Este trabalho trata do desenvolvimento e teste da rotina QUASILIN, utilizada na obtencao de solucoes numericas de problemas de condicao de contorno em dois ou mais pontos. Essa rotina foi elaborada tendo como base o metodo da quasilinearizacao, que e um metodo numerico do tipo indireto, onde o problema original nao linear e transformado em uma serie de problemas lineares. Um algoritmo auxiliar que, a partir dos valores iniciais das variaveis de estado, faz a escolha otima dos valores iniciais das variaveis adjuntas, tambem e apresentado. A funcionalidade da rotina e demonstrada atraves de solucoes de problemas tipicos da area aeroespacial, tais como: calculo de trajetoria de reentrada atmosferica, de minimo aquecimento, para um veiculo espacial do tipo "space shuttle"; minimizacao de energia de operacao de um braco manipulador e a maximizacao de altitute para um foguete de sondagem de estagio unico.

O movimento rotacional de um satélite artificial é analisado, considerando or torques de gradiente e gravidade e de pressão de radiação solar direta. As variaveis de Andoyer são utilizadas para descrever o movimento rotacional do satélite, e as equações do movimento são dadas na forma canônica estendida. Um modelo para o torque devido à pressão de radiação solar direta é apresentado e seus componentes são determinadas no sistema de eixos principais de inércia do satélite. Uma aplicação particular é realizada para o caso de um satélite de forma cilíndrica com base circular, verificando-se que a componente no eixo principal de inércia Z do torque de pressão de radiação solar direta é nula. Utilizando o método de variação dos parâmetros, funções explícitas do tempo são obtidas para as variáveis de Andoyer quando a sombra da Terra não é considerada. A solução analítica mostra que as variáveis angulares são funções lineares e periódicas no tempo, mas as variáveis métricas sofrem apenas variações periódicas. Uma solução numérica também é determinada para as equações do movimento rotacional de um satélite cilíndrico de base circular hipotético. A comparação entre os resultados numérico e analítico mostra uma boa concordância para o intervalo de tempo considerado. Uma abordagem semi-analítica é proposta, utilizando a solução analítica para predizer a atitude do satélite quando a sombra da Terra é considerada.

Esta dissertação considera a aplicação da teoria de controle ótimo a um avião que está voando através de "wind-shear"; para reduzir o efeito da força desaceleradora aplicada pela massa de ar que pode ser da mesma ordem de magnitude que o arrasto total da aeronave o índice de desempenho escolhido é a minimização dos desvios da trajetória atual em relação a uma trajetória nominal. O cenário do problema e o modelamento matemático são bastante realistas, tendo sido utilizado para a aeronave um modelo de corpo rígido. Foi com sucesso tanto pelo método "exato" (estrutura de contato) como por um método aproximedo uma limitação de ângulo de ataque. Para resolver o problema matemático resultante (sistema de equações diferenciais ordinárias com múltiplas condições de contorno) foram utilizados, conjuntamente, o método dos múltiplos tiros e um método de homotopia modificado. Desta forma, foram obtidas várias trajetórias ótimas, onde se nota que a estratégia básica de controle é a manutenção da velocidade em relação ao solo. Algumas leis de controle simplificadas foram analisadas; as leis de atitude longitudinal constante, de realimentação do ângulo da trajetória e de realimentação da aceleração na direção da trajetória apresentaram um desempenho semelhante, ligeiramente inferior ao ótimo. Possivelmente, uma lei de controle mais elaborada conseguiria reproduzir, com boa aproximação, as trajetórias ótimas.

Este trabalho trata do desenvolvimento e aplicação dos Métodos do Gradiente e do Gradiente Conjugado para otimização de trajetórias espaciais. A teoria correspondente é apresentada em detalhes. Ambos os métodos são aplicados à vários problemas clássicos de controle ótimo e a problemas de transferências interplanetárias, considerando sistemas de empuxo constante e também de potência limitada e baixo empuxo. Os resultados numéricos obtidos de cada um dos métodos são comparados e analisados.

Esta dissertação apresenta o desenvolvimento do método do gradiente de segunda ordem para a resolução de problemas de otimização de sistemas dinâmicos. O método é aplicado, em particular, a problemas de otimização de trajetórias espaciais: transferência entre a Terra e Marte e transferência entre órbitas circulares. Visando mostrar a sua eficiência e aplicabilidade, são resolvidos, primeniramente, problemas clássicos em teoria do controle ótimo como: distância entre dois pontos no plano; distância entre ponto e reta; problema de Zermelo; problema da brachistócrona e perfil aerodinâmico de arrasto mínimo.

O objetivo deste trabalho é aplicar e testar um procedimento para determinar um conjunto de parâmetros de projeto de uma aeronave de transporte concebida para vôo subsônico, otimizados com relação a um dado critério de desempenho. A fase de projeto conceitual é, em muitos casos, realizada essencialmente de forma "manual" e a qualidade da configuração resultante depende, de maneira acentuada, da experiência da equipe de projeto. É proposto um procedimento de otimização que auxilie a equipe de projeto a obter a melhor configuração através da minimização de uma combinação linear de medidas de desempenho da aeronave associadas á etapa origem-destino dentro de uma missão típica. Paraisso, foram selecionados e implementados modelos para estimar o desempenho da aeronave. Os modelos de desempenho com dois graus de liberdade, empregados para simular as fases de subida, cruzeiro e descida, foram utilizados para determinar o consumo de combustível e o tempo gasto para realizar uma missão típica. Modelos empíricos, utilizados para calcular os comprimentos de pista de decolagem e de pouso, foram considerados como vínculos de otimização. Visando a calcular o arrasto da aeronave com precisão, um modelo detalhado foi escolhido devido à sua capacidade de lidar com variações de parâmetros geométricos e aerodinâmicos. Métodos empíricos são urilizados a fim de corrigir o peso vazio da aeronave devido à mudanças nas variáveis de projeto. Os seguintes perâmetros relacionados à asa foram selecionados como variáveis de decisão no processo de otimização: área, alongamento, afilamento, espessura relativa e ângulo de enflechamento. Um fator de escala foi usado como variável de projeto a fim de levar em conta mudanças de tração máxima do motor. O problema de otimização matemática resultante é resolvido por um código comercial que utiliza um método gradiente. Os resultados apresentados evidenciam uma redução apreciável da função objetivo através da otimização dos parâmetros de projeto e trajetória. Além disso, são apresentadas algumas comparações entre configurações óptimas obtidas utilizando diferentes critérios.

Este trabalho apresenta os modelos físicos e aerodinâmicos para uma bomba guiada. Adicionalmente, são apresentados os modelos atmosféricos, de vento e de atuadores. O estudo é realizado com as equações do movimento com três graus de liberdade. Sob considerações práticas e restrições de desempenho, pode-se determinar as regiões de lançamento aceitável Uma otimização não-linear das leis de guiamento é proposta para assegurar que estas regiões sejam tão grandes quanto possíveis. Diferentes leis de guiamento são analisadas e seus desempenhos comparados. Um autopiloto é então projetado para executar os sinais de referência fornecidos pelo sistema de guiamento. A planta não-linear é estudada e é desenvolvido um controlador com escalonamento de ganhos por alocação de pólos. O controlador é protegido por um esquema de "anti-windup", evitando a divergência dos integradores na presença de saturações. O desempenho global do sistema é avaliado por simulações de Monte Carlo aplicadas ao modelo não-linear completo com três graus de liberdade. Considera-se vento cortante, turbulência, rajadas e modelos de erros de medida com propriedades estatísticas apropriadas.

O interesse em identificação de sistemas e de parâmetros aplicado à área aeroespacial não é recente, mas continua vibrante, pois novos desafios são propostos. Na atualidade, procura-se investir na obtenção de resultados mais precisos e mais rápidos, preferencialmente em tempo real, para que haja uma interação entre engenharia e tripulação ainda durante o vôo. A proposta de estimar estados, antes de estimar parâmetros, é bastante conveniente, pois fornece uma base de dados consistente para a obtenção das estimativas paramétricas. A verificação da consistência de dados de ensaio através de modelos cinemáticos, antes que se passe para a fase de identificação de parâmetros, usando filtragem estocástica é bastante atrativa, pois o método comporta ruídos de processo e de medida. Ambos são típicos para a natureza do problema, mas acrescenta-se o fato de que suas propriedades estatísticas variam ao longo do tempo. Nesse trabalho propõe-se o uso da filtragem estocástica adaptativa para verificação da consistência de dados de ensaio em vôo e calibração simultânea dos dados do ar. O método proposto baseia-se nos procedimentos de ajuste de covariância, calculada através de filtros de Kalman executados em paralelo. A metodologia foi testada com dados sintéticos via simulações de Monte Carlo e com manobras de ensaio em vôo reais. Os resultados mostraram-se coerentes com os fenômenos, e mais precisos que os obtidos com filtragem não adaptativa, a um custo computacional baixo.

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.

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.