Este trabalho descreve a aplicação do Método das Desigualdades de Zakian ao problema da sintonização de parâmetros internos de um sistema de piloto automático utilizando um modelo matemático do avião não linear e com seis graus de liberdade. A metodologia desenvolvida procura recriar o processo de sintonização do sistema de piloto automático em computador, onde a heurística fundamentada na experiência do engenheiro de calibração de piloto automático é substituída pela busca dirigida do Método das Desigualdades de Zakian.

Neste trabalho são abordados os conceitos do controlador de inversão dinâmica, desde sua fundamentação teórica, até o desenvolvimento de um projeto utilizando seus princípios, aplicado à aeronave comercial A300. Foram realizadas simulações computacionais para analisar a qualidade dos controladores obtidos, assim como o comportamento da aeronave em diversas condições de voo, incluindo em atmosfera adversa e sob condição de falha. Por fim, foi realizada a análise dos resultados obtidos e feita uma conclusão sobre as características do controlador de inversão dinâmica.

Este trabalho apresenta um estudo de arquiteturas de comandos de vôo fly by wire enfocando nos efeitos dinâmicos de atrasos e processos de conversão de dados advindos da inserção de computadores digitais na malha de controle. São analisados os efeitos da dinâmica de ordem elevada no sistema, formada por atrasos de processamento, sensores, conversores e filtros. A influência de cada um desses elementos no comando é avaliada por meio de análises de sensibilidade. Sugere-se, de forma a conferir maior segurança ao sistema, que o projeto de leis de controle para comando de vôo leve em conta dinâmicas associadas inerentes à abordagem fly by wire. Objetivando a implementação prática de uma estrutura de emulação de malhas de controle fly by wire, é especificado um sistema para a simulação de arquiteturas fly by wire em tempo real sustentado na plataforma x PC Target da Mathworks. O sistema concebido admite a introdução de modelos de sensores, atuadores, filtros, conversores e barramentos e permite, ainda, sua substituição por elementos de hardware equivalentes.

Este trabalho propõe uma arquitetura de sistema de piloto automático para uma aeronave militar de treinamento. O projeto preliminar desta aeronave mostrou que a mesma ée naturalmente estável, portanto, não necessitando de um sistema de aumento de estabilidade. Como esta ée uma aeronave de treinamento, o sistema de piloto automático não ée tão exigido quanto seria numa aeronave de transporte. Neste caso, o uso do piloto automático se justifica na fase de vôo de cruzeiro. O modelo aerodinâmico longitudinal ée desenvolvido a partir das equações de movimento definidas no início do trabalho e das derivadas de estabilidade e controle calculadas no projeto preliminar da aeronave (14 ). Neste caso, ée desenvolvido tanto o modelo completo quanto o modelo para aproximação de período curto de corpo rígido e flexível. Este modelo de período curto ée utilizado na análise do critério de qualidade de vôo chamado critério C*. Os modos de vibração da estrutura da aeronave devem ser desacoplados da resposta produzida pelo sistema de piloto automático. A análise dos modos de vibração da aeronave demonstrou que o modo de flexão da fuselagem ée o que tem maior influência na resposta do piloto automático. Este modo de flexão ée eliminado das malhas de controle através de um filtro que rejeita a freqüência do modo. As malhas de controle do sistema de piloto automático para o canal longitudinal são inicialmente apresentadas e discutidas de forma genética. Posteriormente, as malhas interna e externa são propostas para a arquitetura de piloto automático em questão. Os ganhos das malhas são ajustados para controlar o ângulo de arfagem, a altitude e a velocidade durante a fase de vôo de cruzeiro. O trabalho segue com uma descrição da arquitetura do ponto de vista de sistemas e suas interfaces. O princípio de funcionamento dos componentes da arquitetura ée brevemente descrito. As principais indicações e alarmes para a tripulação são apresentados e comentados. Os modos de funcionamento do piloto automático são descritos do ponto de vista de operação do sistema pelo piloto. Os resultados das simulações das malhas de controle propostas são apresentados graficamente. Estes resultados permitem concluir o melhor ajuste para os ganhos das malhas de controle. Além disso, os resultados permitem a avaliação do comportamento da aeronave em duas diferentes condições de cruzeiro.

Este trabalho verifica a eficiência do conceito de um Controle Através da Energia Total quando aplicado no controle de trajetória e velocidade de uma aeronave que está na fase de aproximação. Para isto, foi projetado um controlador de um piloto automático utilizando este conceito para uma aeronave durante uma aproximação por instrumentos. Este controlador mostra-se eficiente neste caso, porque se trata de um controle MIMO (Multiple Input-Multiple Output), que atua em ambas entradas de forma integrada, otimizando a distribuição de energia da aeronave e minimizando complexidade da malha de controle. Os ganhos do TECS são ajustados através de uma otimização paramétrica, de forma a obter a melhor combinação de ganhos e atendendo às especificações que foram impostas.

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.

Em sistemas de controle aeronáutico, aeronaves flexíveis são aquelas cuja dinâmica estrutural possui freqüências próximas às de corpo rígido. Filtros estruturais do tipo notch são tipicamente implementados quando existe separação suficiente entre o modo de maior freqüência da dinâmica de corpo rígido e o modo de menor freqüência da dinâmica estrutural. Entretanto, para aeronaves que apresentam maior flexibilidade estrutural, os filtros citados não são efetivos no seu papel. Neste trabalho, é descrito um modelo da aeronave flexível B1, disponível na literatura, que integra as dinâmicas de corpo rígido e flexível. Um piloto automático de altitude para aeronaves flexíveis é projetado utilizando duas técnicas de controle robusto: HIFOO (H8 Fixed-Order Optimization) e Loop Shaping. Estas técnicas são apresentadas, discutidas e seus resultados, comparados.

A busca por técnicas que permitam aumento da eficiência do desenvolvimento de projetos é fundamental para sobrevivência de qualquer corporação. Neste sentido é proposto o uso de "Model-Based-Design" como forma de reduzir tempo e custo dispendidos no desenvolvimento de sistemas. Este trabalho traz um exemplo de aplicação dos princípios do "Model-Based-Design" no projeto de um controlador de piloto automático, passando pela modelagem da planta, especificação de requisitos, projeto do controlador e verificação e validação do sistema, ilustrando as vantagens obtidas a partir da utilização de modelos no aumento do nível de maturidade dos requisitos.

Foi desenvolvida uma função de guiagem longitudinal integrando o controle de trajetória e velocidade para um Sistema de Controle Automático de Vôo (AFCS) a ser instalada em aviões do tipo commuter de última geração. A lei de controle básica enfoca as fases finais de aproximação, tais como captura e trilhamento dos sinais do localizador e rampa de planeio para aproximações com piloto automático sob condições meteorológicos adversas. Os sinais de desvio de trajetória de vôo e desvio da velocidade de referência de aproximação são usados na realimentação, gerando comandos para as superfícies de controle e comando de torque para motores. Os resultados da simulação em computador digital da dinâmica da aeronave e das leis de controle são apresentados, para a fase de vôo de aproximação, para demonstrar a eficácia da integração do piloto automático e comando de motor.

Este trabalho propõe e avalia, através de simulação, um sistema de controle multivariável para o pouso automático de um mini-VANT em pista curta valendo-se de tubo de pitot, sensores girométricos, GPS, altímetro-pressão e altímetro-ultrassom embarcados. A manobra visa automatizar o procedimento de pouso realizado por piloto experiente de aeromodelo radiocontrolado, o qual é caracterizado por uma etapa descendente com variação simultânea de azimute para alinhamento da proa com a pista, seguida por descida segundo rampa íngreme e arredondamento final antes do encontro do solo. Tal manobra é motivada quando há disponível apenas uma pequena extensão de pista e cujas dimensões da zona de aproximação livre de obstáculos impeçam o pouso com emprego de rampa longa e suave alinhada com o eixo da pista. A brusca variação de altitude e azimute simultaneamente, no entanto, acaba por provocar o acoplamento dinâmico dos modos de resposta nos planos longitudinal e látero-direcional da aeronave, fator que introduz maior complexidade no projeto de um controlador robusto às perturbações externas e às incertezas de modelagem. A aeronave utilizada no estudo foi o aeromodelo de treinamento de pequeno porte Alpha60 da Hangar-9, originalmente radiocontrolado, disponível comercialmente e amplamente utilizado por aeromodelistas. Suas principais características foram determinadas a partir de ensaios em túnel de vento, os quais juntamente com os dados obtidos de softwares de modelagem CAD e CFD permitiram a definição de um modelo adequado para o projeto e validação do piloto automático para pouso. A técnica de controle, alocação de autoestrutura, mostrou-se uma alternativa efetiva para lidar com o acoplamento das dinâmicas longitudinal e látero-direcional existente durante a etapa em curva descendente. Foram avaliados diversos cenários de pouso, com a aeronave exposta a turbulências do tipo Dryden e vento constante de magnitude média de até 31 km/h, aproximadamente 50% da velocidade da aeronave durante a etapa de aproximação para pouso. Adicionalmente, investigaram-se efeitos na variação dos parâmetros do veículo e ruído nos diversos sensores. Nos casos em que o vento sopra lateralmente à aeronave com magnitude elevada, observou-se que o desvio em relação à pista após a etapa em curva descendente pode ser demasiado elevado visto que o controle lateral se dá somente em azimute, e a posterior descida segundo uma rampa íngreme se torna inviável. Nestas situações, torna-se necessário percorrer um trecho adicional, sem perda de altitude, para correção do desvio lateral e posterior descida. A fim de evitar esta etapa adicional, foi proposta uma estimação da velocidade do vento lateral baseada nas características do voo em cruzeiro. Com esse mecanismo, em caso de vento lateral em um nível aceitável, a descida pode ser conduzida logo após a etapa de curva descendente, dando à manobra características semelhantes àquela executada por piloto experiente de aeromodelo radiocontrolado. Ao final, obteve-se um piloto automático capaz de realizar o pouso em uma pista de extensão média entre 235 e 329 metros, dependendo da intensidade e direção do vento, e com erro lateral médio inferior a 2,5 metros