The role of feedback in the design of aircraft stability and control is becoming increasingly important. The basic reason driving this trend is the necessity to cope with a growing number of more stringent requirements, which are sometimes conflicting. This work presents a design methodology applicable to flight control laws, which can be either a control and stability augmentation system (CSAS) or an automatic flight control system (AFCS). A key feature of the proposed method is the definition of a simple cost function, which incorporates both performance and robustness requirements. The optimization of this cost function is employed to tune some of the control law parameters. It is also presented how to integrate this optimization procedure with the other important design steps, such as requirements definition, data filtering, control law structure definition, shaping the input-output transmission via pre-filters, etc. It is emphasized, at this point, that the format of this cost function is able to encapsulate, in a straightforward manner, the requirements normally applicable to the feedback portion of flight control laws. It is also flexible enough to accommodate different choices of data preprocessing, as well as different choices of feedback structure. The final design step is the setting of appropriate scheduling function for each of the defined scheduled parameters. For illustration purposes, four design examples are presented, namely a yaw damper, a bank angle rate/side slip angle regulator, a pitch attitude rate regulator and a pressure altitude regulator. The aircraft model under consideration is based on available data from Boeing 747. Sensors and actuators dynamics, as well as transport delays due to digital control implementation, are considered. The results show that the proposed methodology is able to satisfactorily fulfill the design requirements normally applicable to flight control laws.

The aim of this dissertation is to evaluate the possibility of using electrically powered systems instead of a centralized hydraulic system composed of set of distribution pipes for aircrafts' primary control surfaces actuation. Focus will be given in the following topics: Description of new actuation technologies; Option chosen to be studied among the new possibilities; Comparison between the traditional system and the new proposal e System engineering evaluation regarding: weight, safety, thermal issue, connection with electric system, maintenance and certification. Besides that, a more electric actuation architecture will be proposed and compared with the conventional option for an airplane design's case study. A simulation model will be developed to describe the more electric actuator behavior and preview its interaction with other systems. This model will be included in a closed loop to command a primary surface. The closed-loop project will be developed based on an algorithmic method. A Genetic Algorithm (GA) will be implemented to define the gains. Finally, the results obtained will be discussed.

Sistemas manipuladores flexíveis apresentam muitas vantagens sobre os sistemas tradicionais (manipuladores com braço rígido). No entanto, sua utilização em diversas áreas industriais não tem sido favorecida devido às dificuldades no controle destes manipuladores flexíveis. Esta tese apresenta um estudo teórico da modelagem e caracterização de um sistema manipulador com dois elos flexíveis. O produto desta modelagem, obtida através do Maple é usado para simular o sistema manipulador com dois elos flexíveis no software do MATLAB. Os resultados práticos são obtidos a partir da montagem experimental em conjunto com o software do dSPACE e do MATLAB, estes programas são utilizados para tratamento dos sinais coletados da planta. Após a obtenção dos resultados teóricos e experimentais é feita uma análise comparativa não paramétrica com o objetivo de verificar a precisão associada ao modelo não paramétrico obtido na teoria. A modelagem do sistema é baseada no método dos modos assumidos, obtendo-se os dois primeiros modos de vibração para os dois elos flexíveis utilizados no experimento.

Este trabalho considera um sistema aéreo autônomo não propulsado, lançado de aeronave, controlado por canards, utilizando guiamento terminal com realimentação visual, cujo objetivo é chegar a um determinado alvo em solo com o menor desvio possível. É desenvolvido o modelo não-linear com seis graus de liberdade do artefato. O sistema de controle é projetado em uma determinada condição de voo e os ganhos obtidos são extrapolados para todo o envelope utilizando técnicas de otimização numérica, dados os requisitos de desempenho desejados. É desenvolvido um simulador de voo baseado em imagens de satélite capaz de gerar imagens de uma câmera embarcada no artefato. É implementado um método de análise das imagens geradas pelo simulador, baseado no método SIFT, capaz de registrar as imagens oblíquas da câmera com imagens ortogonais de satélite de referência. O resultado da análise das imagens permite a obtenção dos erros em azimute e elevação, realimentando o sistema de controle e permitindo o guiamento preciso do artefato até o alvo. O sistema completo é simulado na presença de vento e turbulência com a utilização de quatro configurações de sensores, consistindo de combinações de sistemas de navegação inercial, sistema de posicionamento global por satélites, e câmera de vídeo. O método de análise de imagens proposto e a acurácia das diferentes configurações de sensores são avaliados através de simulação Monte Carlo, quantificando as vantagens e desvantagens do guiamento visual.

Neste trabalho é apresentado o resultado para o projeto de lei de controle para uma função de controle automático da manobra de aproximação para pouso, somente o controle longitudinal, de uma aeronave comercial. Para tanto o projeto foi baseado na aplicação de duas técnicas, Inversão Dinâmica e H8 "loop shapping". A Inversão Dinâmica, utilizada na realimentação interna, tem o papel de generalizar a resposta do avião de forma a eliminar o processo de escalonamento de ganhos, geralmente utilizado para garantir o desempenho da função para todo o envelope operacional da aeronave. A técnica de H8 "loop shapping", utilizada na realimentação externa, tem o papel de garantir a robustez do controlador, tendo como resultados diretos o ajuste da resposta em malha aberta com base em um sistema de referência e uma margem de estabilidade, dada por um fator de compressão mínimo baseado na resposta em freqüência dos valores singulares do sistema em malha aberta. Com base nesse resultado foi possível concluir sobre a robustez do projeto a presença de variações e distúrbios na planta. O resultado final do controlador foi analisado no domínio da freqüência, por meio de gráfico de valor singular, e no domínio do tempo, com simulações da manobra de aproximação na presença de perturbações.

O mercado da aviação comercial encontra-se em constante expansão, acompanhado o crescimento do PIB mundial. A operação de aeronaves comerciais é bastante restritiva do ponto de vista da segurança. Como forma de aumentar a segurança operacional, especialmente em condições climáticas críticas, cada vez mais aeronaves comerciais vêm utilizando sistemas automáticos de controle - dentre estes, sistemas de pouso - CAT I, II e III. Sistemas CAT III realizam o procedimento de pouso desde a aproximação até a quase parada completa da aeronave. O objetivo deste trabalho é estudar alguns modelos de esforços que agem sobre a aeronave em solo e em seguida propor um modelo simplificado. De posso deste modelo, inicia-se então o projeto de dois algoritmos de controle robustos o suficiente para realizar o controle da posição lateral da aeronave em relação ao centro da pista de pouso para diversos pesos de pouso. De posse do sistema em malha fechada, são então realizadas algumas simulações e os seus resultados são discutidos.

Observando a evolução das aeronaves comerciais de transporte de passageiros, é possível perceber que há grande interesse por parte de fabricantes e operadores pela automatização de sistemas e tarefas relacionadas ao vôo. Neste âmbito, o presente trabalho tem por objetivo efetuar o projeto de um sistema de controle capaz de efetuar o seguimento de trajetórias tipicamente operadas por estas aeronaves. Primeiramente, foi explorado o cálculo de trajetórias típicas de vôo no plano vertical a partir da integração direta das equações do movimento. As condições de cruzeiro foram determinadas de modo a se minimizar os custos diretos de operação, enquanto que as etapas de subida e descida foram determinadas a partir de um perfil típico realizado em aeronaves comerciais. Em um segundo momento, os resultados do cálculo de trajetórias foram utilizados como guias para o projeto de um sistema de controle, que permitisse o seguimento destas trajetórias de maneira automatizada. A determinação dos ganhos é realizada a partir de técnicas algorítmicas de otimização aplicadas em modelos linearizados. O escalonamento dos ganhos é realizado a fim de se englobar diversos pontos do envelope de operação, quando aplicável. Por fim, o sistema projetado é simulado de maneira não linear a fim de verificar sua resposta diante de perturbações de rajadas de vento.

Para aeronaves comerciais, considerando a carga de trabalho do piloto, a aproximação e o pouso são fases críticas, sendo responsáveis por uma grande parcela dos acidentes aéreos. Com o advento da tecnologia "fly-by-wire", que está se consolidando para novos projetos dentro do meio aeronáutico, é possível implementar leis de controle de maneira a aumentar a eficiência aerodinâmica da aeronave, melhorar a qualidade de vôo, diminuir a carga de trabalho do piloto, e como conseqüência aumentar a segurança. Este trabalho tem como objetivo projetar e analisar diferentes conceitos de leis de controle para as fases de aproximação e arredondamento, bem como a transição entre as mesmas. Procura-se minimizar o número de sensores exigidos para implementação a fim de reduzir o custo e a complexidade do sistema de aumento de controle e estabilidade (CSAS, do inglês "Control and Stability Augmentation System") da aeronave. Os controladores são projetados através de Métodos Algoritmicos, de maneira que atendam diversos critérios de qualidade de vôo da literatura. Os resultados obtidos são validados através de simulações não-lineares de um modelo de aeronave. Nestas simulações são incluídos modelos de efeito solo, perturbações atmosféricas e dinâmicas adicionais de atrasos provocadas por sensores, digitalização de sinais, processamento e atuadores. É feito também o projeto de um controlador LQG/LTR para efeitos comparativos.

In the present work, a study is proposed about the applicability of a predictive controller to be used to control the longitudinal mode of an aircraft. The objective is to evaluate the performance of such control approach applied to a terrain following task, verifying the tracking suitability while respecting physical constraints to which the aircraft is subjected to. As examples, control surfaces range limitations, restrictions for the available thrust as well as other variables such as the angle of attack, velocity, pitch rate and the altitude itself. A fighter aircraft simplified model was used for the longitudinal movement to perform the simulations. The predictive control approach used was based on a linear prediction model described in the state space. Therefore, it was necessary to linearize the aircraft dynamic around an equilibrium point previously chosen. Two scenarios were evaluated for the same terrain profile. The first considered the simulation with the system nominal constraints. The second scenario covered an elevator actuator failure, in order to analyze the suitability of such controller when dealing with the online imposed constraints. The advantages of the predictive control methodology were evident based on the results for both scenarios, where an adequate terrain profile tracking was observed and, at the same time, the imposed restrictions were enforced in the performed simulations.

As características de um sistema podem variar ao longo do seu envelope operacional. Este fato gera um grande desafio para projetos de controle realizados com base em uma planta de referência. Portanto, para projetar uma lei de controle que atenda aos requisitos de projeto em todo o envelope operacional do sistema, normalmente, recorre-se ao escalonamento de ganhos. Uma interessante alternativa é o Quantitative Feedback Theory (QFT), técnica de controle robusto que é, principalmente, caracterizada por considerar, desde o início do projeto, as incertezas de modelagem do sistema, causadas ou por variações nos próprios parâmetros do sistema ou por perturbações externas ao mesmo. O projeto por esta técnica de controle é realizado no domínio da freqüência e considera requisitos de rastreamento de performance, de atenuação de distúrbios, de estabilidade, entre outros. Neste trabalho aplica-se esta técnica de controle no projeto de um sistema automático de aproximação e pouso para uma aeronave de passageiros de médio peso. Foi escolhido um conjunto de diferentes pontos de operação dentro do envelope de vôo com o objetivo de projetar uma única lei de controle capaz de atender aos requisitos para todo o conjunto de pontos escolhidos. A validação do projeto ocorreu através da simulação de uma manobra automática de aproximação e pouso realizada para todos os pontos de operação e foi possível mostrar que o QFT é uma técnica promissora para projetos de controle em sistemas de comandos de vôo.