Este trabalho propõe um método de projeto para controladores com realimentação de saída de estrutura fixa, considerando como especificações do projeto o desempenho da malha fechada, escrito através de funções de ponderação de malha fechada no domínio da frequência, além de robustez a incertezas estruturadas e não estruturadas. A contribuição é um método de projeto simples e direto para encontrar as leis de controle com estrutura predefinida que estejam em conformidade com as especificações, utilizando otimização do valor singular estruturado. O método é aplicado a um problema típico da indústria aeronáutica, o projeto de leis de controle de voo longitudinal. Neste trabalho, critérios de robustez e qualidade de voo são incluídos no processo desde a formulação do projeto, segundo a teoria de controle robusto. Os resultados desta aplicação são avaliados utilizando técnicas de controle robusto, além de critérios clássicos de qualidade de voo. Os resultados mostram que a lei de controle obtida incluindo as incertezas no projeto, pode proporcionar melhor robustez de desempenho que o projeto realizado para a planta nominal apenas. O método proposto permite também projeto e análise de leis de controle considerando o escalonamento de ganhos.

No estudo da mecânica e controle de voo, uma aeronave é dita flexível quando as frequências naturais dos primeiros modos de vibração estrutural se encontram próximas da frequência natural do modo de período curto. Tal característica, evidenciada em aeronaves excepcionalmente longas e leves como o bombardeiro B1 Lancer, pode levar a um detrimento significativo da qualidade de voo. Neste trabalho o modelo da aeronave B1 é utilizado para a aplicação da técnica de controle H? por realimentação estática de saída. O controlador é um rastreador de ângulo de arfagem com amortecimento das vibrações estruturais. O projeto resultante é aplicado a modelos que incorporam incertezas paramétricas e não paramétricas para os quais se demonstra bom desempenho e robustez.

O presente estudo tem como objetivo determinar a trajetória ótima de uma aeronave no segmento de decolagem, mais especificamente no segmento no ar, entre o descolamento e 35 pés de altitude. A trajetória ótima visa a obtenção do menor comprimento de decolagem possível para uma dada configuração, resultando em uma melhora no desempenho em pista da aeronave. Para obtenção da trajetória é utilizado o método de otimização, onde o controle de profundor é parametrizado em função da altitude através de uma razão de polinômios. A otimização tem como resultado os coeficientes da razão de polinômios que resultam no menor comprimento de pista. São impostas diversas restrições à otimização, com o intuito de se atender aos requisitos de desempenho estabelecidos pelos órgãos homologadores. O estudo é realizado com auxilio de um simulador de voo de engenharia, utilizado para análises de qualidade de voo de uma aeronave comercial de 110 passageiros. A decolagem é simulada considerando a falha de um dos motores, respeitando o procedimento estabelecido pelo requisito. Com base no resultado obtido, espera-se um ganho de até aproximadamente 100 kg no peso máximo de decolagem em uma dada pista, ou redução de 10 metros de pista para o mesmo peso.

A aplicação da técnica não linear Backstepping para a proteção do Envelope de Voo em uma aeronave é estudada nesse trabalho. O objetivo principal é projetar controladores para proteger a aeronave de operar fora dos valores máximos e mínimos do seu envelope de voo. Esses valores são definidos pelo fabricante na etapa de projeto da aeronave. A proteção está relacionada está relacionada à entrada que o piloto produz no "stick';", que é considerada como a entrada do sistema de proteção. Os projetos de proteção foram desenvolvidos para proteger ao envelope de aerodinâmica adversa e ao envelope de atitude incomum. Dentro desses envelopes a subdivisão é feita pela proteção longitudinal, segurando o ângulo de ataque no seu máximo valor e a proteção latero-direcional, mantendo o ângulo de rolamento no máximo valor. O Backstepping por ser uma técnica de controle não linear, permite trabalhar com as não linearidades favoráveis (que estabilizam o sistema) até achar uma lei de controle que garanta a estabilidade baseada na teoria de Lyapunov. Ao longo do trabalho são apresentados os projetos de controle de proteção que foram divididos em Longitudinal e Latero-Direcional. Cada um deles é composto de dois controladores de rastreio (?, q, ?, ?, ?, p, r) que trabalham em paralelo e são compactados através de uma função de comutação. Já nos capítulos finais são apresentados as simulações, os resultados as conclusões e as recomendações.

Este trabalho tem como objetivo tratar da otimização da trajetória que uma aeronave descreve ao longo de uma missão de patrulha marítima de proteção de zonas econômicas exclusivas. É feita uma análise geral da trajetória, desde a decolagem até a patrulha e após a patrulha até o retorno para a base. A aeronave utilizada é uma aeronave fictícia, desenvolvida com fins unicamente acadêmicos pelo "Programa de Especialização em Engenharia", parceria entre a EMBRAER e o ITA. A otimização é feita separadamente em cada fase de voo. A subida após a decolagem e o cruzeiro até a região de loiter são otimizados de forma que seja obtido o máximo alcance e a altitude e a velocidade ideais de cruzeiro. A trajetória do loiter é feita de forma a varrer a região alvo com o máximo de tempo possível, consumindo o mínimo de combustível através da otimização da velocidade. A subida e o cruzeiro de retorno são análogos aos primeiros, porém, com os cálculos refeitos devido à menor massa da aeronave resultante da queima de combustível. Por fim, são feitas simulações a fim de ilustrar a trajetória da missão e o comportamento de algumas variáveis de interesse no desempenho da aeronave, além de analisar a influência do vento durante a fase de loiter. Todas as simulações são feitas utilizando o software MATLAB, da MathWorks.

Este trabalho apresenta o desenvolvimento do procedimento e do planejamento da campanha de ensaios em voo necessários para a certificação e a integração de cargas externas em uma aeronave militar. Mais especificamente, este trabalho apresenta como estudo de caso a aplicação da teoria de estabilidade de aeronaves para definir o conjunto de parâmetros necessários para avaliação da estabilidade dinâmica de uma aeronave militar com cargas externas. Em última análise, os parâmetros obtidos caracterizam grande parte das qualidades de voo da aeronave, exigidas em normas militares técnicas, para garantir o cumprimento da base de certificação e a certificação de integração (i.e. qualificação). Para melhor compreensão, uma breve explanação da estabilidade de aeronaves é realizada. Em seguida, a metodologia de ensaios em voo adotada é discutida, enfatizando os procedimentos de ensaios amplamente utilizados. Embora os ensaios em voo sejam executados de acordo com os procedimentos publicados (e.g. MIL STD), os riscos inerentes associados com esta campanha de ensaios em voo precisam ser avaliados por meio de ensaios de resposta dinâmica antes dos voos reais, e estes ensaios podem ser realizados através de ferramentas de análise de simulação. Este processo, executado com supervisão da autoridade de certificação, utiliza um aplicativo customizado desenvolvido pelo grupo de engenharia do IPEV com aplicação do MATLAB. Para a avaliação experimental, uma completa FTI, composta por um sistema de aquisição de dados em voo PCM, um gravador PCM, uma base de tempo GPS/IRIG-B e um conjunto de transdutores, é utilizada. A exatidão da medida da FTI depende principalmente dos procedimentos de calibração. Então, para minimizar a maior parte dos erros sistemáticos, os processos de calibração e de determinação de incerteza são realizados utilizando o sistema SALEV, que é totalmente compatível com a norma EA-4/02. A certificação é alcançada quando a operação da aeronave e do sistema integrado é cumprida e a segurança de voo não é prejudicada ou comprometida, como mostrado pelos resultados dos ensaios.

Neglecting the structural dynamic effects on the flight dynamics of modern aircraft may be inadequate. Dynamic coupling between the rigid-body and the elastic degrees of freedom can occur when the design favors strength over stiffness and the frequency separation between the classical flight dynamic modes and the aeroelastic modes becomes small enough. Degraded flying and ride qualities and increased susceptibility to fatigue damage and pilot-induced oscillations are among the possible consequences of the dynamic coupling. The design of control systems is also highly affected. The initial models for the flight dynamics of flexible aircraft considered only quasi-static aeroelastic effects on the aerodynamic coefficients of the rigid aircraft. The dynamically-coupled formulations, on the other hand, have often neglected the inertial coupling between the rigid-body and the elastic degrees of freedom. Indeed, most authors have used linearized mean-axis constraints in deriving simplified equations of motion that remain only aerodynamically coupled. To analyze the accuracy of the inertially-decoupled formulation in the context of small deformations, a formulation that takes into account all the coupled dynamics and allows an arbitrary choice of the body-axis system is developed in this thesis. The availability of a finite-element model of the aircraft structure, together with lumped mass properties, is required. In the equations of motion, the inertial coupling terms are linearized with respect to the elastic displacements around an equilibrium condition determined with the full nonlinear dynamics. Appropriate modes of vibration are then used as shape functions in the calculation of the dynamic deformation of the structure. The generalized aerodynamic forces are treated as the superposition of the rigid-body contributions and the incremental ones due to elastic deformation. The latter are modeled by the doublet-lattice method, aerodynamically corrected to take into account major transonic and viscous effects. Rational-function approximations are part of the process that allows the representation of the frequency-domain aerodynamics in the time domain, leading to an augmented state-space system that considers the aerodynamic lag phenomenon. The formulation is implemented and tested in the flight simulation of a generic narrow-body airliner (GNBA) model, developed for the purpose of these studies. Results are presented that show that the different body axes lead practically to the same overall motion of the aircraft with respect to an inertial reference frame. The benefits and the limitations in using each different axis system and in considering or not the dynamic and the inertial couplings are analyzed.

Em 2004, a Federação Aeronáutica Internacional (FAI) tornou oficial a classe Microlift, abrindo uma nova fronteira para o voo a vela. Esta classe, composta por planadores ultraleves com limitação superior de carga alar, tem o intuito de incentivar a exploração de fontes fracas de sustentação a baixa altura. Inspirada pela evolução do voo livre, em especial das asas delta de competição, esta classe de planadores ainda possui poucos praticantes e poucas aeronaves disponíveis. Entre os principais entraves ao seu progresso estão a falta de técnicas de pilotagem para a extração de energia destes fenômenos atmosféricos e a falta de conhecimento da estrutura de velocidades dos mesmos. Com o avanço das tecnologias de controle, os veículos aéreos não tripulados (VANTs), vem ganhando espaço, tanto em aplicações comerciais quanto no meio acadêmico. O uso destas aeronaves em pesquisa meteorológica também cresceu, mas, devido a certas limitações, especialmente legais, seu uso neste campo ainda é tímido. Entretanto, com a redução do custo e do peso de sensores e componentes eletrônicos, atualmente é possível construir sistemas de aquisição de dados relativamente pequenos, leves e com baixo consumo de energia, o que torna viável a instrumentação de pequenos VANTs elétricos lançados a mão. Estas aeronaves, muito mais acessíveis do ponto de vista econômico, poderiam ser empregadas mais facilmente para investigações meteorológicas de curto alcance, dentre as quais, a pesquisa das estruturas microlift. Este trabalho almeja ser uma introdução, no âmbito brasileiro, à utilização de aeronaves, especialmente as não tripuladas, para a pesquisa meteorológica voltada à aviação desportiva. Uma metodologia para se estimar a velocidade do vento ao longo da trajetória de uma aeronave é proposta. Usando-se os dados da instrumentação interna de uma aeronave, é possível estimar os ângulos aerodinâmicos e partir destes o vetor velocidade do vento. Uma análise do método é feita, além de um estudo da influência dos ruídos de medição na variância da estimação. O método é então testado por meio de simulações e os resultados, discutidos. Uma breve história da classe Microlift também é incluída, a fim de se contextualizar o leitor.

As manobras de extração de cargas em baixas alturas (Low Altitude Parachute Extraction System - LAPES) configuram-se num dos maiores desafios aeronáuticos do ponto de vista de controle, devido às rápidas variações de posição de centro de gravidade, momentos de inércia e peso da aeronave, associados a pequenas margens para variação da altitude. Assim, este trabalho propõe modelos que simulem as perturbações envolvidas em manobras LAPES e apresenta alternativas para o controle da aeronave, de maneira a tornar esse tipo de missão exeqüível de maneira segura e com uma carga de trabalho adequada ao piloto. É discutida a implementação do sistema de controle em dois laços: um laço interno para aumento de estabilidade e outro laço externo para o aumento de controle. Utiliza-se para o laço interno a técnica de inversão estática, com os ganhos sendo definidos através da alocação de pólos relativos ao movimento de período curto da aeronave. Para o laço externo, são analisadas duas arquiteturas de controle: comando de razão de arfagem e segurador de atitude (CRASA) e comando de variação e segurador de trajetória de voo (CVSTV). São utilizados nesse laço controladores clássicos tipo proporcional integral, com os ganhos sendo definidos através da minimização de uma função custo tipo integral do módulo do erro. Além disso, é apresentada a implementação de um sistema de piloto automático para controle da velocidade da aeronave, também utilizando um controlador tipo PI, com os ganhos definidos através da minimização de uma função custo. É discutida uma revisão na função custo utilizada, com a inserção de um fator de penalização relativo ao somatório dos ganhos dos controladores obtidos. São apresentados os resultados de simulação de diversas condições de alijamento de carga, além de simulações envolvendo todas as etapas da manobra, com a conseqüente melhora na qualidade de pilotagem para o cumprimento da missão. Para análise de desempenho no domínio da freqüência foi feita uma discussão a respeito dos requisitos que o sistema em malha aberta deve atender para apresentar: boa capacidade de rastreio, rejeição de distúrbios, atenuação de ruídos e robustez de estabilidade. A partir dessa discussão foi analisado o comportamento dos valores singulares do sistema controlado em malha aberta. Finalmente, foi feita uma análise de robustez de desempenho para a presença de rajadas verticais e uma análise de robustez de estabilidade para variações paramétricas da planta devido a incertezas na posição do CG da aeronave.

A nonlinear flight control system is proposed for a conceptual flexible aircraft using Backstepping technique to achieve global stability in the rigid and flexible dynamics. It is introduced a controller to lead the model to a rigid-body model approximation, minimizing structural dynamics effects using static Backstepping approach, that system can be called as flexible modes suppressor. Afterward, it is applied a controller with an internal loop involving the angular rates of the aircraft and an external loop which includes pitch angle, sideslip angle and bank angle without the two-timescale assumption to separate slow and fast dynamics and without consider aerodynamics forces and moments increments caused by structural dynamics. In addition, external looping are built using Backstepping for first order systems in order to control aircraft course and altitude, the results are reference inputs to be introduced in the previous loop developed for rigid body control. Also, it is implemented a separate controller to track velocity using Backstepping approach, as a result, aircraft autopilot system is completed. Nonlinear six degree of freedom simulation results for a conceptual model of a medium size jet, like Embraer 190/195 and Boeing 737-200/300, are presented to demonstrate the effectiveness of the proposed control law in several conditions. It is assumed that the aerodynamics coefficients are fixed and the model presents augmented flexible features.