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Comparação de duas estratégias de controle para piloto automático de cruzeiro com relação ao consumo de combustível

Daniel Drewiacki 17 September 2010 (has links)
A escalada do preço do barril de petróleo e as crescentes preocupações ambientais com relação ao efeito estufa e aquecimento global estão motivando cada vez mais as companhias aéreas e as fabricantes de aeronaves a buscar soluções mais eficientes do ponto de vista de consumo de combustível. À medida que a aeronave consome combustível e torna-se mais leve, as posiçõoes de equilíbrio de profundor e da manete de potência mudam. Procura-se então reduzir a posição da manete de forma a minimizar a rotação do motor e, desta forma, consumir menos combustível. Para manter altitude e velocidade constantes torna-se necessário mudar a posição do profundor de forma coordenada à mudança da manete. O mesmo procedimento deve ser realizado quando a aeronave é submetida a distúrbios atmosféricos e deve retornar à posição de equilíbrio na qual se encontrava inicialmente. O principal objetivo do trabalho é portanto efetuar um estudo sobre como utilizar os controles de voo primários do avião para otimizar o consumo de combustível de uma aeronave durante a fase de cruzeiro. Em especial compara-se o controlador utilizado tradicionalmente baseado em Seguradores de Altitude e Velocidade com aquele que utiliza o algoritmo TECS (Total Energy Control System), cujo uso já foi bastante explorado nas fases de descida e arredondamento em outros estudos acadêmicos. De forma a tornar este projeto mais próximo das aplicaçõoes presentes nas fabricantes de aeronaves, alguns requisitos tais como limites aceitáveis para variações de altitude e velocidade, limites físicos dos ganhos dos controladores, valores mínimos de margens de fase e de ganho das malhas de controle, foram estabelecidos. O modelo de aeronave utilizado foi linearizado de forma a permitir a determinação dos ganhos dos controladores, realizada através de algoritmos de otimizaçãao aplicados em modelos lineares. A seguir, um escalonamento de ganhos permite a aplicação dos controladores em uma vasta gama de pontos distintos do envelope de operação da aeronave. Por fim, uma simulação não-linear com o modelo completo da aeronave permite verificar a respostado sistema a perturbações como turbulência e realizar uma comparação entre os dois controladores adotados. Simulações em atmosfera tranquila mostraram que o comportamento da aeronave é muito parecido para ambos os controladores. Mesmo as simulações realizadas considerando distúrbios atmosféricos tais como tesoura de vento e turbulência não evidenciaram nenhuma grande vantagem de um controlador com relação ao outro do ponto de vista de consumo de combustível. Desta forma a substituição do controlador utilizado atualmente pelo TECS não é justificável.
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Guiagem e pilotagem de aeronave de transporte com perda de tração em um motor

Fernando Luiz Trazzi Junior 20 August 2010 (has links)
O contexto deste estudo é relacionado com a perda de tração em um motor de uma aeronave de transporte. Neste caso, o motor falhado irá contribuir para perda de tração e aumento de arrasto, ocasionando voo assimétrico. Pela análise do envelope de voo, constata-se que, ao ocorrer uma perda parcial (até 45%), a velocidade e altitude da aeronave são mantidas, mas se ocorrer a perda total de um motor, a aeronave desce e perde velocidade. A trajetória da aeronave é calculada através de método numérico no qual se divide a descida em trechos, buscando uma razão de descida mínima em cada trecho até que esta seja igual a zero, onde a aeronave atinge sua nova condição de equilíbrio. De acordo com a análise de várias configurações de voo, observa-se que é necessário que o ângulo de derrapagem seja igual a zero para que o arrasto provocado pela perda de tração seja mínimo. Dois projetos de Piloto Automático (PA) são analisados: (i) PA de altitude, controlando a altitude através da deflexão no profundor; e (ii) PA latero-direcional, controlando o ângulo de rolamento - para que o ângulo de derrapagem seja igual a zero - através da deflexão dos ailerons, e a trajetória direcional, controlada através da deflexão do leme. Introduziu-se os efeitos do vento e verificou-se que o projeto do PA é estável e contribui para diminuir a carga de trabalho do piloto.
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Controle longitudinal de aeronaves em trajetória de aproximação íngreme

Vitor Buzzone de Souza Varejão 27 August 2010 (has links)
Aeroportos no centro de cidades, em regiões montanhosas ou com obstáculos próximos à pista exigem ângulos de trajetória de aproximação mais íngremes que o usual. Os motivos para essa adequação são a necessidade de cumprimento das restrições quanto à emissão de ruídos ou até mesmo as limitações físicas impostas pelo relevo ou pelos obstáculos que rodeiam os aeroportos. A proposta deste trabalho é projetar um piloto automático de aproximação para uma aeronave executiva a jato em condição de steep approach (descida íngreme). Ao longo do texto, os fundamentos teóricos são apresentados e a estrutura do controlador é definida. Um modelo linearizado da aeronave em configuração de pouso é utilizado e o cálculo dos ganhos é realizado através da metodologia LQ (Linear Quadrática), ponderando-se os estados e o erro de estado estacionário. O desvio em relação ao estado estacionário é ponderado no tempo de forma a penalizar desvios grandes nos últimos instantes. Consideram-se ainda os valores de amortecimento dos pólos do sistema em malha fechada no cálculo do índice de desempenho. O sistema com o controlador projetado é avaliado em condições de distúrbios atmosféricos e quanto à qualidade de voo e estabilidade segundo critérios presentes na literatura. São incluídos os atrasos e saturações dos atuadores tanto no cálculo dos ganhos do sistema quanto nas simulações.
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Projeto de leis de controle para fase de decolagem

José Ricardo Perez de Oliveira 17 February 2011 (has links)
A finalidade é projetar e validar um sistema de controle capaz de conduzir, de maneira eficiente uma aeronave durante a decolagem, sem impactar o conforto dos passageiros e respeitando critérios estabelecidos para robustez e qualidade de vôo. A fase de decolagem é dividida em sub-fases, de arredondamento e de subida. Além da dinâmica tradicional da aeronave, foram considerados efeitos característicos da decolagem, tais como: efeito de solo, configuração de trem de pouso e configuração dos flaps. Também foi feito um estudo sobre a dinâmica inversa da decolagem para a sub-fase de arredondamento, com a finalidade de obtenção do comando em taxa de arfagem, a ser utilizado pelo sistema de controle. A partir de então se deu o projeto do cálculo dos ganhos dos controladores, através do modelo linearizado da aeronave. Os ganhos foram calculados utilizando os critérios ITAE (Integral Time Absolute Error), para o arredondamento, e IAE (Integral Absolute Error), para a subida. Ainda para o cálculo dos ganhos dos controladores, foram utilizadas restrições que moldam a performance dos controladores, além de restrições para robustez do sistema. Para a sub-fase de arredondamento, de curta duração, um controlador do tipo PI (proporcional integral) se mostrou eficiente para dar uma boa resposta da aeronave para o comando em taxa de arfagem. Já na sub-fase de subida foi utilizado um piloto automático de altitude e outro de velocidade, e, para tanto, foram utilizados controladores do tipo PID (proporcional integral derivativo) e PI, respectivamente. Com o sistema de controle desenvolvido, ele foi integrado ao modelo não linear da aeronave e, então, foi verificada a performance dos controladores projetados para a fase completa de decolagem, com atenção especial à transição entre as sub-fases. Por final, são avaliados importantes critérios de qualidade de vôo e de estabilidade, assim como testes desenvolvidos especificamente para avaliar a robustez do sistema.
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Modelagem e análise do software embarcado de piloto automático de um VANT.

Paulo Claudino Véras 22 October 2007 (has links)
Entre as principais dificuldades do desenvolvimento de software de qualidade está a especificação e o projeto conceitual. Neste contexto, a modelagem de sistemas tem um papel importante, pois torna possível a análise das características do projeto e sua validação antes da fase de implementação. Esta tese aborda o problema de modelagem e análise do software embarcado de piloto automático de um VANT utilizando UML e a ferramenta CASE Rational Rose RealTime. A partir do modelo obtido são utilizadas três abordagens para sua análise e avaliação: (1) aplicação de um conjunto de métricas no código gerado pela ferramenta CASE; (2) integração do modelo implementado na ferramenta CASE com um simulador da dinâmica do VANT, desenvolvido em MatLab, de forma a verificar o comportamento do sistema em malha fechada; e (3) conversão do modelo em UML para redes de Petri, um formalismo matemático que permite a verificação formal de propriedades do sistema.
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Arquiteturas de sistemas de comando de vôo e piloto automático para aeronaves civis.

Luiz Fernando Grijo 07 April 2004 (has links)
Este trabalho realiza um estudo comparativo entre diferentes arquiteturas de sistemas de comando de vôo (FCS) e sistemas de piloto automático (AFCS) empregados em conhecidas aeronaves comerciais. Sua abordagem tenta enfatizar como cada arquitetura pode influenciar no desenvolvimento, operação e na manutenção de uma aeronave. As diferenças encontradas em cada arquitetura podem se traduzir em alterações da resposta dinâmica da aeronave, como no caso das diferentes interfaces entre o FCS e o AFCS, ou mesmo representar diferentes níveis de redundância, confiabilidade e complexidade do sistema. Apesar de todas as arquiteturas, aqui descritas e estudadas, atingirem os requisitos normativos por apresentarem uma baixa probabilidade de falhas, ée o meio pelo qual o sistema garante esta baixa probabilidade de falhas que pode influenciar no projeto da aeronave, por exemplo, aumentando o peso total da aeronave - se o número de elementos redundantes for muito elevado. O principal objetivo deste trabalho ée definir uma arquitetura básica para a aeronave (fictícia) CJ1, que por sua vez foi desenvolvida durante o Programa de Especialização em Engenharia. Entretanto, este trabalho acaba se tornando algo como um sumário, uma sinopse das arquiteturas de FCS e AFCS das aeronaves aqui estudadas (ERJ145, EMBRAER 170, Boeing 777) ao mesmo tempo em que define uma arquitetura para a aeronave CJ1.
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Arquitetura de um piloto automático longitudinal "hardware in the loop" com o simulador de vôo X-Plane.

Sérgio Ronaldo Barros dos Santos 11 September 2009 (has links)
Este trabalho consiste no desenvolvimento de uma plataforma dedicada para a implementação de sistemas de controle longitudinal para o Boeing 747-400, utilizando diferentes topologias para a malha de controle. Inicialmente são estudados os conceitos de movimentação longitudinal para um corpo rígido, determinando o modelo aerodinâmico longitudinal completo e também os modelos aproximados para o período curto e longo de uma aeronave genérica. Usando os coeficientes de estabilidade e as derivadas longitudinais do Boeing 747-400, foram determinadas as equações dinâmicas para este avião. Conhecendo as equações dinâmicas para o Boeing 747-400 os controladores foram projetados usando duas topologias distintas de malha de controle. A malha de controle longitudinal composta por uma realimentação de taxa de arfagem é a topologia mais abordada neste trabalho. Utilizando esta abordagem foram projetados os controladores contínuos de altitude e velocidade vertical. Uma outra forma abordada para o projeto dos controladores contínuos de altitude e velocidade vertical, é feita substituindo a malha interna de taxa de arfagem por um sistema de compensação contínua, no qual será usado para estabilizar a resposta de saída da malha interna de controle do ângulo de arfagem. Os controladores contínuos projetados foram devidamente discretizados. As equações de diferença obtida no processo de discretização foram utilizadas para a implementação dos controladores no microprocessador Rabbit 2000. Os controladores digitais implementados no Rabbit 2000 são testado, verificado e validado usando o Boeing 747-400 disponível no simulador de vôo X-Plane. A interação entre o hardware dedicado e o PC portado pelo X-Plane é feita através do envio e recebimento de pacotes de dados por meio do módulo de comunicação Ethernet (TCP/IP) através do protocolo UDP (Uniform Datagram Protocol) disponíveis em ambos os sistemas. Os resultados obtidos nestes ensaios são comparados com os resultados das simulações do sistema de controle longitudinal usando os controladores projetados e as equações dinâmicas do Boeing 747-400 implementadas no MATLAB/SIMULINK.
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Controle linear quadrático para aproximação longitudinal de aeronaves.

Cristina Alves Maertens 09 February 2009 (has links)
O presente trabalho tem como objetivo o desenvolvimento de uma lei de controle longitudinal para o rastreamento do sinal de glideslope através do uso da metodologia Linear Quadrática com realimentação de saída e restrições do conjunto de controles admissíveis. Várias condições de vôo de uma aeronave comercial a jato em aproximação para pouso, incluindo diferentes configurações de centro de gravidade, massa, velocidade e altitude foram consideradas. A arquitetura básica utilizada para o projeto consistiu na criação de uma malha interna, responsável pelo aumento de estabilidade do sistema (SAS), e de malhas externas, cuja função é efetuar o seguimento das variáveis que traduzem o perfil da trajetória. O cálculo dos parâmetros do controlador foi realizado por um método algorítmico de otimização local com restrições, de acordo com a metodologia proposta e utilizando matrizes de ponderação diagonais. O projeto do controlador feito de duas maneiras diferentes: síntese parcial ou conjunta dos ganhos. Para cada maneira são expostos os resultados, tais como resposta dos atuadores, análises de estabilidade e de qualidade de vôo. O controlador projetado através da síntese parcial dos ganhos apresentou melhores margens de estabilidade. Foram realizadas simulações temporais do modelo linear em malha aberta e em malha fechada, para efeitos de comparação. Foi possível mostrar que o sistema em malha fechada é capaz de efetuar o seguimento das trajetórias propostas, ainda que submetido a desvio das condições de equilíbrio, rajada e turbulência. Um escalonamento de ganhos do SAS, em função da velocidade verdadeira e da pressão dinâmica, foi proposto de modo a englobar o envelope de operação da aeronave. Através desse escalonamento, foi possível manter as mesmas características dinâmicas para o conjunto aeronave com SAS, independentemente da condição de altitude de vôo, massa da aeronave, posição do centro de gravidade e velocidade calibrada de aproximação.
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Arquitetura da unidade central de processamento do pegasus autopilot : da concepção à implementação de um sistema de tempo real em hardware-In-the-loop

Adriano Bittar 23 November 2012 (has links)
Esse trabalho propõe uma unidade central de processamento para o Pegasus AutoPilot, que é um piloto automático para aeronaves não tripuladas de pequeno porte, constituído por quatro módulos: Sistema de Navegação, Unidade Central de Processamento, Gerenciador de Superfícies de Controle e Estação de Controle em Solo. Malhas de controle e algoritmos de guiagem são propostos, utilizando conceitos de chaveamento de ganhos para situações diferentes de voo. Para a validação desses algoritmos foi criado um modelo de aeronave específica, um Piper J-3 Cub 1/6 de escala, no X-Plane, que simula a aeronave. As simulações em Software-In-the-Loop (SIL) foram feitas entre X-Plane e MatLab/Simulink, onde através de uma interface gráfica foram ajustados os parâmetros de controle e guiagem. Posteriormente o sistema foi implementado em um microcontrolador ARM CORTEX M3, permitindo simulações em Hardware-In-The-Loop (HIL). Foi desenvolvido um gerenciamento de dados no microcontrolador que passou a se comunicar com o X-Plane através de portas seriais. São apresentados os resultados das simulações obtidas, comparações de malhas de controles convencionais com as malhas de controles propostas, assim como a simulação de missões totalmente autônomas utilizando o algoritmo de guiagem. É também demonstrado um estudo de consumo de energia do microcontrolador e a comprovação que o sistema atende aos requisitos de tempo real.

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