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.

O projeto aeronáutico é um pouco complexo e integrado que exige, desde suas faces iniciais, dados de entrada e diretrizes de diversas disciplinas. Este cenário exige sistemas capazes de acompanhar a complexidade dos projetos por meio da integração de todas as ferramentas especializadas, reduzindo o tempo consumido pelo trabalho repetitivo, o que permite aos engenheiros se empenharem mais em criatividade. A otimização de projetos multidisciplinares, que consiste na busca pela melhor solução de compromisso em projetos que envolvem diversas disciplinas de interesses conflitantes, se mostra uma abordagem adequada para tratar do projeto aeronáutico. O presente trabalho tem como objetivo o desenvolvimento de uma ferramenta computacional eficiente que aprimore o projeto de aeronaves em suas fases iniciais, integrando em um ambiente de projeto multidisciplinar ferramentas e processos necessários à tarefa da otimização. A ferramenta computacional gerada tange disciplinas de aerodinâmica, peso e CG, análise de qualidade de vôo e desempenho, e o método de otimização multidisciplinar utilizado é a programação seqüencial quadrática. Quanto à aplicação desta ferramenta, o estudo é focado no projeto conceitual de uma aeronave executiva, considerando o uso de sistemas de aumento de estabilidade longitudinal e látero-direcional. Os resultados obtidos demonstraram que o projeto conceitual de aeronaves pode ser aperfeiçoado através do emprego adequado de métodos de otimização multidisciplinar.

Este trabalho apresenta a aplicação da filosofia Total Heading Control System (THCS), que poderia ser traduzido como "Sistema de Controle por Proa Total", no projeto de um piloto automático látero-direcional para uma aeronave de 50 lugares, desenvolvida dentro do quadro do Programa de Especialização em Engenharia Aeronáutica (PEE) mantido pela Empresa Brasileira de Aeronáutica (EMBRAER) em parceria com o Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA). Tal aeronave possui estabilidade relaxada, o que permite melhorar sua performance através da redução das áreas das empenagens verticais e horizontais. No entanto, isso também confere ao avião uma má qualidade de vôo intrínseca. Isso significa que, caso o piloto automático seja desligado ou venha a falhar, o piloto terá sua carga de trabalho aumentada de forma significativa. O piloto automático projetado deve, portanto, aumentar de forma artificial a estabilidade da aeronave. Deve também proporcionar um controle mais amigável do avião através de sistemas de controle de vôo. O projeto das diversas malhas de controle foi realizado com o auxílio das ferramentas computacionais MATLAB e SIMULINK. Algoritmos de otimização foram exaustivamente utilizados durante todo o trabalho para o cálculo do equilíbrio e dos ganhos de realimentação. Os resultados obtidos com o THCS foram então comparados com os obtidos segundo os métodos mais tradicionais, amplamente difundidos na leitura. A análise comparativa foi realizada somente no domínio do tempo, ou seja, nas respostas temporais das variáveis de estado relevantes.

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 escopo do presente trabalho envolve a síntese de leis de aumento de estabilidade e controle de uma aeronave a jato comercial, que possui estabilidade longitudinal relaxada inerente. As características de estabilidade e de resposta desta aeronave são avaliadas em várias condições de vôo, incluindo diferentes posicionamentos de flapes, variações de CG, de peso, de altitude e de velocidade. Controladores são, então, projetados com a finalidade de aumentar tanto a estabilidade quanto o controle do sistema. Com o objetivo de selecionar a estrutura de controle mais adequada à aeronave em questão, pontos críticos do envelope de cada posição de flap da aeronave são escolhidos e uma estrutura de controle simples é aplicada, o Nz. A definição da estrutura realizou-se de acordo com a necessidade de melhoria das respostas, que está intrinsecamente relacionada aos requisitos de projeto. Dentre os requisitos de projeto, cita-se o cumprimento de determinados critérios de qualidade de vôo, como o C*. Como as respostas obtidas pelo controlador Nz (aceleração normal) não satisfazem este critério, optou-se pela aplicação de uma estrutura com realimentação da velocidade de arfagem ($q$) no CAS. O requisito de estabilidade de velocidade firma, então, a estrutura C*u como a mais adequada. A estrutura utilizada envolve um SAS com realimentação de saída do ângulo de ataque e de $q$ na malha interna, um CAS com realimentação de $n_z$, $q$ e de velocidade, além de um compensador PID na malha externa. Com base no C*u, ganhos são calculados para o ponto crítico de cruzeiro. O cálculo dos ganhos é realizado de acordo com a metodologia LQR, cujas matrizes de ponderação são estimadas por aproximações das regras de Bryson e de Gangsaas. O peso das variáveis que não são pré-determinadas por estas regras é variado para a obtenção da melhor ponderação. Antes da otimização dos ganhos propriamente dito, uma estimativa de ganhos iniciais é aplicada com o objetivo afastar o pólo com a maior parte real do eixo imaginário. Diversas respostas são obtidas devido à gama de parâmetros variáveis de projeto descritos acima. Dentre estas, as respostas consideradas mais satisfatórias são elegidas e aplicadas à diversos pontos de operação. O uso dos ganhos obtidos dividem naturalmente os pontos de operação em quatro intervalos de variação da pressão dinâmica, cada um com seus respectivos ganhos. O escalonamento de ganhos é, então, validado por intermédio da aplicação da estrutura de controle final em pontos de operação com CG e peso da aeronave distintos dos de projeto.

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.

Mecanismo é um conjunto de elos, ligados por juntas, que se movem relativamente uns aos outros. A análise de mecanismos consiste em verificar o funcionamento do sistema mecânico a fim de entender o comportamento e a viabilidade para uma determinada função. Nesta dissertação será feito um estudo de um tipo específico de mecanismo usado em um slat. Slats, ou flapes de bordo de ataque são sistemas aerodinâmicos de hipersustentação localizados no bordo de ataque de aeronaves, utilizados para aumentar o desempenho em fases de decolagem e pouso. O trabalho apresenta uma série de dispositivos de hipersustentação com intuito de mostrar os tipos de mecanismos mais utilizados em aeronaves. O projeto tridimensional do sistema será feito, serão calculados parâmetros aerodinâmicos do mesmo e finalmente uma simulação computacional será feita. Esta análise consistirá em modelar o funcionamento do sistema considerando o sistema de multicorpos rígidos com e sem folga. O objetivo é estimar os esforços no atuador quando o sistema está condicionado aos esforços aerodinâmicos e verificar se há travamento do sistema. Além disso, a contribuição de folgas no desempenho do sistema será avaliada.

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.