Este trabalho propõe a arquitetura para uma Plataforma de Testes de sistemas de piloto automático voltada para ambiente de simulação. Trata-se de uma ferramenta com propósitos educacionais e de pesquisa onde variadas configurações destes sistemas podem ser facilmente implementadas aumentando a flexibilidade dos testes executados e acelerando seu desenvolvimento. Por se tratar de ambiente de simulação, apresenta vantagens como a facilidade de operação e a obtenção de resultados em bancada imediatamente após o projeto do sistema, o que antecipa a detecção de problemas que poderiam ser encontrados somente após sua implementação. Estas características apresentam-se ideais para suportar o processo de desenvolvimento de sistemas de piloto automático para VANTs (Veículos Aéreos Não Tripulados) considerando a necessidade de testes intensivos antes de embarcar estes sistemas. Nesta Plataforma de Testes é utilizado o Matlab/Simulink contendo o modelo do sistema de controle de piloto automático a ser testado, o simulador de vôo X-Plane contendo o modelo da aeronave a ser controlada, um microcontrolador para controle das superfícies de comando de vôo de um aeromodelo e servos eletromecânicos para acionamento destas superfícies. Estes recursos são interligados através de barramentos de dados para troca de informações. Após uma exposição dos conceitos do movimento de uma aeronave rígida e suas equações, a Plataforma de Testes proposta é descrita em detalhes, pois este é o assunto principal do presente trabalho. Para demonstração da validade do projeto, comparam-se os resultados da simulação executada no Matlab/Simulink de um controlador de piloto automático previamente projetado com aqueles obtidos pela integração do mesmo controlador na Plataforma de Testes.

Este trabalho contribui com a pesquisa na área de VANTs, tendo o objetivo de apresentar a identificação do sistema dinâmico do VANT Vector-P com dados de ensaio em voo e realizar um projeto de piloto automático utilizando o modelo identificado. Adicionalmente, um estudo sobre pilotos automáticos é apresentado com o objetivo de abordar e propor diferentes arquiteturas para futura implementação no sistema embarcado do Vector-P. Para realizar a identificação dos coeficientes aerodinâmicos da aeronave foi utilizado o método de estimação de parâmetros através do método do erro de saída, que consiste na minimização do erro quadrático médio da saída da planta real e do modelo identificado. A minimização da função custo foi realizada através da combinação do método de Levenberg-Marquardt com um método heurístico baseado em busca estocástica. As manobras realizadas na campanha de ensaio em voo são do tipo "multistep 3-2-1-1" e "doublet" com o objetivo de excitar os modos dinâmicos da aeronave na frequência de interesse. Um sistema de aquisição de dados embarcado foi implementado para colher as informações de ensaio em voo associadas ao movimento longitudinal da aeronave. A validação do modelo identificado foi realizada através da aplicação dos critérios Cramér-Rao Bonds, Goodness of Fit e o processo Proof-of-Match (POM) que caracteriza a capacidade de predição do modelo aplicado. No estudo de pilotos automáticos, a técnica de controle moderno baseado no Regulador Linear Quadrático (LQR) foi empregada para projetar os ganhos das malhas de controle. Um estudo do autopiloto MP2028g desenvolvido pela empresa MicroPilot foi realizado visando testá-lo no sistema embarcado do Vector-P. Os principais resultados e estudos apresentados neste trabalho são: obter do modelo dinâmico longitudinal confiável do Vector-P, apresentar os ganhos projetados para uma arquitetura de piloto automático, e testar sistemas embarcados em campanha de voo.

The unmanned aerial vehicles (UAVs) has grown in military and civilian areas of application. Several industries (automotive, military, factories, space, etc.) use robots for dangerous and repetitive tasks. This work is dedicated to a special type of aerial platforms which has grown considerably in recent years, the quadricopter. These UAVs that has been highlighted by having ight characteristics and construction only, for example, hovering flight, vertical takeoff and landing, high maneuverability, low speed flight, and simple mechanics. This work proposes a tool for simulation and visualization of an aerial air-type quadricopter robots, using the flight simulator X-Plane 9, Matlab and Simulink. The aircraft under study is the so-called ITA-001, developed by the quadricopter study group the Aeronautical Institute of Technology. Started up by modeling quadricopter ITA-001 in flight simulator X-Plane, then this simulator has been interfaced with Simulink platform to build a computational simulation platform that meets to the requirements of research and educational group study quadricopter ITA.

Este trabalho propõe o desenvolvimento de uma Estação de Controle em Solo para o Pegasus AutoPilot (Piloto automático para aeronaves não tripuladas de pequeno porte), com uma arquitetura contendo dois links de comunicação entre a aeronave e o solo. Foram criados ainda protocolos de comunicação para recepção e envio de dados entre os dois pontos de comunicação do sistema a ECS e o VANT. O desenvolvimento da Estação de Controle em Solo foi feito em LabVIEW, uma ferramenta baseada no fluxo de dados. Foi desenvolvida também uma plataforma SIL para teste e simulação da ECS e treinamento de operadores, esta é composta pela própria ECS, pelo simulador de voo X-Plane e ainda por um software que foi desenvolvido para fazer interface entre os dados seriais da ECS e o protocolo UDP do X-Plane. São apresentados os resultados obtidos em testes de SIL do sistema, teste em campo da capacidade dos links de comunicação e ainda os resultados obtidos de um ensaio em voo do sistema completo embarcado em aeromodelo Cesnna 182 com 1,6 metros de envergadura.

O presente trabalho tem como objetivo o desenvolvimento de uma lei de controle longitudinal e látero-direcional para uma aeronave militar em procedimento de pouso, na etapa de aproximação. Primeiramente foi feita uma revisão dos principais fundamentos teóricos envolvidos, tais como a dinâmica do movimento da aeronave, o conceito de sistemas de comando de voo e controle de voo, as técnicas utilizadas no projeto dos controladores, e por fim as etapas de um pouso e os sistemas de navegação que auxiliam o mesmo. Um modelo não-linear da aeronave militar F-16 é utilizado. Para o projeto dos controladores é feita uma linearização em torno de uma condição típica de aproximação. É também verificada a posição dos pólos das duas dinâmicas (longitudinal e látero-direcional) para diferentes ângulos de aproximação, a fim de verificar se o controlador projetado pode ser aplicado para outras situações de pouso. Na etapa do projeto dos controladores primeiramente é exibida a estrutura dos sistemas de controle utilizados, um Sistema de Aumento de Estabilidade longitudinal, um Sistema de Aumento de Estabilidade látero-direcional, um Piloto Automático de aproximação longitudinal e um Piloto Automático de aproximação lateral. Em seguida são expostos os requisitos de projeto para cada um deles e só então são calculados os ganhos. O cálculo dos ganhos foi realizado por diferentes métodos algorítmicos com e sem restrições. Buscou-se através deles minimizar diferentes índices de desempenho. Na validação do projeto foi verificado se os controladores projetados atendem aos requisitos de qualidade de voo, margem de estabilidade e desempenho robusto através de técnicas como o lugar das raízes, diagramas de Nichols e análise dos valores singulares. Por último, foram feitas simulações no tempo com o modelo não-linear para uma atmosfera tranqüila e com a presença de distúrbios, a fim de comprovar o desempenho satisfatório também nestas condições.

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.

Sistemas de pouso automático vêm sendo utilizados com sucesso desde 1960. Seu emprego permite às companhias aéreas operar em condições de baixa visibilidade com extrema segurança e confiabilidade. Os impactos econômicos destas operações são relevantes, justificando os altos custos de desenvolvimento, manutenção e treinamento associados a tais sistemas. A função por eles desempenhada ée talvez a mais crítica das funções de controle automático presente em uma aeronave moderna, e por isso continua a ser um dos maiores desafios de engenharia de controle na indústria aeronáutica. Os requisitos aplicáveis de performance, segurança, confiabilidade e monitoramento por parte dos pilotos, associados à busca constante por baixos custos das companhias aéreas, resultam em um cenário de constante evolução tecnológica destes sistemas. Dentro deste contexto, o presente trabalho tem como objetivo apresentar um método de projetar um sistema de controle longitudinal automático para a fase de arredondamento de maneira simples, rápida e direta, para obter um sistema robusto e com boa performance. O modelo para simulação foi obtido a partir do conceito de derivadas aerodinâmicas de estabilidade. A estratégia de controle adotada emprega conceitos de controle moderno em uma arquitetura que permite avaliar facilmente diversas estruturas de controlador. Os ganhos do controlador são obtidos automaticamente por um algoritmo de otimização baseado na resposta temporal do sistema. A ênfase do trabalho de engenharia deste método está na escolha da estrutura do controlador e dos critérios de otimização. A trajetória de comando adotada se baseia numa trajetória fixa no espaço explicitamente definida como uma função da distância longitudinal percorrida. Este conceito reduz drasticamente a dispersão do ponto de toque e da velocidade vertical no pouso causada por variações nas condições atmosféricas e nas características da aeronave. A robustez do controlador resultante foi testada frente a diversos parâmetros que sabidamente influenciam a performance de um sistema de pouso automático na vida real.

Neste trabalho é apresentado o resultado para o projeto de lei de controle para uma função de controle automático da manobra de aproximação para pouso, somente o controle longitudinal, de uma aeronave comercial. Para tanto o projeto foi baseado na aplicação de duas técnicas, Inversão Dinâmica e H8 "loop shapping". A Inversão Dinâmica, utilizada na realimentação interna, tem o papel de generalizar a resposta do avião de forma a eliminar o processo de escalonamento de ganhos, geralmente utilizado para garantir o desempenho da função para todo o envelope operacional da aeronave. A técnica de H8 "loop shapping", utilizada na realimentação externa, tem o papel de garantir a robustez do controlador, tendo como resultados diretos o ajuste da resposta em malha aberta com base em um sistema de referência e uma margem de estabilidade, dada por um fator de compressão mínimo baseado na resposta em freqüência dos valores singulares do sistema em malha aberta. Com base nesse resultado foi possível concluir sobre a robustez do projeto a presença de variações e distúrbios na planta. O resultado final do controlador foi analisado no domínio da freqüência, por meio de gráfico de valor singular, e no domínio do tempo, com simulações da manobra de aproximação na presença de perturbações.

Observando a evolução das aeronaves comerciais de transporte de passageiros, é possível perceber que há grande interesse por parte de fabricantes e operadores pela automatização de sistemas e tarefas relacionadas ao vôo. Neste âmbito, o presente trabalho tem por objetivo efetuar o projeto de um sistema de controle capaz de efetuar o seguimento de trajetórias tipicamente operadas por estas aeronaves. Primeiramente, foi explorado o cálculo de trajetórias típicas de vôo no plano vertical a partir da integração direta das equações do movimento. As condições de cruzeiro foram determinadas de modo a se minimizar os custos diretos de operação, enquanto que as etapas de subida e descida foram determinadas a partir de um perfil típico realizado em aeronaves comerciais. Em um segundo momento, os resultados do cálculo de trajetórias foram utilizados como guias para o projeto de um sistema de controle, que permitisse o seguimento destas trajetórias de maneira automatizada. A determinação dos ganhos é realizada a partir de técnicas algorítmicas de otimização aplicadas em modelos linearizados. O escalonamento dos ganhos é realizado a fim de se englobar diversos pontos do envelope de operação, quando aplicável. Por fim, o sistema projetado é simulado de maneira não linear a fim de verificar sua resposta diante de perturbações de rajadas de vento.

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.