Foi desenvolvida toda a descrição da arquitetura do sistema de leme de um avião regional que foi projetado durante a Fase 3 do curso de Mestrado Profissional - PEE - assim como uma análise de desempenho do sistema. A descrição detalhada do sistema consiste em uma fase importante no desenvolvimento do trabalho, pois a mesma pode ser usada para fazer uma especificação técnica do sistema de forma a permitir o projeto e construção da arquitetura definida. A modelagem e a análise de desempenho servem para simular e verificar a eficácia da arquitetura definida.

Este trabalho utiliza a teoria Hoo de otimização para projetar um autopiloto robusto para um veículo lançador de satélites. No projeto considera-se a fase de vôo em baixa atmosfera, onde o veículo está sujeito às mais críticas variações paramétricas e perturbações do vôo. Este sistema, em particular, permite investigar as características de robustez do controlador Hoo a incertezas paramétricas na planta e a perturbações de diversos tipos. O projeto é realizado em três fases, aumentando-se progressivamente sua complexidade. Na primeira fase é considerado modelo rígido do foguete para um plano de manobra. Na segunda fase considera-se o modelo flexível para um plano de manobra. Na terceira fase o efetua-se o projeto definitivo, ou seja utiliza-se a estrutura multivariável do foguete, para manobras nos três eixos, incluindo os modos de flexão. Durante o projeto discute-se a seleção das funções para atingir os objetivos de projeto e o procedimento para se reescrever o sistema na forma geral. O desempenho do controlador Hoo é explicitado, comparando-o com um controlador PID. Investiga-se também a aplicação em tempo real, efetuando-se uma simulação híbrida com a versão discretizada do controlador Hoo contínuo. As características de robustez do controlador Hoo são da ilustradas consideramdo-se variações apreciáveis nos parâmetros da planta e inserindo-se perturbações realistas.

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)

This work investigates the system identification and modeling techniques applied to a fly-by-wire system for pitch control of a commercial jet aircraft. The objective of the work is to build a model based on system identification techniques and generic modeling of the system, therefore using the "grey box" approach. The identification data was obtained from experimental tests performed at Embraer "Iron Bird" laboratory. An overview on flight controls systems is presented, focusing on fly-by-wire technology. To provide the theoretical bases for the experimental identification, a review on system identification techniques is presented, together with the preliminary modeling and determination of model structure. It is further presented the identification test laboratory configuration, test procedure and results analysis using the Matlab "System Identification Toolbox". The resulting transfer function obtained from system identification process is used to identify the dynamical characteristics of the system's components (hydraulic actuator, servo-valve, electronic control). The linear model identified is therefore analyzed and validated and the non-linearities identified during the analysis are included in the final complete model.

O estudo de sistemas mecânicos e hidráulicos foi desenvolvido para a execução da modelagem dinâmica de um servo-atuador hidromecânico de comando da superfície de controle de rolagem, aileron, da aeronave CJ1 desenvolvida durante a fase prática do Mestrado Profissionalizante da EMBRAER. Este trabalho aborda a modelagem e simulação de todos componentes internos do servo-atuador hidromecânico. Com esta modelagem podem-se fazer verificações de comportamento normal e comportamento anormal após a inserção de falhas nos componentes. Para tanto, fez-se uso de software compatível com os padrões EMBRAER, os quais são MatLab e Simulink. As simulações são quase todas não lineares e foram feitas utilizando tanto linguagem de programação quanto diagrama de blocos.

Vários incidentes e acidentes com aeronaves são causados por falhas nos sistemas hidráulicos gerando perda das superfícies de controle, a maioria deles resultam em queda das aeronaves. O controlador de vôo por empuxo (CVE) pode ser utilizado nestas situações de emergência possibilitando um pouso seguro. Neste trabalho são desenvolvidos controladores longitudinais que utilizam só a tração do motor para pousar a aeronave, simulando-se perda total das superfícies de controle. A abordagem do CGT (command generator tracker) ée utilizada no auxílio da obtenção dos ganhos ótimos dos controladores através da técnica linear quadrática. Várias simulações foram feitas utilizando o RJ-145, produzido pela EMBRAER. Levou-se em conta variações na posição do c.g e flap bem como avaliou-se a robustez dos controladores projetados quanto à posição de travamento do profundor e turbulência durante o pouso. Os resultados destes estudos para o RJ-145 são apresentados aqui.

Este estudo tem como objetivo identificar a relevância de parâmetros do sistema de comandos de vôo de uma aeronave de transporte regional para o seu comportamento aeroservoelástico, permitindo o futuro desenvolvimento, para uso da EMBRAER, de métodos de especificação e análise de sistemas de comandos de vôo que levem em consideração os requisitos de aeroservoelasticidade. O estudo é realizado através da introdução de um piloto automático ao sistema de atuação, servo-atuador, de uma aeronave comercial. Para tanto, foi desenvolvido um modelo aeroservoelástico para o movimento longitudinal da aeronave a altitude e velocidade constantes, sendo a malha composta pelo piloto automático (ou controlador), servo-atuador, dinâmica longitudinal e sensores. A dinâmica longitudinal é composta pelos modelos de corpo rígido e flexível da aeronave. O movimento de corpo rígido é modelado a partir de equações de movimento linearizadas utilizando-se valores de derivadas de estabilidade obtidas em ensaios em vôo e em túnel de vento para diferentes configurações de massa da aeronave. A dinâmica das deflexões estruturais é obtida a partir da modelagem estrutural e aerodinâmica da aeronave utilizando-se o software MSC.NASTRAN, considerando-se as mesmas configurações de massa utilizadas na modelagem de corpo rígido. Os sensores são modelados como atraso dos sinais. O piloto automático é modelado como um controlador PID. O servo-atuador do profundor é modelado como um atuador eletrohidráulico composto por uma servo-válvula, um cilindro de potência e um sensor de posição. O estudo é focado na análise dos efeitos (i) da freqüência de corte do sevo-atuador, (ii) da freqüência de corte do controlador, roll-off, e (iii) do atraso computacional na estabilidade do sistema aeroservoelástico com base nos requisitos da especificação militar MIL-A- 8870C(AS), "Airplane Strength and Rigidity - Vibration, Flutter and Divergence" de 25 de março de 1993. Os resultados obtidos demonstram que: (i) a redução da freqüência de corte do servo-atuador de 15 Hz para 7 Hz não afeta a estabilidade nem o desempenho do sistema; (ii) o roll-off é fundamental para que o sistema atinja as margens de estabilidade necessárias para satisfazer os requisitos de estabilidade aeroservoelástica, mas causa uma pequena, porém aceitável, perda de amortecimento no sistema e (iii) o atraso computacional é a principal limitação do sistema aeroservoelástico, não tendo seus efeitos totalmente compensados pela utilização do roll-off. Observa-se a necessidade de se utilizar um artifício complementar ao roll-off para se garantir as margens de estabilidade do sistema diante da presença do atraso computacional. O uso de filtros Notch é sugerido.

Este trabalho apresenta um estudo de configurações de Total Energy Control System (TECS) para o sistema de automanetes de uma aeronave. São apresentadas comparações das configurações apresentadas por Lambgrets, Faleiro e Ganguli, para comandos do ângulo de trajetória e comandos de velocidade. Nas simulações são utilizados modelos para o movimento longitudinal de uma aeronave nas fases de aproximação e de subida. Também foram utilizados modelos para o motor, atuador da manete e atuador do profundor. Para o cálculo dos ganhos ée utilizada otimização paramétrica, em que a função de custo a ser minimizada utiliza índices de desempenho no domínio do tempo: tempo de subida, tempo de estabelecimento e sobre sinal.

Este trabalho trata do projeto de um sistema de aumento de estabilidade látero-direcional para uma aeronave de transporte regional de forma que este seja transparente ao piloto. Inicialmente ée definida a arquitetura do sistema, através de análises de segurança. Em seguida ée avaliado o impacto que o sistema de estabilidade causa no sistema de comando do leme da aeronave, e determina-se a melhor maneira de realizar a interface. A especificação dos atuadores do sistema ée feita com base em simulações que revelam a resposta da aeronave a condições de falhas do sistema. Após a especificação do batente dos atuadores, o desempenho do sistema ée verificado através de simulações da resposta da aeronave a pertubações e comandos do piloto.

Esta tese apresenta o estudo da confiabilidade do sistema de controle de voo embarcado de um Veículo Aéreo Não Tripulado (VANT) de pequeno porte e de baixo custo usado em aplicações civis fabricado pela empresa canadense Micropilot (MP-Trainerg). Este estudo abrange as fases de voo "decolagem/subida" e "aproximação/pouso" em controle manual. Inicialmente são apresentados os fundamentos de teoria de confiabilidade. É então feita a predição da taxa de falha de cada subsistema que compõe o sistema de controle de voo usando a norma americana MIL-HDBK-217F e o software Relex Reliability Studio 2008. Usando árvores de falhas é demonstrado que a arquitetura original implementada pelo fabricante do VANT é pouco confiável (MTTF, Mean Time To Failure, de 11379 horas). São então apresentadas e analisadas 3 propostas de mudança na arquitetura do sistema de controle do VANT: 1) inclusão de redundância do sistema de rádio-controle, 2) inclusão de redundância dos servo-atuadores, e 3) inclusão de redundância do sistema de rádio-controle e dos servo-atuadores. É mostrado que: 1) as 2 primeiras propostas não produzem um aumento significativo na confiabilidade do sistema de controle de voo (MTTF de 16113 e 19788 horas respectivamente), e 2) a terceira proposta praticamente triplica o MTTF do sistema (de 11379 para 33111 horas). A viabilidade de implementação das redundâncias propostas é demonstrada através de testes em bancada. O estudo da confiabilidade deste VANT mostra que pequenas alterações na arquitetura do sistema de controle de voo resultam em um aumento significativo na confiabilidade deste sistema.