Este trabalho tem como finalidade o desenvolvimento de uma ferramenta de cálculo de um Sistema de Controle Ambiental Integrado para um jato comercial, focalizando a extração de ar do motor para suprir as necessidades do sistema. A integração dos subsistemas analisa as diferenças e características de cada um para agrupá-las em um sistema integrado. Com essa ferramenta de integração será possível otimizar o sistema, diminuindo e eliminando as perdas de potência pneumática, além de substanciar o início do desenvolvimento de novas aeronaves.

Atualmente, a competição entre empresas tem sido substituída pela competição entre cadeias de suprimentos, formadas por várias empresas. Um fator chave para garantir a rápida resposta da cadeia de suprimentos é a integração de sistemas. Esta integração deve acontecer não apenas entre os elos da cadeia, mas também dentro de cada empresa entre o chão de fábrica e o gerenciamento da produção. Desta forma, para obter sucesso num ambiente globalizado, torna-se necessário integrar o chão de fábrica a aplicativos MES (Manufacturing Execution System), ERP (Enterprise Resource Planning) e SCM (Supply Chain Management), possibilitando assim o compartilhamento de dados de produção entre empresas de uma mesma cadeia e garantindo a transparência das informações. Neste contexto, a proposta deste trabalho é aplicar o conceito de monitoramento remoto para o monitoramento da execução de pedidos de manufatura em máquinas CNC. Como resultado, a solução proposta proporciona a integração entre empresas, garantindo a transparência dos dados e informações sobre a produção.

Este trabalho consiste no desenvolvimento de um software que lê acelerações e rotações armazenadas em um arquivo binário ou as recebe da plataforma inercial 3DM-GX1 da MicroStation, além disso usa a biblioteca gráfica OpenGL (Open Graphic Library) para simular os efeitos desses dados na tela de um microcomputador. O software possui dois modos de operação, o modo denominado Normal e o modo Emulador. No modo Normal o software pode ser usado para se comunicar com a plataforma inercial 3DM-GX1 ou carregar um arquivo binário, mostrar graficamente as informações recebidas da plataforma ou do arquivo, armazenar os dados em um arquivo binário que pode ser carregado posteriormente e exportar os dados para arquivos texto, em formato compatível com alguns aplicativos como, por exemplo, Excel e Matlab. No modo Emulador, é mostrada a imagem da plataforma inercial na tela do computador e a atitude da plataforma, mostrada na figura, pode ser alterada através do teclado do computador. Nesse modo, todos os movimentos controlados pelo teclado são convertidos para o formato de comunicação da plataforma inercial e enviados pela porta serial do computador, emulando dessa forma o funcionamento da plataforma. Nesse modo o software responde a comandos enviados pela porta serial como se fosse a própria plataforma. Com esse software é possível armazenar os dados da plataforma e usar um microcomputador para enviar esses dados como se fosse a própria plataforma. Além disso, pode ser útil como ferramenta de aquisição desses dados para exportá-los para o formato texto, a partir do qual podem ser desenvolvidos estudos mais profundos, sem a necessidade da presença física do equipamento. Esse software é uma ferramenta que pode ser aprimorada para receber dados de outros sensores e se comunicar com atuadores, para que sejam desenvolvidos filtros preditivos e sistemas de controle que permitam o controle de veículos autônomos ou que necessitem fazer sempre o mesmo trajeto.

Este trabalho trata aspectos referentes à modelagem, simulação e controle de turbinas a gás. O procedimento para modelagem é discutido em partes, logo, são considerados seis componentes a serem tratados individualmente: compressor, câmara de combustão, turbina, eixo, bocais de admissão e de exaustão. Utilizando os modelos destes componentes e agrupando-os de maneira adequada, demonstra-se que é possível descrever alguns tipos de turbinas a gás. Neste trabalho dá-se foco aos modelos dos motores dos tipos turboeixo e turbojato. Os modelos destes dois motores retratam os principais aspectos do comportamento transitório necessários ao projeto de um sistema de controle. Os códigos foram implementados no ambiente Simulink/MATLAB. Utilizando esta ferramenta foi possível simular diversas situações. Com base neste ambiente de simulação, são apresentadas análises do comportamento transitório dos motores ao serem submetidos a sinais de excitação e perturbação. O modelo obtido permite o projeto de um sistema de controle, sendo o controlador do tipo PID. A sintonia dos parâmetros do controlador é realizada através do método de otimização Nelder-Mead. Novas simulações foram realizadas no intuito de mostrar a capacidade regulatória e a estabilidade do controlador sintonizado. Os resultados obtidos e as análises realizadas permitiram validar as metodologias de modelagem e de sintonia.

O desenvolvimento do sistema de controle de vôo está diretamente relacionado ao desempenho, segurança e qualidade de vôo da aeronave. Há a necessidade da concepção de abordagens de controle que assegurem, de uma maneira eficaz, que estes requisitos sejam satisfeitos mesmo na presença de distúrbios, ruídos de medida e imprecisões na modelagem. Neste contexto, o presente trabalho propõe o uso de técnicas de otimização multi-objetivo para a sintonização de controladores empregando formulações preditivas baseadas em modelo. Adicionalmente, é proposta uma abordagem gráfica de análise do desempenho dessas técnicas de otimização e controle por meio da fronteira ótima de Pareto. Para o estudo de caso foi utilizado um modelo longitudinal de uma aeronave semelhante ao Airbus A-310 e verificou-se o desempenho de três abordagens de controle preditivo (formulações em espaço de estados não-incremental, incremental e não-incremental com erro acumulado) segundo os critérios de velocidade de resposta e sensibilidades ao ruído de medida e à turbulência atmosférica. O problema de otimização multi-objetivo foi resolvido por meio de duas técnicas (busca em grade e goal attainment), e as soluções foram comparadas através da análise gráfica baseada em fronteiras de Pareto. Os resultados obtidos indicam a superioridade do desempenho da formulação de controle preditivo em espaço de estados não-incremental com erro acumulado e do algoritmo de otimização goal attainment. Por fim, foi analisada a eficiência do controlador preditivo sujeito a restrições sobre as taxas de variações e excursões das variáveis de controle.

As técnicas de controle preditivo (MPC, do inglês Model Predictive Control) têm sido cada vez mais difundidas em vários setores industriais devido à capacidade de tratar sistematicamente restrições físicas e operacionais do processo. No entanto, formulações tradicionais de MPC não permitem lidar de forma explícita com incertezas presentes no modelo da planta, que podem ser oriundas do descasamento entre planta e modelo, da degradação de componentes ou, ainda, da ocorrência de falhas. Além disso, sua utilização envolve a solução de problemas de otimização em tempo real, o que pode impossibilitar seu uso em processos que possuem dinâmica rápida. Neste trabalho, investigou-se o uso de uma estratégia robusta de MPC para controle de um helicóptero didático de três graus de liberdade sujeito a restrições no nível de tensão aplicado aos atuadores e na excursão de um de seus estados. Tal estratégia se baseia no uso de Desigualdades Matriciais Lineares para construção de elipsóides invariantes assintoticamente estáveis, de modo que todas as otimizações possam ser realizadas antes da implementação do controlador em tempo real. Em ensaios realizados em bancada, a aplicação dessa formulação robusta possibilitou a estabilização do sistema durante a realização das manobras respeitando as restrições impostas.

Um projeto de lei de controle de voo é composto de várias fases. Cada fase, embora independente uma da outra, deve ser facilmente acessada e rapidamente modificada quando sua retomada for necessária. O sucesso de um projeto de controle de voo depende não apenas da flexibilidade das partes envolvidas no processo, mas da redução, em estágios futuros do desenvolvimento, de situações que demandem algum reprojeto (isto é, retorno a fases anteriores). Cada etapa passada que precisa ser refeita aumenta significativamente os custos do projeto. Entretanto, muitas características da aeronave não podem ser precisadas no momento exato de sua concepção, aumentando os riscos de reprojetos. Considerando a diversidade de critérios para avaliação das qualidades de pilotagem e o fato de que, frequentemente, projetistas utilizam esses critérios extrapolando suas definições originais, este trabalho sugere, dentre os critérios disponíveis, a adoção do critério de largura de banda e do critério C* para análise do maior número de topologias de controle possível. As avaliações são feitas em malha aberta e em malha fechada, considerando as variações das condições de voo, do CG e do atraso de tempo na malha de controle da aeronave. A contribuição deste trabalho está na proposta de opções que possam auxiliar na análise do projeto do sistema de controle como um todo em fases iniciais do desenvolvimento.

É apresentado um procedimento de análise usando simulação das correntes elétricas de alimentação de sistemas de comando de vôo para dimensionamento de fios e cabos elétricos a serem utilizados por tais sistemas com ênfase nos atuadores eletro-mecânicos que utilizam motores brushless de corrente contínua como forma de conversão de energia elétrica em mecânica. A abordagem pode ser aplicada a outros sistemas que utilizam a mesma forma de atuação. Os resultados obtidos por simulação são mostrados na forma de gráficos de correntes elétricas para algumas condições específicas de um sistema genérico. Uma análise comparativa desses resultados fornece dados que contribuem para a especificação dos fios e cabos elétricos buscando sua otimização e evitando que sobre-correntes danifiquem o sistema e sua cablagem.

Em sistemas de controle aeronáutico, aeronaves flexíveis são aquelas cuja dinâmica estrutural possui freqüências próximas às de corpo rígido. Filtros estruturais do tipo notch são tipicamente implementados quando existe separação suficiente entre o modo de maior freqüência da dinâmica de corpo rígido e o modo de menor freqüência da dinâmica estrutural. Entretanto, para aeronaves que apresentam maior flexibilidade estrutural, os filtros citados não são efetivos no seu papel. Neste trabalho, é descrito um modelo da aeronave flexível B1, disponível na literatura, que integra as dinâmicas de corpo rígido e flexível. Um piloto automático de altitude para aeronaves flexíveis é projetado utilizando duas técnicas de controle robusto: HIFOO (H8 Fixed-Order Optimization) e Loop Shaping. Estas técnicas são apresentadas, discutidas e seus resultados, comparados.

Este trabalho possui como objetivo primário a obtenção de um controlador robusto para uma arremetida baseado em controle robusto H"infinito". Um modelo matemático de corpo rígido para o movimento longitudinal foi desenvolvido e expresso no eixo aerodinâmico e no eixo do corpo, os quais mostraram sutis diferenças para o valor singular. Adicionalmente, os projetos foram desenvolvidos com crescente grau de complexidade ao longo do trabalho com o intuito de verificar a influência de cada parâmetro classicamente citado na literatura para um projeto de controle robusto H"infinito". Modelagens para incertezas da planta, estas enumeradas ao longo do texto, funções de performance, funções de perturbação, dinâmicas de profundor e motor, além de penalidades para atuação dos controles são abordados ao longo da dissertação. Como base para a comparação entre os controladores obtidos em cada projeto realizado, respostas no domínio da frequência e simulações em modelo não linear foram utilizados. Como primeiro resultado mostra-se que a descrição do movimento em diferentes eixos não levou a diferenças significativas no controlador projetado, sendo portanto independente do eixo de descrição do movimento. Adicionalmente, verifica-se como ponto crítico do movimento de arremetida o transiente inicial no qual o ângulo de ataque assume valores altos, podendo levar ao estol. Para mitigação foi proposto a utilização de estrutura com dois graus de liberdade para o controlador, sendo concluído que devido ao movimento ser uma arremetida e o controle utilizado ser através da atitude q, um segundo grau de liberdade leva à melhores resultados com significativa redução do ângulo de ataque máximo. Como continuação do trabalho, observa-se a importância da inserção da perturbação por vento junto ao espaço de estados da planta, o que diminui a função custo da norma H"infinito", o que facilita a obtenção de robustez segundo critérios divulgados na literatura. Adicionalmente, mostra-se que a diminuição dos requisitos de performance não influiu significativamente nos resultados de simulação, porém, contribuiu para obtenção de robustez. Mais um ponto abordado foi a obtenção de um controlador , sendo mostrado que a inserção de penalizações da atuação do profundor e a contemplação da dinâmica do mesmo são necessárias para evitar atuações demasiadamente oscilatórias da superfície de comando, o que ocorre a medida que iterações D-K são realizadas. Com base no controlador com melhor relação entre performance e robustez, obtiveram-se simulações utilizando o modelo de vento de Dryden para diferentes direções de entrada na planta. Por fim, estas simulações comprovaram a eficiência da metodologia baseada na norma H"infinito" para obtenção de controladores de arremetida, isto ocorrendo mesmo diante de rajadas severas de vento, sendo ainda constatado que a entrada da perturbação pela cauda configura a situação mais adversa para a aeronave.