Operações em aeronaves a baixas altitudes são freqüentemente afetadas por turbulências e rajadas fortes de ventos (especialmente as verticais), que produzem forças aerodinâmicas e momentos resultando em desconforto aos ocupantes da aeronave, bem como em acelerações adicionais e cargas estruturais extras para o avião. O objetivo deste trabalho é melhorar o conforto dos passageiros e tripulação atenuando os efeitos causados por esses distúrbios atmosféricos indesejáveis, atuando sobre o profundor localizado no estabilizador horizontal e sobre certas superfícies de controle longitudinal do avião (DLC - flaps: Direct Lift Control-flaps) localizados nas asas. Utilizando a tecnologia de Controle Ativo baseado na teoria de controle H-infinito foram projetados controladores para dois problemas: um, sem considerar a medida dos ventos e outro, considerando a medida dos ventos incluindo os ruídos destas medidas, a fim de atender o objetivo especificado. O trabalho apresenta uma breve descrição do modelo matemático adotado, da técnica de projeto do controlador e, alguns resultados de simulações para aeronave de pesquisas "ATTAS" (Advanced Technologies Testing Aircraft System) pertencentes ao "DLR" (German Aerospace Research Establishment)

Este trabalho apresenta o projeto de um sistema de controle baseado no método do modelo de referência que pode ser usado em aeronaves de estabilidade variável. Sistemas de controle deste tipo são um dos pré-requisitos para se fazer simulações em vôo. Foram projetados um controlador a malha aberta baseado no método de Erzberger e um controlador a malha fechada baseado no método de Wu. Com relação ao método de Wu foram propostas duas modificações descritas na tese. É verificado que a lei de controle a malha aberta faz a maior parte da ação de controle, enquanto a lei de controle a malha fechada é usada para compensar efeitos de incertezas na dinâmica da aeronave hospedeira e de distúrbios externos. A metodologia de projeto de leis de controle utilizada em que há a atuação conjunta de leis de controle em malha aberta e de leis de controle em malha fechada gerou resultados satisfatórios no rastreamento da resposta de um modelo de referência e é considerada eficiente para o projeto de leis de controle de aeronaves de estabilidade variável.

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 trabalho apresenta um estudo de arquiteturas de comandos de vôo fly by wire enfocando nos efeitos dinâmicos de atrasos e processos de conversão de dados advindos da inserção de computadores digitais na malha de controle. São analisados os efeitos da dinâmica de ordem elevada no sistema, formada por atrasos de processamento, sensores, conversores e filtros. A influência de cada um desses elementos no comando é avaliada por meio de análises de sensibilidade. Sugere-se, de forma a conferir maior segurança ao sistema, que o projeto de leis de controle para comando de vôo leve em conta dinâmicas associadas inerentes à abordagem fly by wire. Objetivando a implementação prática de uma estrutura de emulação de malhas de controle fly by wire, é especificado um sistema para a simulação de arquiteturas fly by wire em tempo real sustentado na plataforma x PC Target da Mathworks. O sistema concebido admite a introdução de modelos de sensores, atuadores, filtros, conversores e barramentos e permite, ainda, sua substituição por elementos de hardware equivalentes.

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.

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.

Este trabalho é concernente à aplicação da teoria de controle linear robusto multivariável no desenvolvimento do projeto integrado dos sistemas de controle de vôo e propulsão para um helicóptero típico de alto desempenho com um único rotor principal, com a finalidade de melhorar suas características de manobrabilidade. Para efeito de projeto é considerado um modelo linearizado com 13 graus de liberdade, que caracteriza a dinâmica do veículo em malha aberta na condição de vôo pairado. O modelo inclui dinâmica de corpo rígido, dinâmicas de flapping, lead-lag e inflow do rotor principal, velocidade angular de rotação das pás e torque do motor. Pode ser mostrado que este tipo de aeronave é instável ao longo do envelope de vôo, e que os níveis de acoplamento entre os vários eixos são elevados. Em particular, as dinâmicas longitudinal e lateral são altamente acopladas, o que dificulta a separação dos eixos para projeto independente, como é usualmente feito no caso de projetos de sistemas de controle de vôo para aeronaves de asa fixa. A presença de dinâmicas não-modeladas e incertezas paramétricas devidas à imprecisão na identificação das derivadas de estabilidade e variação das mesmas com as condições de vôo, juntamente com distúrbios exógenos como rajadas de vento sugerem a utilização da teoria de otimização "H IND. infinito" em conjunto com técnicas analíticas baseadas no conceito de "valor singular estruturado", o que é comumente conhecido como -synthesis, no projeto das leis de controle. Os testes de desempenho e estabilidade foram executados nos domínios da freqüência e do tempo através da utilização do ambiente Simulink, especialmente preparado para simulação dos sistemas de controle de helicóptero. O resultado final é um sistema de controle de vôo e propulsão no domínio discreto, estável, robusto e que assegura propriedades aceitáveis de rastreamento, atenuação de distúrbios e desacoplamento em malha fechada.

Foi desenvolvida uma função de guiagem longitudinal integrando o controle de trajetória e velocidade para um Sistema de Controle Automático de Vôo (AFCS) a ser instalada em aviões do tipo commuter de última geração. A lei de controle básica enfoca as fases finais de aproximação, tais como captura e trilhamento dos sinais do localizador e rampa de planeio para aproximações com piloto automático sob condições meteorológicos adversas. Os sinais de desvio de trajetória de vôo e desvio da velocidade de referência de aproximação são usados na realimentação, gerando comandos para as superfícies de controle e comando de torque para motores. Os resultados da simulação em computador digital da dinâmica da aeronave e das leis de controle são apresentados, para a fase de vôo de aproximação, para demonstrar a eficácia da integração do piloto automático e comando de motor.