[pt] Esta tese apresenta um estudo na área de controle robusto não paramétrico, mais precisamente relacionado ao Problema H2/Hinf. O Principal objetivo deste trabalho consiste no projeto de controladores por uma abordagem direta sobre o problema mencionado, baseada em método de Gallerkin. Dois métodos foram propostos, sendo denominados Expansão em Base Pré-Estabelecida (EBPE) e Expansão em Base Otimizada (EBO). Para a aplicação destes métodos, os controladores estabilizantes do sistema em estudo devem ser explicitados por intermédio da parametrização de Youla. Em seguida, uma nova parametrização é realizada a fim de colocar o problema resultante em um formato padrão, com a norma Hinf sob a forma do problema de Nehari. Um controlador calculado por EBO ou EBPE possui ordem previamente determinada, estabiliza internamente a planta, minimiza um funcional de desempenho e satisfaz a um nível pré- especificado de robustez em estabilidade. Em EBPE, uma base é escolhida para o espaço solução e o ajuste dos coeficientes de seus vetores é realizado minimizando o critério proposto. A vantagem deste método é resolver um problema de otimização convexo. Por outro lado, a escolha dos vetores que participarão da base truncada já estará definida, levando a uma solução com ordem superior àquela obtida por EBO e um mesmo nível de desempenho. No método EBO, as tarefas de escolha dos vetores que participarão da base e seus respectivos ajustes de coeficientes são realizados simultaneamente. Embora este problema seja não convexo, sua vantagem reside na possibilidade de encontrar soluções com ordens relativamente menores em comparação com aquelas por EBPE para um mesmo nível de desempenho. Adicionalmente, discute-se alguns resultados teóricos, onde a existência e a unicidade da solução do Problema H2/Hinf são demonstradas. Mostra-se também que a sequência de controladores calculados pelos métodos propostos, à medida que a ordem aumenta, converge para a solução ótima do problema original. / [en] This thesis presents a study on the subject of robust and non parametrical control, more precisely related to the Mixed H2/Hinf problem. The main purpose of this work consists in the controllers design by a direct approach over the mentioned problem, using Galerkin`s method. Two numerical methods were proposed, being known as Pre- Established Basis Expansion (EBPE) and Optimized Basis Expansion (EBO). For the application of these methods, the stabilizing controllers of the system under analisys must be explicated by Youla`s parametrization. After this, a new parametrization is performed in order to set the problem in a standard format, with the Hinf-norm in the Nehari problem. A controller computed by EBO or EBPE has a previously specified order, internally stabilizes the plant, minimizes a performance functional and satisfies a pre- established robustness stability margin. In the EBPE method, a basis is chosen from space solution and the adjustment of the vectors` coefficients is performed minimizing the proposed criterion. The advantage is solve a convex optimization problem. By the other side, the choice of vectors in the truncated basis will be defined, leading to a solution with a higher order than the one obtained by the EBO approach, for the same performance level In the EBO method, both the vectors` choice in the truncated basis and their respective coefficient adjustment are performed simultaneously. The Youla`s parameter is approximated by the class of real, rational, proper and stable transfer function and the project variables are the coefficients of the numerator and denominator polynomials. Although this problem is a non- convex one, its main advantage lies in the possibility of finding controllers of relatively lower orders than ones by EBPE at the same level of performance. In addition, some theoretical results are discussed, where the existence and uniqueness of Mixid H2/Hinf problem solution are proved. It is also shown that the sequence of controllers computed by the proposed methods, as order increase, converges to the solution of the original problem.

O objetivo do trabalho é apresentar dois algoritmos para a solução de problemas de controle ótimo quadrático robusto com restrições, dentro de um contexto de controladores preditivos (MPC do inglês Model Predictive Control). Inicialmente apresentamos uma breve introdução aos algoritmos MPC, com ênfase na abordagem do controlador linear quadrático. Em seguida são apresentados os dois algoritmos de interesse, que utilizam técnicas de otimização LMI. Dessa forma as restrições e as incertezas podem ser colocadas em formas computacionalmente tratáveis. Por fim são realizadas simulações e comparações entre esses algoritmos, bem como com técnicas de MPC encontradas na literatura atual. / The goal of the work is to present two algorithms for the solution of robust quadratic optimal control problems with restrictions, within a model predictive control (MPC) setup. Initially we present a brief introduction of the MPC algorithms, emphasizing the linear quadratic controller approach. Next the two algorithms of interest, using LMI optimization techniques, are presented. By using this technique the restrictions and uncertainties can be written in a computational way. Finally some simulations and comparisons between these algorithms, as well as with MPC techniques found in the current literature, are performed.

À medida que a separação de freqüências entre os modos de corpo rígido da aeronave e os modos de vibração estrutural torna-se mais estreita, o tratamento tradicional da mecânica do vôo da aeronave considerada como corpo rígido pode não ser eficiente. Neste trabalho é apresentado um panorama sobre o tratamento da aeronave como corpo deformável, tanto em termos da dinâmica do vôo como do projeto de sistemas de controle. As equações do movimento tridimensional da aeronave são determinadas através do enfoque da mecânica lagrangeana. As cargas aerodinâmicas incrementais que aparecem devido à vibração são modeladas através da teoria das faixas, com hipótese quase-estática e em regime incompressível. A dinâmica estrutural é determinada através da técnica de decomposição modal. Desta forma, a influência da vibração sobre o carregamento aerodinâmico é determinada em termos de derivadas de estabilidade estruturais generalizadas. O projeto de sistemas de aumento de controle para aeronaves flexíveis é então abordado. A dinâmica estrutural é considerada como incerteza da planta nominal de corpo rígido ou como perturbação de entrada. A aplicação do método H8 para o projeto de controladores de estrutura fixa é então estudada segundo duas diferentes metodologias. Os projetos também contemplam a rejeição a entradas de rajada, segundo modelo estocástico de Dryden.

The role of feedback in the design of aircraft stability and control is becoming increasingly important. The basic reason driving this trend is the necessity to cope with a growing number of more stringent requirements, which are sometimes conflicting. This work presents a design methodology applicable to flight control laws, which can be either a control and stability augmentation system (CSAS) or an automatic flight control system (AFCS). A key feature of the proposed method is the definition of a simple cost function, which incorporates both performance and robustness requirements. The optimization of this cost function is employed to tune some of the control law parameters. It is also presented how to integrate this optimization procedure with the other important design steps, such as requirements definition, data filtering, control law structure definition, shaping the input-output transmission via pre-filters, etc. It is emphasized, at this point, that the format of this cost function is able to encapsulate, in a straightforward manner, the requirements normally applicable to the feedback portion of flight control laws. It is also flexible enough to accommodate different choices of data preprocessing, as well as different choices of feedback structure. The final design step is the setting of appropriate scheduling function for each of the defined scheduled parameters. For illustration purposes, four design examples are presented, namely a yaw damper, a bank angle rate/side slip angle regulator, a pitch attitude rate regulator and a pressure altitude regulator. The aircraft model under consideration is based on available data from Boeing 747. Sensors and actuators dynamics, as well as transport delays due to digital control implementation, are considered. The results show that the proposed methodology is able to satisfactorily fulfill the design requirements normally applicable to flight control laws.

Nesta Dissertação, ée apresentado um procedimento de projeto de leis de controle de vôo de aeronaves utilizando o Controle à Estrutura Variável ou Controle por Modos Deslizantes, levando em consideração robustez a incertezas paramétricas e redução de chattering. ÉE apresentada uma revisão sobre a utilização do Controle à Estrutura Variável no projeto de leis de controle de vôo de aeronaves; uma revisão dos principais conceitos do Controle à Estrutura Variável; uma apresentação de conceitos matemáticos e de Controle considerados no procedimento de projeto; a definição da função de chaveamento, das condições de alcance e do vetor de controle à estrutura variável considerados; o procedimento de projeto propriamente dito e a aplicação do mesmo no projeto de uma lei de controle para a dinâmica longitudinal de uma aeronave hipersônica genérica. O procedimento de projeto ée realizado a partir de abordagens teóricas claras (que definem procedimentos para ajuste do controlador a partir de parâmetros de desempenho) e procedimentos de cálculo numérico diretos. No exemplo desenvolvido, todas as exigências impostas ao controle, incluindo robustez de desempenho e estabilidade a incertezas paramétricas e eliminação de chattering, são satisfeitas.

Neste trabalho é apresentado o resultado para o projeto de lei de controle para uma função de controle automático da manobra de aproximação para pouso, somente o controle longitudinal, de uma aeronave comercial. Para tanto o projeto foi baseado na aplicação de duas técnicas, Inversão Dinâmica e H8 "loop shapping". A Inversão Dinâmica, utilizada na realimentação interna, tem o papel de generalizar a resposta do avião de forma a eliminar o processo de escalonamento de ganhos, geralmente utilizado para garantir o desempenho da função para todo o envelope operacional da aeronave. A técnica de H8 "loop shapping", utilizada na realimentação externa, tem o papel de garantir a robustez do controlador, tendo como resultados diretos o ajuste da resposta em malha aberta com base em um sistema de referência e uma margem de estabilidade, dada por um fator de compressão mínimo baseado na resposta em freqüência dos valores singulares do sistema em malha aberta. Com base nesse resultado foi possível concluir sobre a robustez do projeto a presença de variações e distúrbios na planta. O resultado final do controlador foi analisado no domínio da freqüência, por meio de gráfico de valor singular, e no domínio do tempo, com simulações da manobra de aproximação na presença de perturbações.

O mercado da aviação comercial encontra-se em constante expansão, acompanhado o crescimento do PIB mundial. A operação de aeronaves comerciais é bastante restritiva do ponto de vista da segurança. Como forma de aumentar a segurança operacional, especialmente em condições climáticas críticas, cada vez mais aeronaves comerciais vêm utilizando sistemas automáticos de controle - dentre estes, sistemas de pouso - CAT I, II e III. Sistemas CAT III realizam o procedimento de pouso desde a aproximação até a quase parada completa da aeronave. O objetivo deste trabalho é estudar alguns modelos de esforços que agem sobre a aeronave em solo e em seguida propor um modelo simplificado. De posso deste modelo, inicia-se então o projeto de dois algoritmos de controle robustos o suficiente para realizar o controle da posição lateral da aeronave em relação ao centro da pista de pouso para diversos pesos de pouso. De posse do sistema em malha fechada, são então realizadas algumas simulações e os seus resultados são discutidos.

Este trabalho se dedica a estudar e comparar os métodos de controle robusto H? Loop Shaping e LQG/LTR a partir de um exemplo de aplicação aeronáutica. Por motivos que serão apresentados adiante o uso de controladores robustos é extremamente interessante no ramo aeronáutico por apresentar uma segurança a mais de projeto levando-se em consideração diversos fatores. O estudo aqui apresentado consiste em um projeto de sistema de Aumento de Controle (Control Augmentation System - CAS) latero-direcional para o caça F-16 objetivando evitar uma derrapagem durante um comando de rolagem da aeronave. Por se tratar de uma aeronave de alto desempenho e instável, as limitações que atrapalham o desempenho de um controlador se tornam mais visíveis facilitando assim a análise do caso.

As características de um sistema podem variar ao longo do seu envelope operacional. Este fato gera um grande desafio para projetos de controle realizados com base em uma planta de referência. Portanto, para projetar uma lei de controle que atenda aos requisitos de projeto em todo o envelope operacional do sistema, normalmente, recorre-se ao escalonamento de ganhos. Uma interessante alternativa é o Quantitative Feedback Theory (QFT), técnica de controle robusto que é, principalmente, caracterizada por considerar, desde o início do projeto, as incertezas de modelagem do sistema, causadas ou por variações nos próprios parâmetros do sistema ou por perturbações externas ao mesmo. O projeto por esta técnica de controle é realizado no domínio da freqüência e considera requisitos de rastreamento de performance, de atenuação de distúrbios, de estabilidade, entre outros. Neste trabalho aplica-se esta técnica de controle no projeto de um sistema automático de aproximação e pouso para uma aeronave de passageiros de médio peso. Foi escolhido um conjunto de diferentes pontos de operação dentro do envelope de vôo com o objetivo de projetar uma única lei de controle capaz de atender aos requisitos para todo o conjunto de pontos escolhidos. A validação do projeto ocorreu através da simulação de uma manobra automática de aproximação e pouso realizada para todos os pontos de operação e foi possível mostrar que o QFT é uma técnica promissora para projetos de controle em sistemas de comandos de vôo.

A aviação militar é caracterizada pela natureza repetitiva e precisão na execução de suas manobras. Como exemplo, podem-se citar as manobras de reabastecimento aéreo, vôos em formação e operação em alto ângulo de ataque. Devido à natureza dessas atividades, o controle automático torna-se uma alternativa válida para reduzir os riscos associados e garantir os critérios de qualidade de vôo necessários. Esse trabalho propõe um sistema de controle para realizar de forma automática a operação de reabastecimento em vôo baseado no método de sonda e cesto. Essa manobra, que existe desde 1923, exige a integração de duas aeronaves de forma exata e sincronizada, representando um grande desafio para a engenharia de aviação.