In the present work, the influence of maneuver design for stability derivatives of aerodynamic forces and moments identification in the performance of closed loop control systems is evaluated, where two maneuvers largely used in aeronautical industry - doublet and 3211 - are compared to a maneuver of restricted use in aeronautical industry, but already well known in identification - the PRBS. This evaluation is divided in two steps: in the first, it is performed the identification with each of the maneuvers and then a crosschecking of the obtained models, computing the mean quadratic prediction error; in the second, the identified models are analytically linearized and use in a bank angle tracker. The calculated gains are then applied to the nonlinear model and the performance indices computed, as peak time and maximum overshoot, of step response with each gain set. The crosschecking showed the superior capacity of PRBS maneuver to capture the dynamics of the reference model, where the prediction error was relatively small for all models when compared to the response to doublet. With the 3211 data set, the error of the model identified with doublet was significantly larger than 3211 and PRBS models error, that had similar performance, however lightly better for the PRBS. With the PRBS data set, the PRBS error was relatively small, while the doublet and 3211 models error was relatively large. This result shows the direct relation of the maneuvers frequency spectra and the excitation persistence characteristic in the identified models.With an exigent performance requirement to the bank angle tracker, it was possible to expose the differences between the models and verify the influence of these differences in the closed loop response. In an equivalent form, as observed in the crosschecking analysis, the control system designed with the PRBS model showed performance indices closer to the target in comparison to the control system designed with the 3211 model, that was significatively better than the system designed with the doublet model. The closed loop amplified the difference between the models, and depending on the control system structure, these differences can be still larger. Finally, a practical application on aircraft identification and control is presented and discussed.

Este trabalho tem como objetivo o estudo, implementação e validação de métodos semi-empíricos utilizados para estimar as derivadas de estabilidade estáticas longitudinais de uma aeronave regional ainda em sua fase de anteprojeto. Estas derivadas são importantes para se avaliar as características de estabilidade e controle de uma aeronave. Para isso, foi elaborado um código computacional, desenvolvido em linguagem Matlab, tendo como base para o cálculo das derivadas a metodologia ESDU. Nos pontos onde esta metodologia não apresentou exatidão, dois outros procedimentos de cálculo foram utilizados, desenvolvidos: (i) pelo Prof. Dr. Jan Roskam e (ii) pela NASA, relatado no NASA TND-6800. A geometria da aeronave é inserida como dados de entrada do programa/código, que calcula as derivadas considerando a contribuição de cada componente da aeronave e efeitos aerodinâmicos. Os resultados obtidos são comparados a resultados experimentais provenientes de ensaio em túnel de vento, com o objetivo de validar a metodologia.

Este trabalho trata da aplicação de técnicas de otimização via algoritmos genéticos para o desenvolvimento de manobras de ensaios em vôo para estimação de parâmetros aerodinâmicos de aeronaves. As manobras otimizadas são necessárias para aumentar a eficiência dos algoritmos de estimação paramétrica, respeitando o envelope operacional das aeronaves quanto à segurança de vôo e quanto às limitações matemáticas dos modelos assumidos. Neste trabalho é feita a comparação entre a eficiência do procedimento de estimação com a aplicação de manobras convencionais e a eficiência do procedimento de estimação com a aplicação das manobras otimizadas. Em ambos os casos, o aumento da eficiência do algoritmo de estimação busca a maximização da sensitividade das variáveis de saída aos parâmetros do modelo. Para as manobras convencionais, os sinais são especificados de maneira indireta, através da maximização de suas densidades espectrais de potência nas freqüências próximas dos modos naturais do sistema dinâmico. A técnica de otimização, entretanto, baseada no conteúdo de informação dos dados de ensaios em vôo, diretamente utiliza-se dos conceitos de matriz de informação e limitantes de Cramer-Rao para compor os critérios de otimização e gerar sinais globalmente ótimos através de algoritmos genéticos que minimizem as incertezas relacionadas com as estimativas dos parâmetros aerodinâmicos. A presente abordagem considera problemas com multi-objetivos, multi-entradas e para o mínimo tempo, tratando os resíduos coloridos nas variáveis de medida. Vários estudos de caso são discutidos com a utilização dos modelos dinâmicos de período curto e oscilatório em derrapagem, incluindo resultados de ensaios em vôo de uma aeronave de pequeno porte. As vantagens e desvantagens das técnicas propostas são apresentadas, enfatizando a facilidade de implementação dos sinais ótimos resultantes. Por fim, considerações e recomendações a respeito da importância das manobras de ensaios em vôo para os procedimentos de estimação de derivadas de estabilidade e controle de aeronaves são feitas.

Neste trabalho é desenvolvida a estimação paramétrica de derivadas de estabilidade e controle para a aeronave AT-26 4509 do GEEV através da aplicação do método do erro de saída com otimização por Levenberg-Marquardt a dados reais de ensaios em vôo. O modelo adotado para a dinâmica da aeronave, denominado neste trabalho de global, possui 6 graus de liberdade e emprega equacionamento não-linear, compreendendo o conjunto de equações de estado. Como equações de saída, são apresentadas as expressões que modelam as medidas esperadas nos sensores. São selecionados os sensores das grandezas físicas mais relevantes para as manobras. A partir das equações de estado e saída e dos valores medidos pelos sensores, são definidos os parâmetros a serem estimados e é aplicada a metodologia de estimação. O processo é operacionalizado através de um programa de computador em ambiente MATLAB 6.5, que apresenta versão com interface gráfica e integrada a um pacote de estimação pré-existente. Utilizando-se como plataforma uma aeronave AT-26 instrumentada, são executadas manobras definidas com base na necessidade do modelo dinâmico empregado e no envelope da aeronave, levantado-se os dados necessários para o programa de estimação. Após processo iterativo de ajustes das estimativas iniciais e de combinação de modelos dinâmicos, chega-se aos resultados da estimação com modelo global, que são analisados e validados com base em programa de referência, comprovando-se a adequação de todo o processo de estimação apresentado.

Este trabalho propõe a investigação da aplicação das metodologias de Identificação de Sistemas na mecânica do vôo, com ênfase no desenvolvimento de estruturas de modelos e métodos de estimação de parâmetros no domínio do tempo, através da análise de dados de simulação e dados obtidos em ensaios em vôo. Isso possibilita a completa modelagem aerodinâmica, ou seja, a determinação das derivadas de estabilidade e controle, as quais desempenham um papel preponderante no comportamento dinâmico de uma aeronave. A abordagem de sistemas Lineares com Parâmetros Variantes (LPV), cuja teoria tem sido motivada por problemas de controle que exigem a estratégia de escalonamento de ganhos (Gain- scheduling), é uma maneira sistemática de se representar uma família de modelos lineares e não-lineares. Além disso, nessa abordagem os projetos de controladores e observadores de estado são baseados em técnicas de Desigualdades Matriciais Lineares (LMI, do inglês Linear Matrices Inequalities), que são uma valiosa alternativa aos métodos analíticos, uma vez que os problemas podem ser resolvidos de maneira exata por eficientes algoritmos de otimização convexa.Desse modo, a utilização da representação LPV no contexto da identificação de sistemas possibilita a validação dessa classe de modelos e abre perspectivas para melhorias no próprio processo de estimação paramétrica.

Sistemas de pouso automático vêm sendo utilizados com sucesso desde 1960. Seu emprego permite às companhias aéreas operar em condições de baixa visibilidade com extrema segurança e confiabilidade. Os impactos econômicos destas operações são relevantes, justificando os altos custos de desenvolvimento, manutenção e treinamento associados a tais sistemas. A função por eles desempenhada ée talvez a mais crítica das funções de controle automático presente em uma aeronave moderna, e por isso continua a ser um dos maiores desafios de engenharia de controle na indústria aeronáutica. Os requisitos aplicáveis de performance, segurança, confiabilidade e monitoramento por parte dos pilotos, associados à busca constante por baixos custos das companhias aéreas, resultam em um cenário de constante evolução tecnológica destes sistemas. Dentro deste contexto, o presente trabalho tem como objetivo apresentar um método de projetar um sistema de controle longitudinal automático para a fase de arredondamento de maneira simples, rápida e direta, para obter um sistema robusto e com boa performance. O modelo para simulação foi obtido a partir do conceito de derivadas aerodinâmicas de estabilidade. A estratégia de controle adotada emprega conceitos de controle moderno em uma arquitetura que permite avaliar facilmente diversas estruturas de controlador. Os ganhos do controlador são obtidos automaticamente por um algoritmo de otimização baseado na resposta temporal do sistema. A ênfase do trabalho de engenharia deste método está na escolha da estrutura do controlador e dos critérios de otimização. A trajetória de comando adotada se baseia numa trajetória fixa no espaço explicitamente definida como uma função da distância longitudinal percorrida. Este conceito reduz drasticamente a dispersão do ponto de toque e da velocidade vertical no pouso causada por variações nas condições atmosféricas e nas características da aeronave. A robustez do controlador resultante foi testada frente a diversos parâmetros que sabidamente influenciam a performance de um sistema de pouso automático na vida real.

Este trabalho propõe uma metodologia de desenvolvimento de dois modelos dinâmicos um linear e outro não-linear de seis graus de liberdade a ser utilizado em simuladores e treinadores de vôo de helicópteros. Inicialmente são apresentados modelos para os diversos módulos de um simulador, incluindo as características físicas e os dados de ensaios em vôo dos helicópteros Bölkow BO105, AS550 Fennec e AS355-F2 Esquilo Bimotor. A simulação do modelo dinâmico proposto em ambiente Matlab/Simulink e FlightGear, a partir das derivadas de estabilidade e controle do BO105 no vôo nivelado, demonstra sua aplicabilidade e que é possível utilizar estes parâmetros como estimativas iniciais das derivadas dos helicópteros da família Esquilo. Em seguida, cada um dos elementos da metodologia quad-M, utilizada neste trabalho, são detalhadamente descritos, sendo, inclusive, proposto um novo método de otimização baseado no uso conjunto de técnicas de busca global e local por meio dos algoritmos genético e Levenberg-Marquadt. Por fim, as derivadas de estabilidade e controle acopladas e desacopladas dos modos longitudinal e látero-direcional do helicóptero AS355-F2 são determinadas por meio do método do erro de saída no domínio do tempo, após excitações de comando do tipo sinusoidal e 3-2-1-1.

Esta dissertação tem como tema o estudo do movimento longitudinal de uma aeronave conceitual supersônica utilizando o posicionamento do centro de gravidade, além das superfícies de controle. Aeronaves supersônicas apresentam variações em seus comportamentos à medida que aumentam sua velocidade e estabelecem o regime supersônico. O posicionamento do centro de gravidade é um meio de se compensar tais variações. Os objetivos deste trabalho consistem na estimativa das derivadas de estabilidade da aeronave Strider, na verificação da influência do centro de gravidade no comportamento da aeronave e por fim, na proposta e simulação de um sistema de controle para o centro de gravidade. As derivadas de estabilidade são estimadas, em função de Mach e posição do centro de gravidade, utilizando o software USAF Stability and Control Digital Datcom. A influência do centro de gravidade é verificada nas derivadas e nas equações do movimento longitudinal. O sistema de controle é implementado através de realimentação de estados por um regulador linear quadrático (LQR). Simulações são realizadas utilizando as estimativas das derivadas de estabilidade e as equações não-lineares do movimento. Nos resultados são comparadas acelerações da aeronave em altitude constante utilizando três controladores distintos. O primeiro com centro de gravidade fixo, o segundo com matriz constante de ganhos e o terceiro com escalonamento de ganhos (de acordo com Mach).

Este trabalho tem como objetivo a aplicação de técnicas recentes de estimação de parâmetros aerodinâmicos de uma aeronave não-tripulada utilizando dados reais obtidos com ensaios em voo. O modelo aerodinâmico completo da aeronave foi identificado pelo método dos dois passos. Inicialmente, foram empregadas técnicas de reconstrução de trajetórias para calibração dos sensores da aeronave, utilizando-se o método de erro na saída e o estimador de máxima verossimilhança. Na segunda etapa do método, as derivadas de estabilidade e controle foram estimadas pelo método dos mínimos quadrados ortogonais parciais, em que os regressores candidatos são ordenados com base em sua capacidade de reduzir a variância do resíduo. Por ser do tipo "equation error", este método tem a vantagem de ser não-iterativo, quando aplicado a um modelo linear nos parâmetros. Entretanto, é sensível a erros nas variáveis independentes, o que torna essencial a etapa anterior de reconstrução dos estados da aeronave. Esta metodologia foi inicialmente aplicada a um modelo de simulação de uma aeronave, para então ser utilizada com dados reais obtidos em ensaios em voo. A capacidade preditiva do modelo aerodinâmico identificado foi confirmada pela validação com um segundo conjunto de dados.

Esta tese examina a identificação paramétrica das derivadas de estabilidade e controle da dinâmica longitudinal de uma aeronave, com a aplicação prática do método de "Maximum Likelihood Estimation" (MLE) e um algoritmo de otimização por Gauss-Newton. A dinâmica longitudinal foi representada por um modelo linear derivado das leis de Newton, obtendo as equações de estado. As equações de saída foram obtidas do modelamento dos sensores usados para medição das grandezas físicas relevantes. O algoritmo e o programa em MATLAB desenvolvidos foram aplicados aos dados práticos obtidos com um vôo na aeronave AT-26 FAB 4516. A aeronave estava equipada com uma instrumentação para medição e gravação dos parâmetros necessários para a identificação paramétrica em questão. Os resultados obtidos foram analisados neste trabalho, e demonstraram a validade prática do método para obtenção das derivadas de estabilidade e controle longitudinal de uma aeronave. O resultado demonstrou ajustamento adequado entre as observações e o modelo identificado.