Este trabalho apresenta e avalia a influência do Automatic Takeoff Control System (ATTCS) em uma aeronave regional a jato. O estudo surgiu com intuito de demonstrar a existência de algum benefício que justifique o acoplamento do ATTCS ao sistema do Full Authority Digital Engine Electronic Control (FADEC), visando a dar mais segurança aos processos de decolagem e proporcionar economia na operação da aeronave. Neste estudo ée feita uma abordagem da segurança na decolagem, apresentando-se um histórico de como foram iniciados os estudos que regulamentaram essa fase do vôo, assim como a influência do processo de decolagem na conservação e manutenção do grupo propulsor. São realizadas simulações de decolagem a partir de modelos de aeronaves para a análise de como a ATTCS está interferindo no desempenho da pista dos aviões. Para isso, foi implementado um modelo padrão de avião baseado na plataforma da aeronave ERJ 145 de onde foram extraídos dados geométricos e propulsivos. Por se tratar de uma aeronave regional tradicional, sem grandes diferenças em relação a outros aviões da mesma classe, os resultados podem ser extrapolados para outras aeronaves a jato de categoria semelhante. O estudo também compara o tempo entre as manutenções dos motores para um mesmo avião equipado com e sem ATTCS. Também são apresentados os custos de aquisição, instalação e as implicações na segurança de vôo, advindo da utilização do ATTCS no cumprimento dos requisitos da norma FAR 25. Um Web Charft (gráfico de malha) ée gerado para demonstrar a influência do ATTCS na operação da aeronave. Os resultados apresentados evidenciam uma redução apreciável nos custo de manutenção dos motores, economia de combustível e melhor flexibilidade operacional, conseguidos através do uso do ATTCS.

O comprimento de pista ée um dos principais parâmetros que limitam a operação de aeronaves. A decolagem, apesar de ser umas das etapas mais importantes do vôo, muitas vezes ée negligenciada em função de ser uma etapa muito curta. Este trabalho tem por objetivo demonstrar a aplicação de método de otimização na obtenção de trajetórias ótimas de decolagem de aeronaves, visando minimizar o comprimento de pista. Para a solução do problema de otimização utilizou-se a distância de decolagem como função objetivo, sujeita a penalizações com diferentes pesos de razão de subida (ROC) após a decolagem. Este problema ée limitado apenas à condição de vôo bimotor sujeito a qualquer condição de temperatura e altitude. A variável de controle utilizada neste problema ée a deflexão do profundor, parametrizada em função da velocidade. As velocidades citadas pelos requisitos de certificação são determinadas juntamente com a solução ótima do problema. O modelo proposto para simular a trajetória da aeronave durante a decolagem ée composto pelas equações do movimento nas coordenadas cartesianas X e Z, pela equação do momento na direção Y, e por relações cinemáticas e geométricas. Este tipo de problema ée descrito por um conjunto de equações diferenciais não-lineares, cuja solução ée complexa e difícil de ser obtida. Para tanto, torna-se necessário a utilização de recursos computacionais robustos para obter resultados. A solução obtida ée sub-ótima devido à parametrização da lei de controle, e ao fato de que não há garantias que o mínimo da função objetivo seja global. Os resultados permitem obter o controle sub-ótimo da deflexão do profundor durante a corrida de decolagem para a qual a distância ée minimizada. O resultado deste trabalho tem por objetivo melhorar o desempenho de decolagem, tendo como critério o uso do menor comprimento possível de pista sem comprometer demais a razão de subida da aeronave. A aeronave utilizada como exemplo deste trabalho foi objeto de projeto do Programa de Especialização em Engenharia (PEE) suportada pela Empresa Brasileira de Aeronáutica (EMBRAER) e pelo Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA).

This work develops a systematic design procedure for flight control laws design which allows: the use of best practices; compatibility with current fly-by-wire implementation; and integration with aircraft and systems design. Such procedure is based on a two-degree-of-freedom control structure, the first degree of freedom defining input to output characteristics and the second coping with disturbance rejection, noise rejection and robustness. The procedure uses a frequency domain based uncertainty description for treating robustness. A case study comprising a primary longitudinal flight control law design for a business aircraft is defined to evaluate the procedure. Results show the adequacy of the procedure: to coalesce many different requirements into simpler ones; evidence compromises between different requirements; design robust control laws given a set of reasonable requirements.

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.

Esta tese apresenta os resultados de uma avaliação dos efeitos de atraso puros e indiretos (devido a filtros) nas qualidades de vôo longitudinais de uma aeronave de caça. A avaliação foi limitada a manobras de perseguição Ar-Ar e de aproximação e pouso. A escala Cooper-Harper foi utilizada para quantificar a degradação devido a esses atrasos. A aeronave de ensaio foi o NT-33A da USAF, equipada com um sistema de estabilidade variável. Os resultados experimentais mostram que o Sistema Equivalente de Ordem Reduzida é o melhor método para se calcular os atrasos equivalentes devidos a filtros de primeira e segunda ordens. Além disso, esses resultados indicam que, na fase Ar-Ar, as qualidades de vôo degradam linearmente a uma taxa de um grau Cooper-Harper para cada 48 ms de atraso, enquanto que na fase de aproximação e pouso a degradação não é perceptível até 100 ms. Após este valor, a degradação também é linear a uma taxa de um grau Cooper-Harper para cada 22,5 ms. Não foi possível correlacionar os resultados entre as duas tarefas para os mesmos valores de atraso. Os resultados da tarefa de aproximação e pouso confirmam os limites estabelecidos pela norma MIL-F-8785C. Contudo, para a terefa de perseguição AR-AR o limite para o nível 2 deve ser reduzido de 100 ms para 50 ms. Testes futuros deverão avaliar se é necessário estabelecer requisitos diferentes para as diversas categorias de fase de vôo.

Em missões aerotáticas é necessário que um veículo aéreo aborte a missão de outro veículo opressor, o qual é denominado de alvo. As leis de navegação aplicadas a este veículo determina, uma trajetória adequada para a colisão, enquanto que as leis de controle o estabilizam e tendem a minimizar o erro entre a sua trajetória e a calculada. Este erro pode ser desprezível a grandes distâncias do alvo, mas se torna altamente significativo nas suas proximidades, e que, em muitos casos impossibilita a navegação e o controle. Portanto, como é dificil a obtenção da colisão com o alvo, precisa-se de um sistema que passe a atuar quando as leis de navegação e de controle não são mais efetivas. Tal sistema é composto de um sensor de proximidade e de uma cabeça de guerra. Este trabalho consiste em desenvolver um modelo matemático de um sensor de proximidade, da cinemática dos fragmentos de uma cabeça de guerra e determinar uma lei de tempo ótimo de atraso de iniciação de uma cabeça de guerra. O problema é analisado para o caso tridimensional para vários tipos de encontros, considerando o alvo como um corpo tridimensional.

Esse trabalho apresenta um procedimento para determinar trajetórias otimizadas que maximizem a massa do satálite de um Veículo Lançador de Satélites (VLS) sujeito a restriçoes dinâmicas e geométricas. Isso foi conseguido através de abordagem subótima utilizando-se programação linear para implementar um procedimento de busca direta baseado em um método de parametrização da função de controle; e determinando sua solução numérica por perturbação linear. São apresentados resultados de testes a partir de simulação digital, fazendo uso de dados disponíveis de uma versão de um VLS da Missão Espacial Completa Brasileira (MECB). Comparações preliminares, com os dados disponíveis, sugerem que o procedimento é uma boa opção para esse problema de otimização.

Este trabalho concerne à aplicação de teoria LQ para pilotagem de foguetes de médio porte controlados por desvio de jato. No sistema de controle proposto, os parâmetros são estimados usando um algoritmo mínimos quadrados padrão, na forma recursiva. O ângulo de ataque é obtido a partir de um observador de ordem reduzida. As outras componentes do estado são medidas diretametne por sensores. O estado é então realimentado com ganhos calculados usando a teoria LQ, para gerar o valor do ângulo de desvio de jato. São propostas duas formas de implementação desta estratégia: uma adaptativa e outra em "gain scheduling", sem usar a estimação de parâmetros mas sim o valor nominal destes. Os esquemas propostos foram extensivamente testados através de simulação digital usando um modelo completo de validação, incluindo termos não lineares e perturbações devidas ao vento.

A otimização de sistemas dinâmicos via métodos indiretos é bastante complexa e poderá exigir a utilização de programas computacionais para a solução de problemas de valor de contorno os quais podem não ser tratáveis analiticamente. Um dos principais problemas é a determinação das variáveis adjuntas para problemas com tempo final fixo e todos os vínculos terminais das variáveis de estado fornecidos. Este trabalho busca a determinação das trajetórias sub-ótimas do estado e das variáveis adjuntas para a classe de funcionais de custo quadrático ou expansíveis por série de Taylor até a segunda ordem, bem como o sinal de controle sub-ótimo. Propõe-se neste trabalho um novo método heurístico (LINQUAD) baseado nas técnicas dos extremais de vizinhança, regulador linear quadrático, regulador linear quadrático gaussiano e método da segunda variação. Os resultados com a utilização deste novo método servem como estimativas para a solução ótima obtida através do método dos Múltiplos Tiros. O problema principal a ser solucionado é o da reentrada de veículos espaciais na atmosfera terrestre considerando perturbações estocásticas nas variáveis de estado e de medida e um algoritmo é apresentado para a utilização deste novo método.

No presente trabalho uma nova técnica de programação não-linear, um método da projeção estocástica do gradiente, é aplicada para guiagem e controle não-linear em três dimensões de veículos lançadores de satélites, utilizando um modelo massa-ponto para o veículo. A validade do procedimento numérico é testada pela resolução de um problema de transferência orbital com baixo empuxo. Soluções sub-ótimas são obtidas para a trajetória ascendente do Veículo Lançador de Satélites pela prametrização da história de controle. Os vínculos são precisamente satisfeitos e a capacidade de satelização obtida pelo procedimento é comparável à solução ótima, obtida por procedimentos indiretos. Um procedimento de guiagem e controle em malha fechada é proposto, visando minimizar os efeitos das incertezas e perturbações típicas nas quais está sujeito o veículo durante o vôo. É testada a operação de mudança de objetivo durante o vôo e a utilização de tempo de queima livre para o último estágio. É mostrada a viabilidade da operação em tempo real pela implementação da técnica de processamento paralelo.