantly the blade-sailing vibrations. These nonlinear effects related to the stops can be tackled with approximate stiffness functions. The nonlinear analysis confirmed that hingeless rotor blade-sailing vibrations are lower than that of the articulated rotor, however, the differences are small for rotors with similar structural/geometric characteristics. The blade-sailing phenomenon in the DI and the flapping response during engagement/disengagement shipboard operations can be analyzed trough an oscillator system with nonlinear stiffness related to the droop and flap stops and time-varying coefficients related to the undisturbed flow velocity and to the parameters of the proposed active proportional-derivative individual blade control (PD-IBC). The aeroelastic analysis also showed that blade sailing is a cooperative phenomenon. Though the mean flow vertical velocity gradient across the rotor be the single most important factor, the combination of horizontal wind velocities, fluctuating flow vertical velocities, gravity and ship motion effects may give rise to excessive flapping vibrations. The proposed active proportional-derivative state feedback individual blade control (PD-IBC) can obtain blade-sailing flapping vibration reduction of 30% for shipboard articulated rotors at moderate wind-over-deck (WOD) conditions/advance ratios, without monitoring the DI environment, and a reduction greater than 40% if combined with shipboard rotor plant modifications, involving an increase of the blade flapwise stiffness and an aerodynamic design of the ship flight deck, considering the current blade pitch input limits of the actuators. Therefore, the implementation of active feedback aeroelastic control methods may be one of the most important measures for blade-sailing mitigation in the DI.

Este estudo tem como objetivo identificar a relevância de parâmetros do sistema de comandos de vôo de uma aeronave de transporte regional para o seu comportamento aeroservoelástico, permitindo o futuro desenvolvimento, para uso da EMBRAER, de métodos de especificação e análise de sistemas de comandos de vôo que levem em consideração os requisitos de aeroservoelasticidade. O estudo é realizado através da introdução de um piloto automático ao sistema de atuação, servo-atuador, de uma aeronave comercial. Para tanto, foi desenvolvido um modelo aeroservoelástico para o movimento longitudinal da aeronave a altitude e velocidade constantes, sendo a malha composta pelo piloto automático (ou controlador), servo-atuador, dinâmica longitudinal e sensores. A dinâmica longitudinal é composta pelos modelos de corpo rígido e flexível da aeronave. O movimento de corpo rígido é modelado a partir de equações de movimento linearizadas utilizando-se valores de derivadas de estabilidade obtidas em ensaios em vôo e em túnel de vento para diferentes configurações de massa da aeronave. A dinâmica das deflexões estruturais é obtida a partir da modelagem estrutural e aerodinâmica da aeronave utilizando-se o software MSC.NASTRAN, considerando-se as mesmas configurações de massa utilizadas na modelagem de corpo rígido. Os sensores são modelados como atraso dos sinais. O piloto automático é modelado como um controlador PID. O servo-atuador do profundor é modelado como um atuador eletrohidráulico composto por uma servo-válvula, um cilindro de potência e um sensor de posição. O estudo é focado na análise dos efeitos (i) da freqüência de corte do sevo-atuador, (ii) da freqüência de corte do controlador, roll-off, e (iii) do atraso computacional na estabilidade do sistema aeroservoelástico com base nos requisitos da especificação militar MIL-A- 8870C(AS), "Airplane Strength and Rigidity - Vibration, Flutter and Divergence" de 25 de março de 1993. Os resultados obtidos demonstram que: (i) a redução da freqüência de corte do servo-atuador de 15 Hz para 7 Hz não afeta a estabilidade nem o desempenho do sistema; (ii) o roll-off é fundamental para que o sistema atinja as margens de estabilidade necessárias para satisfazer os requisitos de estabilidade aeroservoelástica, mas causa uma pequena, porém aceitável, perda de amortecimento no sistema e (iii) o atraso computacional é a principal limitação do sistema aeroservoelástico, não tendo seus efeitos totalmente compensados pela utilização do roll-off. Observa-se a necessidade de se utilizar um artifício complementar ao roll-off para se garantir as margens de estabilidade do sistema diante da presença do atraso computacional. O uso de filtros Notch é sugerido.

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

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

Neste trabalho é desenvolvido um sistema de controle ativo para supressão de flutter de uma asa utilizando-se sensores de pressão em pontos estratégicos de sua superfície. O flutter é um fenômeno aeroelástico que caracteriza um acoplamento instável entre estrutura flexível e escoamento aerodinâmico não estacionário. Quando a modificação da estrutura ou da aerodinâmica da asa não é viável, o uso de sistemas de controle passa a ser uma boa opção. Para o desenvolvimento do sistema de controle proposto, é primeiramente desenvolvido um modelo numérico de asa flexível. Com esse modelo numérico e a pressão na superfície da asa medida em certos pontos e realimentada ao sistema controlador, são determinadas correções no ângulo de uma superfície de controle no bordo de fuga. A tentativa de se utilizar um sistema de controle bem simples, com o uso de um único sensor de pressão, mostra a viabilidade de se implementar um sistema deste tipo em aeronaves reais. Esse sistema pode tornar-se uma alternativa aos desenvolvidos até então com o uso de acelerômetros, além de ser útil em sistemas onde se procura prever o estol e observar o comportamento da distribuição de pressão sobre a asa em vôo. / In this work, a wing flutter suppression active control system using pressure sensors in strategic points is developed. Flutter is an aeroelastic phenomenon characterized by an unstable coupling of a flexible structure and a non-stationary aerodynamic flow. When changes of the wing structure or of the aerodynamics are not viable, the use of automatic control systems becomes a good option. For the developing of the suggested control system, a numeric model of a finite flexible wing is firstly done. With this model and the pressure over the wing surface read in certain points and fedback to the control system, changes of the control surface angle on the trailing edge are determined. The attempt to use a simple control system, with a unique pressure sensor shows the viability of implanting this kind of system in real aircrafts. This system may become an alternative to those developed until now, using accelerometers. Yet, it could be useful, in systems where it is necessary to predict stall and observe the pressure load behavior over the wing in flight.

Neste trabalho é desenvolvido um sistema de controle ativo para supressão de flutter de uma asa utilizando-se sensores de pressão em pontos estratégicos de sua superfície. O flutter é um fenômeno aeroelástico que caracteriza um acoplamento instável entre estrutura flexível e escoamento aerodinâmico não estacionário. Quando a modificação da estrutura ou da aerodinâmica da asa não é viável, o uso de sistemas de controle passa a ser uma boa opção. Para o desenvolvimento do sistema de controle proposto, é primeiramente desenvolvido um modelo numérico de asa flexível. Com esse modelo numérico e a pressão na superfície da asa medida em certos pontos e realimentada ao sistema controlador, são determinadas correções no ângulo de uma superfície de controle no bordo de fuga. A tentativa de se utilizar um sistema de controle bem simples, com o uso de um único sensor de pressão, mostra a viabilidade de se implementar um sistema deste tipo em aeronaves reais. Esse sistema pode tornar-se uma alternativa aos desenvolvidos até então com o uso de acelerômetros, além de ser útil em sistemas onde se procura prever o estol e observar o comportamento da distribuição de pressão sobre a asa em vôo. / In this work, a wing flutter suppression active control system using pressure sensors in strategic points is developed. Flutter is an aeroelastic phenomenon characterized by an unstable coupling of a flexible structure and a non-stationary aerodynamic flow. When changes of the wing structure or of the aerodynamics are not viable, the use of automatic control systems becomes a good option. For the developing of the suggested control system, a numeric model of a finite flexible wing is firstly done. With this model and the pressure over the wing surface read in certain points and fedback to the control system, changes of the control surface angle on the trailing edge are determined. The attempt to use a simple control system, with a unique pressure sensor shows the viability of implanting this kind of system in real aircrafts. This system may become an alternative to those developed until now, using accelerometers. Yet, it could be useful, in systems where it is necessary to predict stall and observe the pressure load behavior over the wing in flight.