Uma nova técnica para a determinação da atitude de uma aeronave por interferometria GPS foi desenvolvida para superar as restrições operacionais dos algoritmos conhecidos e publicados. Esta nova técnica estima o sinal verdadeiro da medida da linha base que define o eixo-z do sistema de antenas GPS. Além disto, foi utilizada uma nova estratégia para reinício do algoritmo que reduz o tempo de convergência do mesmo. Este trabalho compreendeu as seguintes tarefas: desenvolvimento teórico do algoritmo; realização de simulações para comprovação em ambiente controlado do desempenho do algoritmo; realização de ensaios em solo com a utilização de uma base móvel para verificação da operação deste sistema; montagem do sistema numa aeronave para comprovação experimental do algoritmo em condições estáticas e dinâmicas; e análise e redução dos dados para verificação das características do algoritmo. Os resultados foram satisfatórios e as ferramentas desenvolvidas podem ser utilizadas nas seguintes aplicações: desenvolvimento de um sistema de baixo custo para a determinação da atitude com GPS de uma aeronave; desenvolvimento de soluções para determinação da trajetória exata de um veículo a partir das medidas de receptores GPS independentes; desenvolvimento de sensores de velocidades angulares utilizando receptores GPS; desenvolvimento de sensores de deformação mecânica com receptores GPS; e em outras aplicações de posicionamento de altíssima exatidão com receptores GPS (melhor do que 2mm @1s).

Esta tese apresenta um método de identificação de parâmetros de modelos dinâmicos de aeronaves a partir de dados obtidos em ensaios de vôo. Para esta finalidade o método utiliza a estimação simultânea de estados e parâmetros na minimização de uma função custo baseada na definição do funcional de máxima verossimilhança. Devido a necessidade crescente da obtenção de modelos precisos para controle de aeronaves, principalmente em aeronaves tipo Fly-By-Wire, este algoritmo foi desenvolvido considerando o cenário realista de vôo das aeronaves onde têm-se ruído de estado na equação dinâmica da planta, fazendo uso da interação do Filtro de Kalman e do método de otimização de Gauss-Newton para a obtenção de estimativas paramétricas não polarizadas em ensaios de vôo com turbulência atmosférica. A validação do algoritmo é feita através da implementação de um programa em MATLAB, onde foram realizadas simulações e aplicações do método do Erro Filtrado em dados reais de ensaio de vôo da aeronave Xavante AT-26, ressaltando aspectos referentes à convergência, esforço computacional, estimativas paramétricas e suas respectivas acurácias. Os resultados obtidos neste trabalho ressaltam a aplicabilidade do método do Erro Filtrado verificada através da capacidade preditiva dos modelos dinâmicos resultantes da convergência do algoritmo e dos valores coerentes das estimativas paramétricas obtidas.

O estudo se inicia com a definição dos conceitos da decolagem na qual se descrevem as fases da decolagem e as várias velocidades de referência regulamentadas pelo FAR 25. Segue-se o estudo com o modelamento matemático da decolagem através das equações que descrevem o movimento longitudinal da aeronave. Fazem-se, em seguida, simplificações do modelo longitudinal e, finalmente, comparações entre os resultados dos modelos. Os resultados obtidos desse modelo são as distâncias de decolagem e de aceleração e parada nas condições monomotora e bimotora. No modelo longitudinal são levados em consideração os coeficientes de estabilidade longitudinal do avião, enquanto que no modelo simplificado esses valores não são necessários. Porém, neste último, são necessários dados de ensaio em vôo do avião para que seja possível o cálculo da distância na fase de transição da decolagem. O principal objetivo é a comparação entre os resultados do modelo longitudinal que descreve a dinâmica do avião e os resultados do modelo simplificado, durante a decolagem. O modelo simplificado apresentou resultados satisfatórios, pois as distâncias de decolagem foram calculadas com dados de ensaios em vôo, ou seja, são resultados que refletem diretamente o desempenho real da aeronave. No modelo longitudinal observou-se, pelas variáveis ângulos de ataque, de arfagem e de trajetória, que a técnica de pilotagem é um parâmetro que afeta bastante a estabilidade da aeronave durante a decolagem. Foi necessário implementar um controlador PID para simular a técnica de pilotagem e garantir a convergência em termos de estabilidade do avião. Na comparação dos resultados observou-se que os dois modelos apresentam diferenças nas distâncias dos subtrechos do processo de decolagem, tanto no caso monomotor e bimotor. Essas diferenças podem ser atribuídas principalmente por não se considerar o efeito solo no modelo longitudinal. Além disso, no caso monomotor, não se considerou a assimetria de tração, que é um fator importante na dinâmica látero direcional do avião. Os estudos podem ser aprimorados em trabalhos futuros com a implementação do efeito solo e da modelagem da dinâmica látero direcional do avião.

Para o desenvolvimento de algoritmos de controle que permitam o bom desempenho e a estabilidade em voo de Veículos Aéreos Não Tripulados (VANT) é necessário que se disponha de modelos de atuadores (servo atuadores) e modelos da dinâmica de voo validados dessas aeronaves. Os servo atuadores são dispositivos de grande importância no controle de VANTs onde são usados para comandar as superfícies de controles aerodinâmicos. O desempenho e a estabilidade do controlador para estes veículos dependem da modelagem adequada dos servo atuadores, bem como, da identificação dos parâmetros físicos experimentais. Neste trabalho é desenvolvido um ambiente integrado para modelar, simular e controlar os servo atuadores. O software LabVIEW foi usado para desenvolver um sistema automático que gera um sinal de controle PWM e também monitora a resposta dos servo atuadores. O ambiente integrado incorpora muitas opções de sinais de controle usando para isto uma placa de aquisição de dados NI. Os sinais de entrada e saída são usados para identificar possíveis modelos do atuador, são analisados em tempo e frequência, e então processados por um sistema de identificação e estimação de parâmetros no ambiente MATLAB. Os parâmetros dos modelos da dinâmica de voo são as derivadas aerodinâmicas de estabilidade e controle, na qual estes parâmetros são estimados através de diversas técnicas de identificação de parâmetros, dentre elas destaca-se principalmente a modelagem aerodinâmica baseada em ensaio em voo. Para que seja possível realizar essas tarefas de identificação, é necessário que sejam monitorados diversos parâmetros de voo da aeronave. Este trabalho também apresenta a integração e a operacionalização de um sistema de aquisição de dados de ensaio em voo (Icasim) que possui incorporado ao seu sistema sensores de atitude (crossbow), ponta de prova anemométrica (a, b, altitude, temperatura) e outros subsistemas que permitem o monitoramento da deflexão das superfícies de controle e da rotação do motor para ensaios em voo do Vector-P (VANT de médio porte).

Aircraft development process is characterized by high complexity and ever-decreasing lead times throughout for shortening time-to-market as an outcome.Development delays experienced in single systems, systems integration and the occurrence of design oscillations (design non compliances identified during flight tests that demand re-design and new test campaign) represent the main threats for the aeronautical industry to accomplish the market and certifying boards schedules. It is usual that the precedent phases to flight tests experience some delays, but the dead line for the certification phase remains unchanged. Consequently, the flight tests campaign is compressed in terms of time length for avoiding the delays in the certification schedule. Planning and managing activities in this highly dynamic scenario are very difficult tasks. The choice of the correct approach is ultimately related to cost, time, quality and safety optimization.A tool that provides the flight-test managers with the possibility to simulate campaign scenarios is extremely welcome. This tool has to take into account the inherent characteristics of the flight-test, which are concomitant, asynchronous, parallel and non deterministic. Besides, this tool has to have a graphical, user-friendly interface, in order to make possible a visual modeling technique of the concurrent activities of the tests campaign. It has been searched and found that a previous analysis based in Operation Research followed by the implementation of models based in Colored Petri Net (CPN) and Stochastic Petri Net (SPN) allow for modeling the necessary characteristics mentioned above.This work describes a method based on Petri Nets theory for modeling the problem of flight tests process management for the aircraft certification. Essentially, there is a set of processes, which share a common pool of resources such as prototypes, flight test instrumentation and systems availability. Every process, by its turn, has a subset of processes (test points) that characterizes a hierarchical net.The simulation tool is therefore, an adaptation of the general Petri Net theory for flight test campaign planning and management. This work shows the necessary steps to render the adaptation possible. The designed planning tool has been used in a demonstration environment that represents the basic problems of a real certification flight test program as a case study. Comparing the conditions with and without the tool, it is possible to conclude that the risk of severe mistakes caused by faulty assumptions for time, cost value and safety can be reduced significantly, since a great number of "what if" scenarios can be checked.

A determinação do componente horizontal da velocidade aerodinâmica no regime de baixas velocidades, tipicamente abaixo de 40 kt, tem sido um grande desafio para a engenharia de asas rotativas. Dentro desse contexto, este trabalho desenvolve um equacionamento matemático, em formato de redes neurais, para estimar o componente horizontal da velocidade aerodinâmica da aeronave AS 355 F2, por meio de programas computacionais elaborados em Matlab. Por meio de instrumentação embarcada existente na aeronave AS 355 F2, matrícula FAB 8816, são registrados parâmetros de voo tais como posições de comandos, velocidades angulares e atitudes. Essas medidas, obtidas em condições estabilizadas e em acelerações niveladas, são utilizadas como entradas e referências para as redes tipo backpropagation com aprendizagem supervisionada. São projetados dois tipos de redes: uma para estimação do componente horizontal longitudinal da velocidade aerodinâmica, u, e outra para a estimação do componente lateral, v. O treinamento das redes é realizado, por tentativa e erro, alterando-se o conjunto de parâmetros de entradas, o número de camadas escondidas, o número de neurônios por camadas e as funções de transferências por camada (função de ativação). Para tanto, é implementado o algoritmo de Levenberg-Marquardt na otimização dos pesos e biases. Após esse procedimento, um novo conjunto de dados de entradas é aplicado às redes que forneceram melhores resultados na etapa de treinamento, verificando-se uma associação de redes longitudinal e lateral contendo 11 parâmetros de entrada (as deflexões de comando do cíclico lateral, do cíclico longitudinal, de pedal, do comando de coletivo, ângulo de atitude longitudinal, ângulo de atitude lateral, razão de rolamento, razão de arfagem, razão de guinada, torque dos motores e peso do helicóptero) e duas camadas escondidas de 25 neurônios cada, como capaz de fornecer resultados satisfatórios de estimação dos componentes horizontais da velocidade aerodinâmica, em condições estabilizadas, com incerteza de 3,4 kt e 16, e resultados insatisfatórios de estimação da variação temporal em manobras de acelerações niveladas. Ainda, a contribuição do presente trabalho consiste na implementação, em ambiente Matlab, do modelo matemático em forma de redes neurais na telemetria do Grupo Especial de Ensaios em Voo (GEEV), comprovando sua viabilidade como ferramenta de ensaios em voo em tempo real.

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.

Um método para avaliação do uso de ganho adequado em ensaios de verificação de PIO (Pilot Induced Oscillations) é apresentado. As tarefas de manobra sintética (Synthetic Tracking Task) são utilizadas para demonstração. A teoria é baseada no conceito de entropia estatística proveniente da teoria da informação e no modelo estrutural do piloto humano. O método é apresentado para manobras executadas no eixo lateral e oferece uma medida do ganho humano utilizado durante a sua execução em malha-fechada. Para a modelagem da planta é utilizado modelo black-box com equacionamento de espaço de estados e identificação de parâmetros. Dados de ensaios em voo provenientes de uma aeronave de transporte certificada FAR-25 são utilizados para medir a razão entre o tempo gasto pelo piloto humano em uma malha fechada em posição versus o tempo em uma malha de derivada da posição (roll vs. roll rate). Esta medida é proposta como validadora da execução correta do ensaio. / A method is proposed to verify losed-loop adequate flight test piloting gain in PIO aircraft certification. The synthetic tracking task PIO flight test is used. The theory is based on the entropy concept from information theory and on the structural pilot model of the human pilot. The method is presented for single axis pilot tracking maneuvers and offers a measure of the human pilot gain employed during its execution. A black-box, state-space, parameter-identified model is used for the plant. Flight test data from a FAR-25 transport aircraft is used to verify the theory of how to determine a measure of the ratio between time spent by the human pilot in the error loop versus in the error rate loop to control the aircraft. This measure is proposed as a test point validation method for PIO flight testing.

Um método para avaliação do uso de ganho adequado em ensaios de verificação de PIO (Pilot Induced Oscillations) é apresentado. As tarefas de manobra sintética (Synthetic Tracking Task) são utilizadas para demonstração. A teoria é baseada no conceito de entropia estatística proveniente da teoria da informação e no modelo estrutural do piloto humano. O método é apresentado para manobras executadas no eixo lateral e oferece uma medida do ganho humano utilizado durante a sua execução em malha-fechada. Para a modelagem da planta é utilizado modelo black-box com equacionamento de espaço de estados e identificação de parâmetros. Dados de ensaios em voo provenientes de uma aeronave de transporte certificada FAR-25 são utilizados para medir a razão entre o tempo gasto pelo piloto humano em uma malha fechada em posição versus o tempo em uma malha de derivada da posição (roll vs. roll rate). Esta medida é proposta como validadora da execução correta do ensaio. / A method is proposed to verify losed-loop adequate flight test piloting gain in PIO aircraft certification. The synthetic tracking task PIO flight test is used. The theory is based on the entropy concept from information theory and on the structural pilot model of the human pilot. The method is presented for single axis pilot tracking maneuvers and offers a measure of the human pilot gain employed during its execution. A black-box, state-space, parameter-identified model is used for the plant. Flight test data from a FAR-25 transport aircraft is used to verify the theory of how to determine a measure of the ratio between time spent by the human pilot in the error loop versus in the error rate loop to control the aircraft. This measure is proposed as a test point validation method for PIO flight testing.