Restrições terminais são tipicamente empregadas em formulações de controle preditivo (Model-based Predictive Control, MPC) para garantia de estabilidade em malha fechada. Contudo, tal garantia é perdida caso o problema de otimização associado não seja factível no instante inicial ou deixe de ser factível devido, por exemplo, à ocorrência de falhas. Neste trabalho, foram investigadas potenciais vantagens de se utilizar uma abordagem de gerenciamento de referência como forma de tratar problemas de não-factibilidade. A abordagem proposta envolve a parametrização do conjunto invariante utilizado como restrição terminal na lei de controle em termos dos valores de equilíbrio dos estados e controles, bem como das restrições sobre as entradas. As leis de controle desenvolvidas foram aplicadas ao modelo de um helicóptero de laboratório por meio de simulações em ambiente Matlab. O principal aspecto investigado foi a tolerância a falhas de atuador, modeladas como alterações de ganho e de limites de excursão do sinal de controle.

Airplane-Pilot Coupling (APC) is the current denomination of unwanted dynamic couplings between the airplane an pilot that can occur in specific circunstance, leading to instability an otherwise stable system. APC events can be non-oscillatory but the most common are oscillatory, commonly called Pilot-Involved Oscillations (PIO). Most of the previous and on going researches have tried to understand, predict and avoid APC events. Understanding is based in many studies that include analyses of real cases of APC, interpretation of pilot plus airplane as a closed-loop system and classification of APC events according to characteristics like degree of nonlinearity or frequency and amplitude of the oscillations. Prediction is based in analytical criteria; many of them are currently under development. Such criteria are intended to be applied during airplane design in order to decide whether determined configuration is (or is not) susceptible to APC events. Avoidance is based in the combination of concepts resulting from correct understanding of the APC phenomenon with application of appropriated prediction criteria. This combination should make it possible to develop a good design. But this is not sufficient to guarantee a very low possibility of an APC event occur during the airplane operacional life. Therefore, to complement the avoidance process it is necessary to plan and to perform a specific flight test program. This text is an effort that attempts to cover the most import APC related points, named undestanding, prediction and avoidance. However, the focus of the present text is in the third point. More specifically, the main goal of text is to propose a methodology - including specialized maneuvers - to conduct a flight test program dedicated to APC. This is done in a way that a methodology constituted by three phases is proposed. In the first phase only low bandwidth handling qualities* at safe concitions, are tested. This phase can be understood as a "familiarization" testing. In the second phase the high bandwidth handling qualities* are tested, always using tracking manueuvers, that require the evaluation pilot to drive the airplane to track an specific signal as aggressively and assiduously as possible. In the third phase pilots must conduct evaluation of the airplane handling qualities during situations. Complementing the maneuvers performed during the flight test program above mentioned, it is necessary to apply suitable tools in order to "measure" the APC susceptibility of the tested airplane. In this text the current main tools are described. They are basically pilot comments, rating scales (that are based pilot opinion) and frequency domain data analyses (that are based in the obtainment of the frequency response from test data).

This work develops a systematic design procedure for flight control laws design which allows: the use of best practices; compatibility with current fly-by-wire implementation; and integration with aircraft and systems design. Such procedure is based on a two-degree-of-freedom control structure, the first degree of freedom defining input to output characteristics and the second coping with disturbance rejection, noise rejection and robustness. The procedure uses a frequency domain based uncertainty description for treating robustness. A case study comprising a primary longitudinal flight control law design for a business aircraft is defined to evaluate the procedure. Results show the adequacy of the procedure: to coalesce many different requirements into simpler ones; evidence compromises between different requirements; design robust control laws given a set of reasonable requirements.

Este trabalho apresenta a aplicação da filosofia Total Heading Control System (THCS), que poderia ser traduzido como "Sistema de Controle por Proa Total", no projeto de um piloto automático látero-direcional para uma aeronave de 50 lugares, desenvolvida dentro do quadro do Programa de Especialização em Engenharia Aeronáutica (PEE) mantido pela Empresa Brasileira de Aeronáutica (EMBRAER) em parceria com o Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA). Tal aeronave possui estabilidade relaxada, o que permite melhorar sua performance através da redução das áreas das empenagens verticais e horizontais. No entanto, isso também confere ao avião uma má qualidade de vôo intrínseca. Isso significa que, caso o piloto automático seja desligado ou venha a falhar, o piloto terá sua carga de trabalho aumentada de forma significativa. O piloto automático projetado deve, portanto, aumentar de forma artificial a estabilidade da aeronave. Deve também proporcionar um controle mais amigável do avião através de sistemas de controle de vôo. O projeto das diversas malhas de controle foi realizado com o auxílio das ferramentas computacionais MATLAB e SIMULINK. Algoritmos de otimização foram exaustivamente utilizados durante todo o trabalho para o cálculo do equilíbrio e dos ganhos de realimentação. Os resultados obtidos com o THCS foram então comparados com os obtidos segundo os métodos mais tradicionais, amplamente difundidos na leitura. A análise comparativa foi realizada somente no domínio do tempo, ou seja, nas respostas temporais das variáveis de estado relevantes.

Este trabalho focaliza o modelamento teórico via grafos de ligações (bond-graphs) e a identificação experimental do modelo dinâmico de uma servo-válvula eletro-hidráulica de controle de pressão. A servo-válvula possui dois estágios de controle, onde o primeiro estágio é um sistema com duplo bocal-palheta, controlado por um motor de torque a solenoide e o segundo estágio é um sistema com camisa-carretel comandado pelo primeiro. Um modelo de grafo de ligação multi-pórtico é proposto para se determinar as equações não lineares do sistema eletro-hidromecânico. O sistema é então linearizado para se desenvolver uma função de transferência entre a entrada de corrente e a pressão no pórtico de saída; a manipulação simbólica para a obtenção da referida função foi realizada através do software MATHEMATICA. Uma montagem experimental foi implementada para estudos de validação do modelo dinâmico teórico. Esta montagem consiste na alimentação da servo-válvula com uma fonte de pressão constante; no pórtico de utilização foi conectada uma impedância hidráulica para simular a carga no sistema. Um microcomputador PC compatível dotado de conversores AD/DA é utilizado para monitorar a corrente de excitação e a pressão de saída do sistema, sendo a excitação de corrente gerada via "software" SISDIM e a aquisição dos dados de entrada e saída via placa AQDADOS. O "software" MATLAB foi utilizado para ajuste das séries temporais de entrada e saída e identificação de um modelo ARX (auto regressivo exógeno) do sistema eletro-hidráulico. A comparação dos valores numéricos dos coeficientes da função de transferência experimental com as expressões algébricas dos coeficientes da função de transferência teórica nos fornecerá os parâmetros do sistema hidráulico. Finalmente foi realizada uma análise de sensibilidade do modelo estudado com utilização do software VISSIM.

Frotas de robôs autônomos capazes de navegar com pouca ou nenhuma necessidade de um operador humano são de grande interesse em aplicações de robótica móvel. Um ponto fundamental para criação de frotas de aeronaves robóticas consiste em como organizar dinamicamente sua formação espacial durante a navegação em ambientes na presença de obstáculos. Este trabalho tem como objetivo apresentar um método de formação de frotas de veículos autônomos não tripulados (VANTs) através da utilização de campos potenciais artificiais implementados em simulação. O agrupamento de VANTs através de modelos de campos potenciais artificiais permite um controle dinâmico do formato da frota e um comportamento reativo a presença de obstáculos no ambiente. É apresentada uma introdução sobre a teoria de campos potenciais, e suas diferentes formas artificiais para síntese de comportamento quando utilizado em agrupamentos de frotas e desvio de obstáculos. Frotas de VANTs são representadas por conjuntos de partículas e a trajetória do centro de formação é guiada ao longo de uma rota planejada. Para o planejamento de rota é utilizado o algoritmo A*, modificado com um custo adicional através de campos potenciais repulsivos, para melhor incorporar as características dos obstáculos presentes no ambiente. Um método existente de formação de frotas por campos potenciais é implementado e estendido para casos tridimensionais, e simulações são conduzidas para agrupamentos de diferentes tamanhos e formas, em ambientes 2D e 3D, utilizando-se bibliotecas de código aberto e simulador Morse. Para alterar a forma do agrupamento dinamicamente sugere-se, neste trabalho, a utilização de sensores virtuais, capazes de fornecer um parâmetro de controle de forma para o campo interno de formação.

Com a crescente necessidade de eficiência e segurança na realização de operações aéreas de segurança pública, verifica-se a possibilidade de utilização de conceitos de Qualidades de Pilotagem ou Handling Qualities, que são as qualidades ou características de voo e operacionalidade de uma aeronave que regem a facilidade e precisão com que um piloto é capaz de realizar as tarefas necessárias à determinadas missões. A avaliação dessas qualidades com sustentação na segurança operacional está fundamentada em uma estrutura quadripartite, composta dos seguintes integrantes: a missão e as tarefas de pilotagem associadas; o ambiente operacional onde ocorre a missão; a configuração do veículo, sua dinâmica e o envelope de voo; e o piloto e a interface piloto-veículo. A concretização deste processo no escopo militar dos Estados Unidos da América é a Aeronautical Design Standard nr 33-ADS-33, que na década de 70 revolucionou a forma como a comunidade aeronáutica pensava sobre qualidades de pilotagem. Constatando-se a similaridade com o contexto operacional da aviação de segurança pública, o trabalho propõe o emprego da metodologia da ADS-33 como fator de incremento da segurança operacional e otimização de especificação de equipamentos na aviação de segurança pública brasileira, em especial quanto às operações de resgate e aeromédicas.

Grande parte das técnicas de navegação utilizadas em Veículos Aéreos Não-Tripulados (VANTs) é baseada na integração de sistemas de navegação por satélites (GNSS - Global Navigation Satellite System) e sistemas de navegação inercial (INS - Inertial Navigation System). Entretanto, a utilização do GNSS oferece um grande desafio para a expansão da utilização de VANTs por estarem sujeitos à degradação intencional ou não dos sinais transmitidos pelos satélites. Assim, técnicas de navegação autônoma com mínima dependência do GNSS têm sido exploradas como um meio alternativo/colaborativo. Nesta dissertação, é utilizada uma técnica de navegação baseada em imagens para auxiliar a navegação de um VANT quando o GNSS não está disponível. Algoritmos como o SIFT (Scale Invariant Features Transform) são capazes de extrair características de imagens que, em combinação com técnicas de estimação e decomposição de homografias, permitem estimar variações de atitude e posição da aeronave de maneira independente. No entanto, essa decomposição pode resultar em duas soluções fisicamente possíveis para a homografia. Contudo, somente uma delas representa as características geométricas reais do objeto em vista. Verifica-se também que o conhecimento do vetor normal ao plano de visada é suficiente para determinar a solução correta. Assim, sob a hipótese de pequena mudança do vetor normal entre duas imagens em sequência, neste trabalho se investiga a determinação da solução correta para a decomposição da homografia, comparando-se os vetores normais estimados entre dois instantes de tempo. Com o intuito de avaliar o desempenho do sistema de navegação utilizando as variações de atitude e posição, obtidas via processamento de imagens, foram realizadas simulações utilizando um modelo de seis graus de liberdade de um VANT. Os resultados mostram baixos erros iniciais, porém devido ao procedimento de propagação de atitude e posição, há erros crescentes com o tempo, sugerindo que a navegação autônoma, isto é, sem auxílio GNSS não é viável por longos períodos, como esperado. Contudo, a existência de leitura eventual GNSS, que é uma hipótese realista, permite limitar esses erros. Para demonstrar o potencial da navegação por imagens e elevar a representatividade dos resultados, as simulações foram realizadas tomando fotografias reais como base para geração das sequências de imagens.

This work covers the development of a nonlinear, adaptive control system for payload extraction operations. Load extractions are a critical type of maneuver which could make the longitudinal flight dynamics unstable. The online adaptation control strategy seems adequate for the problem, since it can deal with the drift in the plant parameters caused by the movement of the load inside the aircraft. The effects of a continuously varying C.G. position on the longitudinal flight dynamics are modeled in detail. The controller proposed consists on applying the technique of nonlinear inversion coupled with a model reference adaptive controller to deal with the unmodeled/unknown dynamics. The dynamic system considered for the control problem consists of the modeled aircraft dynamics augmented by the unknown parameters - whose dynamics are controlled by the chosen adaptation laws. The demonstration of stability for the complete system is done via Lyapunov';s stability theorem for nonlinear dynamic systems. A suitable Lyapunov Function Candidate used for such a demonstration is proposed in this work. Simulation results are presented and discussed based on the theory and on comparison with other control methods performance when applied to the same problem.

A aplicação da técnica não linear Backstepping para a proteção do Envelope de Voo em uma aeronave é estudada nesse trabalho. O objetivo principal é projetar controladores para proteger a aeronave de operar fora dos valores máximos e mínimos do seu envelope de voo. Esses valores são definidos pelo fabricante na etapa de projeto da aeronave. A proteção está relacionada está relacionada à entrada que o piloto produz no "stick';", que é considerada como a entrada do sistema de proteção. Os projetos de proteção foram desenvolvidos para proteger ao envelope de aerodinâmica adversa e ao envelope de atitude incomum. Dentro desses envelopes a subdivisão é feita pela proteção longitudinal, segurando o ângulo de ataque no seu máximo valor e a proteção latero-direcional, mantendo o ângulo de rolamento no máximo valor. O Backstepping por ser uma técnica de controle não linear, permite trabalhar com as não linearidades favoráveis (que estabilizam o sistema) até achar uma lei de controle que garanta a estabilidade baseada na teoria de Lyapunov. Ao longo do trabalho são apresentados os projetos de controle de proteção que foram divididos em Longitudinal e Latero-Direcional. Cada um deles é composto de dois controladores de rastreio (?, q, ?, ?, ?, p, r) que trabalham em paralelo e são compactados através de uma função de comutação. Já nos capítulos finais são apresentados as simulações, os resultados as conclusões e as recomendações.