A nonlinear flight control system is proposed for a conceptual flexible aircraft using Backstepping technique to achieve global stability in the rigid and flexible dynamics. It is introduced a controller to lead the model to a rigid-body model approximation, minimizing structural dynamics effects using static Backstepping approach, that system can be called as flexible modes suppressor. Afterward, it is applied a controller with an internal loop involving the angular rates of the aircraft and an external loop which includes pitch angle, sideslip angle and bank angle without the two-timescale assumption to separate slow and fast dynamics and without consider aerodynamics forces and moments increments caused by structural dynamics. In addition, external looping are built using Backstepping for first order systems in order to control aircraft course and altitude, the results are reference inputs to be introduced in the previous loop developed for rigid body control. Also, it is implemented a separate controller to track velocity using Backstepping approach, as a result, aircraft autopilot system is completed. Nonlinear six degree of freedom simulation results for a conceptual model of a medium size jet, like Embraer 190/195 and Boeing 737-200/300, are presented to demonstrate the effectiveness of the proposed control law in several conditions. It is assumed that the aerodynamics coefficients are fixed and the model presents augmented flexible features.

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 as 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 posiçõoes 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 mesmo procedimento deve ser realizado quando a aeronave é submetida a distúrbios atmosféricos e deve retornar à posição de equilíbrio na qual se encontrava inicialmente. 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 o controlador utilizado tradicionalmente baseado em Seguradores de Altitude e Velocidade com aquele que utiliza o algoritmo TECS (Total Energy Control System), cujo uso já foi bastante explorado nas fases de descida e arredondamento em outros estudos acadêmicos. De forma a tornar este projeto mais próximo das aplicaçõoes presentes nas fabricantes de aeronaves, alguns requisitos tais como limites aceitáveis para variações de altitude e velocidade, limites físicos dos ganhos dos controladores, valores mínimos de margens de fase e de ganho das malhas de controle, foram estabelecidos. O modelo de aeronave utilizado foi linearizado de forma a permitir a determinação dos ganhos dos controladores, realizada através de algoritmos de otimizaçãao 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 respostado sistema a perturbações como turbulência e realizar uma comparação entre os dois controladores adotados. Simulações em atmosfera tranquila mostraram que o comportamento da aeronave é muito parecido para ambos os controladores. Mesmo as simulações realizadas considerando distúrbios atmosféricos tais como tesoura de vento e turbulência não evidenciaram nenhuma grande vantagem de um controlador com relação ao outro do ponto de vista de consumo de combustível. Desta forma a substituição do controlador utilizado atualmente pelo TECS não é justificável.

Typical applications, such as georeferencing, long travelings, and monitoring, can be executed by unmanned aircraft squadrons by assuming different formations, such as latitudinal and longitudinal formations and circular motion maintenance, respectively. In order that all these problems can be solved in one mission, the squadron must reconfigure itself among these different formations in an autonomous way. In this study it is proposed a multifunctional missions execution scheme for unmanned aircraft squadrons based on geometric formation reconfigurations. The problem is a multidisciplinary one, and addresses the following issues: A control strategy able to deal with the aircraft model nonlinearity; computational algorithms for reconfiguring the squadrons among its different formations, whose efficiency is not critical for real-time applications; a theoretical treatment that allows the proof of convergence among the several squadron formation reconfigurations, and an approach that contributes to the system robustness with regard to parametric uncertainties of the aircraft dynamic model. Solutions are presented for the sub-problems and it is proposed their integration for getting a scheme for running a multifunctional missions queue.