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Modelagem e identificação de aeronaves via abordagem de sistemas lineares com parâmetros variantes.

Benedito Carlos de Oliveira Maciel 30 October 2008 (has links)
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.
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Estimação dos coeficientes aerodinâmicos utilizando Adaptive Functional Link Network.

Wilson Rios Neto 19 December 2008 (has links)
Este trabalho desenvolve um método adaptativo estocástico aplicado ao treinamento de uma arquitetura neural conhecida como Functional Link Network - FLN para a determinação dos coeficientes aerodinâmicos e de controle de uma aeronave de alto desempenho. Esta arquitetura neural possui dois aspectos importantes: permite o uso de uma infinidade de alternativas de tipos de funções (exponenciais, polinomiais, etc) como funções de base e o uso de regras de treinamento lineares. Quando o treinamento é feito usando um algoritmo de estimação linear ótimo, ou seja, um algoritmo como o filtro de Kalman, tem-se um comportamento numérico ruim, causando assim problemas de divergência quando conjuntos grandes de dados de treinamento são processados. Este problema ocorre devido ao fato de que o algoritmo perde a capacidade de treinamento quando novos conjuntos de dados são processados. Para evitar este mau comportamento e tentar manter uma capacidade de aprendizado distribuída e uniforme, se propõe o uso de um procedimento adaptativo baseado em um critério de consistência estatística, para contrabalançar a prioridade das informações a priori com as novas informações de treinamento. A arquitetura neural Functional Link Network - FLN e o procedimento adaptativo formam a Adaptive Functional Link Network - AFLN que permite a identificação dos parâmetros aerodinâmicos e de controle, mesmo quando os valores iniciais dos parâmetros estiverem distantes dos valores reais. Para se obter uma arquitetura que tenha boa capacidade de modelagem e de generalização, utiliza-se também uma heurística de poda (Optimal Brain Surgeon - OBS), para eliminar os parâmetros (funções) menos significativos. Para testar e validar o método desenvolvido, utilizam-se dados fornecidos por um simulador em FORTRAN da aeronave F16 e se compara com os dados obtidos via a aplicação da AFLN, tanto para os coeficientes do movimento longitudinal quanto para os do movimento látero-direcional. Os resultados são promissores e indicam a possibilidade do uso da ferramenta na identificação, em tempo quase real, dos coeficientes dentro do envelope de vôo da aeronave.
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Aplicação de técnicas de otimização multidisciplinar ao projeto conceitual de aeronaves de transporte.

Juliano Machado Tenório Cavalcanti 21 September 2006 (has links)
O objetivo deste trabalho ée criar um fluxo de processos referentes às disciplinas aeronáuticas utilizadas no projeto preliminar de aeronaves e utilizar esse fluxo para análises e otimizações multidisciplinares. Foram consideradas as disciplinas de Peso e Centragem, Aerodinâmica, Estabilidade e Controle e Desempenho. Na disciplina de peso e centragem foram utilizados modelos semi-empíricos para a estimativa de peso de componentes, no cálculo aerodinâmico foi utilizado um código de potencial completo com correção de camada limite para análise de configurações asa-fuselagem, em desempenho foram utilizados modelos semi-empíricos para cálculo de consumo de combustível e distância de decolagem e, finalmente, em estabilidade e controle foram utilizadas simplificações consagradas na literatura para realizar uma análise simplificada da qualidade de vôo da aeronave. Também foi considerado nesta disciplina o efeito proporcionado por um sistema de aumento de estabilidade de simples arquitetura. Foram realizados diferentes estudos de caso nos quais as variáveis de projeto e os métodos e critérios de otimização eram modificados a fim de observar a resposta do modelo. Reduções de atée 6% no consumo de bloco foram obtidas, resultado que pode ser considerado bastante expressivo. Entretanto, alguns resultados mostram-se relativamente irreais quando comparado à aeronaves de mesma categoria e alguns estudos adicionais foram propostos a fim de validar esse procedimento para aplicações industriais.
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Procedimento de projeto de leis de controle de vôo de aeronaves utilizando o controle à estrutura variável.

André Luís da Silva 03 September 2007 (has links)
Nesta Dissertação, ée apresentado um procedimento de projeto de leis de controle de vôo de aeronaves utilizando o Controle à Estrutura Variável ou Controle por Modos Deslizantes, levando em consideração robustez a incertezas paramétricas e redução de chattering. ÉE apresentada uma revisão sobre a utilização do Controle à Estrutura Variável no projeto de leis de controle de vôo de aeronaves; uma revisão dos principais conceitos do Controle à Estrutura Variável; uma apresentação de conceitos matemáticos e de Controle considerados no procedimento de projeto; a definição da função de chaveamento, das condições de alcance e do vetor de controle à estrutura variável considerados; o procedimento de projeto propriamente dito e a aplicação do mesmo no projeto de uma lei de controle para a dinâmica longitudinal de uma aeronave hipersônica genérica. O procedimento de projeto ée realizado a partir de abordagens teóricas claras (que definem procedimentos para ajuste do controlador a partir de parâmetros de desempenho) e procedimentos de cálculo numérico diretos. No exemplo desenvolvido, todas as exigências impostas ao controle, incluindo robustez de desempenho e estabilidade a incertezas paramétricas e eliminação de chattering, são satisfeitas.
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Projeto de sistema de controle para aeronaves comerciais nas condições de aproximação e arredondamento.

Daniel Paulo de Tarso Ferreira 24 September 2008 (has links)
Para aeronaves comerciais, considerando a carga de trabalho do piloto, a aproximação e o pouso são fases críticas, sendo responsáveis por uma grande parcela dos acidentes aéreos. Com o advento da tecnologia "fly-by-wire", que está se consolidando para novos projetos dentro do meio aeronáutico, é possível implementar leis de controle de maneira a aumentar a eficiência aerodinâmica da aeronave, melhorar a qualidade de vôo, diminuir a carga de trabalho do piloto, e como conseqüência aumentar a segurança. Este trabalho tem como objetivo projetar e analisar diferentes conceitos de leis de controle para as fases de aproximação e arredondamento, bem como a transição entre as mesmas. Procura-se minimizar o número de sensores exigidos para implementação a fim de reduzir o custo e a complexidade do sistema de aumento de controle e estabilidade (CSAS, do inglês "Control and Stability Augmentation System") da aeronave. Os controladores são projetados através de Métodos Algoritmicos, de maneira que atendam diversos critérios de qualidade de vôo da literatura. Os resultados obtidos são validados através de simulações não-lineares de um modelo de aeronave. Nestas simulações são incluídos modelos de efeito solo, perturbações atmosféricas e dinâmicas adicionais de atrasos provocadas por sensores, digitalização de sinais, processamento e atuadores. É feito também o projeto de um controlador LQG/LTR para efeitos comparativos.
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Cálculo de trajetórias ótimas pelo método indireto das diferenças finitas

Pedro José de Oliveira Neto 01 December 1996 (has links)
Esta dissertação apresenta uma investigação da aplicabilidade do método das diferenças finitas à resolução de problemas formulados através do Princípio do Máximo de Pontryagin, com o principal objetivo de utilizá-lo na otimização do desempenho de aviões. O método proposto é aplicado inicialmente à resolução de alguns problemas clássicos e, em seguida, à otimização da trajetória de um avião supersônico.
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O método das correções repetidas para guiagem ótima em tempo real de veículos lançadores de satélites

Paulo Sérgio da Silva 01 January 1994 (has links)
Este trabalho apresenta um estudo do Método das Correções Repetidas para a guiagem ótima em malha fechada de um Veículo Lançador de Satélites. Uma vez observado um desvio com relação a uma nominal de referência, este algoritmo corrige os comandos de guiagem para todo o resto do vôo, de modo que a nova trajetória continue otimizando o índice de desempenho escolhido. Todas as restrições são verificadas antes da nova história de guiagem ser aplicada ao veículo, possibilitando ações de emergência em caso de previsão de falha. Uma vez que o método não procura voltar para a trajetória nominal de referência, mas recalcula uma nova trajetória ótima, ele é adequado para a utilização em veículos lançadores movidos a propelente sólido. Além disto, o mesmo algoritmo pode ser utilizado tanto para o vôo na atmosfera quanto para o vôo fora dela. O principal esforço computacional é realizado antes do lançamento e os requisitos de memória e tempo de computação a bordo são pequenos o suficiente para a utilização, em tempo real, nos computadores de bordo atuais. O desempenho do método foi avaliado através das chamadas regiões de "controlabilidade" e de uma análise de sensibilidade à variação de parâmetros do próprio veículo e do meio tais como atmosfera e campo gravitacional. Nesta análise foi utilizado um modelo de simulação tridimensional bastante completo, para que o conjunto de resultados obtidos fosse o mais realista possível. No entanto, a trajetória do veículo é essencialmente plana pois a latitude do local de lançamento foi suposta igual à inclinação da órbita final desejada. Os resultados obtidos demonstram que o método é viável, sendo robusto o suficiente para compensar os desvios de trajetórias decorrentes das perturbações normalmente encontradas na prática.
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Extensão do método da colocação na otimização de trajetórias de aeronaves.

Maurício Andrés Varela Morales 23 December 2009 (has links)
Este trabalho aplica o Método Indireto da Colocação para resolver numericamente Problemas de Valor de Contorno resultantes da aplicação da teoria controle ótimo ao problema de otimização de trajetórias de aeronaves. Uma extensão da implementação do método foi desenvolvida para incluir condições de contorno interiores, que surgem quando restrições são atingidas ao longo da trajetória, resultando num Problema de Valor de Contorno em Múltiplos Pontos (PVCMP). Quatro estudos de caso foram resolvidos numericamente para testar o método em questão e analisar as suas vantagens e limitações. Dois desses estudos de caso possuem documentados na literatura a solução numérica pelo Método Indireto dos Múltiplos Tiros, que é um dos métodos mais difundidos para resolver problemas de controle ótimo com restrições. Assim, também foi possível comparar as soluções de ambos os métodos e constatar na prática as vantagens e desvantagens de um em relação ao outro.
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Método para a avaliação do ganho empregado pelo piloto em ensaios de PIO / Method to evaluate pilot gain in PIO flight test

Celere, André Luis 29 January 2009 (has links)
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.
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Método para a avaliação do ganho empregado pelo piloto em ensaios de PIO / Method to evaluate pilot gain in PIO flight test

André Luis Celere 29 January 2009 (has links)
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.

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