O objetivo deste trabalho é focalizar um modelo aeroelástico simples, cujos parâmetros são utilizados em outros trabalhos para possibilitar a validação dos estudos e, a partir deste modelo empregar técnicas de análise de estabilidade considerando variações paramétricas da planta e projetar um sistema de controle robusto para ampliar a estabilidade calculada. Este trabalho apresenta a modelagem de uma seção típica aeroelástica com três graus de liberdade para o estudo da estabilidade aeroservoelástica robusta. As forças aerodinâmicas não-estacionárias foram modeladas seguindo a metodologia de Theodorsen e a Aproximação Racional de Roger foi utilizada para a apresentação do modelo aeroelástico em espaço de estados. A análise de estabilidade do modelo nominal foi realizada através do Método K, Lugar Geométrico das Raízes e dos Valores Singulares Estruturados e verificou-se a coerência entre os resultados obtidos. Inseriram-se incertezas paramétricas aditivas na planta e calculou-se a margem de estabilidade robusta a estas incertezas. Os sistemas de controle ativo foram projetados através de técnicas de projeto de controladores H8-ótimo por Iteração-? considerando incertezas paramétricas como perturbações no modelo e através de Fatoração Coprima. A mecanização computacional do projeto foi efetuada em ambiente MATLAB, e foram utilizadas as funções disponíveis no -Analysis and Synthesis Toolbox e Robust Control Toolbox.

O estudo de aeronaves flexíveis na indústria aeronáutica é cada dia maior devido à utilização crescente de materiais compósitos. Quando a separação entre os modos rígidos e flexíveis é suficientemente grande, filtros estruturais são utilizados. Porém, nos projetos mais modernos este não é mais o caso. Para isso, para o projeto de sistemas de controle de vôo modernos são utilizadas técnicas de controle robusto. Neste trabalho é apresentado e descrito o modelo longitudinal de uma aeronave flexível, o B1-Lancer, integrando seus modos estruturais à dinâmica de corpo rígido da aeronave para projeto de sistemas de aumento de controle e de estabilidade, através de técnicas de controle robusto Hinf estáticas e dinâmicas, demonstradas através de algoritmos distintos (hifoo, hinfsyn, mixsyn, ncfsyn, loopsyn), avaliando ao longo dos projetos as vantagens e desvantagens das técnicas utilizadas.

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.

No estudo da mecânica e controle de voo, uma aeronave é dita flexível quando as frequências naturais dos primeiros modos de vibração estrutural se encontram próximas da frequência natural do modo de período curto. Tal característica, evidenciada em aeronaves excepcionalmente longas e leves como o bombardeiro B1 Lancer, pode levar a um detrimento significativo da qualidade de voo. Neste trabalho o modelo da aeronave B1 é utilizado para a aplicação da técnica de controle H? por realimentação estática de saída. O controlador é um rastreador de ângulo de arfagem com amortecimento das vibrações estruturais. O projeto resultante é aplicado a modelos que incorporam incertezas paramétricas e não paramétricas para os quais se demonstra bom desempenho e robustez.

O lançamento de carga em voo a baixas alturas, também denominado manobra LAPE (Low Altitude Parachute Extraction), é uma forma de abastecer tropas em solo e populações em missões humanitárias quando o ambiente não é propício para pouso. Essa manobra é realizada muito próxima ao solo e provoca uma grande variação do centro de gravidade da aeronave, o que a expõe à instabilidade. A instabilidade conjugada com a baixa altura caracteriza essa manobra como de alto risco, exigindo muita habilidade, experiência e esforço do piloto. Diante desse contexto, nesse trabalho foram implementados sistemas de controle a fim de diminuir a carga de trabalho do piloto e o risco envolvido na manobra. O lançamento de carga em voo foi modelado considerando variações no CG e variações da massa do avião. Duas técnicas foram utilizadas para a implementação do controlador: o método LQ e o método da linha de controle robusto H? Loop Shaping. Foram realizadas análises de robustez com respeito ao desempenho e à estabilidade na malha fechada do sistema para os controladores obtidos. A análise de estabilidade se baseiou nas variações paramétricas do modelo que consiste nas variações do CG e da massa. A análise de robustez com respeito ao desempenho foi realizada utilizando as funções sensitividade e sensitividade complementar além da análise da influência do vento estocástico no sistema, representado pelo modelo de Dryden.

O transporte de carga ocupa um espaço importante no cenário de aviação civil e militar. Do ponto de vista tático, é frequente na aviação de defesa a necessidade de aeronaves capazes de movimentar cargas relativamente pequenas com agilidade a zonas de conflito ou de difícil acesso. Em casos onde o pouso não é possível ou muito arriscado, o lançamento em voo pode ser uma solução adequada, embora leve a uma situação delicada do ponto de vista do controle da aeronave uma vez que tal operação acarreta uma variação rápida e de grande magnitude de diversos parâmetros ligados à estabilidade tais como centro de gravidade e momento de inércia. Uma solução baseada em técnicas de síntese robusta é proposta para a obtenção de uma lei de controle automático que leve em conta tal variação de parâmetros e seja capaz de garantir a estabilidade da aeronave durante a operação de extração e lançamento de carga. As especificações são explicitadas na forma de funções de ponderação escolhidas de forma adequada de maneira a permitir a síntese de um controlador robusto que respeite as restrições impostas ao projeto. A solução encontrada é avaliada através de análises de estabilidade e qualidade de voo.

Estratégias de controle preditivo permitem tratar restrições físicas e operacionais do processo, bem como realizar compromissos entre as diversas grandezas envolvidas mediante o uso de índices de desempenho. O desempenho de controladores preditivos pode ser comprometido por descasamentos entre o modelo nominal de projeto e a planta real, causados, por exemplo, por falhas ou incertezas de modelo. Tais descasamentos podem causar não-factibilidade do problema de otimização. Este trabalho propõe uma estratégia de controle preditivo reconfigurável para acomodação de falhas com propriedades de factibilidade recursiva do problema de otimização e estabilidade robusta de malha de controle. Tal abordagem de controle reconfigurável envolve duas etapas: uma primeira na qual é realizada a comutação entre um controlador nominal e um controlador robusto apropriado quando ocorrem falhas; e uma segunda etapa em que o polítopo de incerteza de controlador robusto é atualizado em tempo real. Adicionalmente, uma extensão para a abordagem de controle preditivo robusto é apresentada de modo a contemplar o tratamento de restrições assimétricas na variável de saída. Resultados numéricos ilustram as características das técnicas propostas.

Neste trabalho, investiga-se o projeto de controladores a parâmetro fixo, utilizando a técnica TFL/LTR (Target Feedback Loop/Loop Transfer Recovery) em combinação com duas estruturas de compensadores robustos, que serão avaliados com conjuntos de especificações para a estabilidade robusta e desempenho em um helicóptero de laboratório. Este helicóptero faz parte de uma classe de sistemas mecânicos denominados sistemas não-lineares subatuados, possuindo três graus de liberdade e dois atuadores. O modelo do helicóptero de laboratório foi produzido pela Quanser Consulting e simula alguns comportamentos típicos de uma aeronave tilt-motor em configuração de helicóptero com movimento em corpo rígido, permitindo a avaliação de diversas técnicas de controle multivariável. A dinâmica do helicóptero é descrita por um modelo de 6 ordem tendo como variáveis de estado os ângulos de deslocamento, elevação e arfagem. A primeira estrutura considerada na avaliação é o compensador LQG/LTR com o intuito de servir como referência para a avaliação de desempenho. A segunda estrutura consiste na modificação da técnica LQG/LTR. Esta não possui um nome específico, e neste trabalho denominar-se-á de estrutura #2. Para ambas as técnicas, os compensadores projetados devem solucionar o problema de rastreamento estável das trajetórias de referência, garantindo desempenho e estabilidade robusta, apesar de distúrbios paramétricos.

Este trabalho apresenta o projeto de sistema de controle com a metodologia de escalonamento de ganhos para modelos lineares com parâmetro variando no tempo. A idéia base desta metodologia é projetar controladores lineares invariantes no tempo para valores fixos distintos de parâmetro e posteiormente interpolar estes compensadores resultando na realidade em um compensador global para o modelo. Apresenta-se uma exposição da metodologia de escalonamento de ganhos padrão que, para garantir resultados satisfatórios, impõe condições sobre a variação da dinâmica do modelo no tempo. No entanto, dá-se maior ênfase a uma abordagem mais recente que mostra como tornar irrelevante para o projeto, o modo de variação da dinâmica do modelo no tempo. Neste contexto demonstra-se maior preocupação com a estabilidade de sistemas de controle projetados com a metodologia de escalonamento de ganhos. Para o projeto dos controladores a parâmetro fixo é empregada a tecnica TFL/LTR (TargetFeedback Loop/Loop Transfer Recovery). Com a tecnica TFL/LTR usa-se duas estruturas de controladores. Uma é a tradicional estrutura LQG/LTR (Linear Quadratic Gaussian/Loop Transfer Recovery), que é usada na abordagem mais recente da metodologia de escalonamento de ganhos e a outra, que não tem nome específico, é apresentada na referência 5 e neste trabalho denominar-se-á a estrutura #2. O uso desta última estrutura de controlador no âmbito do projeto com a metodologia de escalonamento de ganhos é uma contribuição desta tese. Em relação a estrutura LQG/LTR a estrutura #2 requer menores valores de ganhos para atingir os mesmos resultados. No uso de cada uma das estruturas de controladores salienta-se as dificuldades na verificação da estabilidade do processo de recuperação inerente à técnica TFL/LTR. O modelo do VLS (Veículo Lançador de Satélites) é usado como exemplo de aplicação da metodologia de escalonamento de ganhos.

A aviação ultraleve e experimental são segmentos da aviação geral que conquistam cada vez mais espaço no mercado mundial. Os motivos mais influentes para esse crescimento são o baixo custo de aquisição e operacional da aeronave, a pequena burocracia envolvida para obtenção das licenças de piloto e o pequeno número de horas necessárias para o voo de cheque. Justamente pelo treinamento ainda não ser tão rigoroso como costuma ser nas outras áreas da aviação, muitos pilotos acabam cometendo erros fatais que poderiam ser evitados de alguma forma. A perda de controle, mais especificamente o estol, é o caso que representa o maior índice de fatalidades no ramo aeronáutico. A proposta deste trabalho é projetar um controlador capaz de proteger o avião contra o estol, limitando seus máximos ângulos de atitude longitudinal, lateral e velocidade mínima. Primeiramente, a aeronave é analisada em malha aberta para verificar a necessidade de sistemas de aumento de estabilidade segundo critérios de qualidade de voo. Os ganhos dos controladores são definidos através de requisitos de estabilidade e desempenho como também suas respectivas barreiras de robustez. Para estabilidade robusta, serão consideradas as variações paramétricas da planta e também o primeiro modo flexível da aeronave. Para desempenho robusto, a barreira das baixas frequências será definida pelo vento.