Este trabalho apresenta parte de um programa de desenvolvimento de um simulador de controle de atitude com mancal aerostático em três graus de liberdade. O escopo deste trabalho é a definição da arquitetura do sistema, dimensionamento preliminar de componentes, projeto e fabricação de um mancal aerostático. A finalidade do simulador é servir de plataforma para avaliar o desempenho de sistemas de controle de atitude para aplicações em satélite. O sistema deve simular as grandes mudanças de atitude, minimizando o efeito de torques de perturbação. Conseqüentemente, as exigências do projeto são: (a) inércia baixa para minimizar os torques do controle; (b) movimento sem restrições para grandes variações de atitude; (c) incluir dispositivo de ajuste da posição do centro da massa do sistema ao centro de pressão do mancal aerostático a fim de minimizar torques gravitacionais; (d) usinagem de alta qualidade de forma e superficial dos componentes do mancal para minimizar os torques por atrito; (e) baixo consumo de energia; (f) transparência eletromagnética para permitir controle remoto e indução de um campo magnético externo de referência. Os componentes principais do sistema são: alimentação de energia, três rodas de reação, sistema de medição da atitude (giroscópios ou magnetômetros mais acelerômetros) e um sistema mecânico para ajuste fino de posição para centro de massa. Como a finalização do protótipo simulador depende da conclusão de pesquisas de sistemas que estão em desenvolvimento em outras frentes de trabalho, ligadas a outros grupos de pesquisa, este trabalho tem sua conclusão com a apresentação do anteprojeto e da simulação do funcionamento do protótipo, além da fabricação dos componentes principais do mancal aerostático.

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.

Um projeto de lei de controle de voo é composto de várias fases. Cada fase, embora independente uma da outra, deve ser facilmente acessada e rapidamente modificada quando sua retomada for necessária. O sucesso de um projeto de controle de voo depende não apenas da flexibilidade das partes envolvidas no processo, mas da redução, em estágios futuros do desenvolvimento, de situações que demandem algum reprojeto (isto é, retorno a fases anteriores). Cada etapa passada que precisa ser refeita aumenta significativamente os custos do projeto. Entretanto, muitas características da aeronave não podem ser precisadas no momento exato de sua concepção, aumentando os riscos de reprojetos. Considerando a diversidade de critérios para avaliação das qualidades de pilotagem e o fato de que, frequentemente, projetistas utilizam esses critérios extrapolando suas definições originais, este trabalho sugere, dentre os critérios disponíveis, a adoção do critério de largura de banda e do critério C* para análise do maior número de topologias de controle possível. As avaliações são feitas em malha aberta e em malha fechada, considerando as variações das condições de voo, do CG e do atraso de tempo na malha de controle da aeronave. A contribuição deste trabalho está na proposta de opções que possam auxiliar na análise do projeto do sistema de controle como um todo em fases iniciais do desenvolvimento.

The role of feedback in the design of aircraft stability and control is becoming increasingly important. The basic reason driving this trend is the necessity to cope with a growing number of more stringent requirements, which are sometimes conflicting. This work presents a design methodology applicable to flight control laws, which can be either a control and stability augmentation system (CSAS) or an automatic flight control system (AFCS). A key feature of the proposed method is the definition of a simple cost function, which incorporates both performance and robustness requirements. The optimization of this cost function is employed to tune some of the control law parameters. It is also presented how to integrate this optimization procedure with the other important design steps, such as requirements definition, data filtering, control law structure definition, shaping the input-output transmission via pre-filters, etc. It is emphasized, at this point, that the format of this cost function is able to encapsulate, in a straightforward manner, the requirements normally applicable to the feedback portion of flight control laws. It is also flexible enough to accommodate different choices of data preprocessing, as well as different choices of feedback structure. The final design step is the setting of appropriate scheduling function for each of the defined scheduled parameters. For illustration purposes, four design examples are presented, namely a yaw damper, a bank angle rate/side slip angle regulator, a pitch attitude rate regulator and a pressure altitude regulator. The aircraft model under consideration is based on available data from Boeing 747. Sensors and actuators dynamics, as well as transport delays due to digital control implementation, are considered. The results show that the proposed methodology is able to satisfactorily fulfill the design requirements normally applicable to flight control laws.

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.

As características de um sistema podem variar ao longo do seu envelope operacional. Este fato gera um grande desafio para projetos de controle realizados com base em uma planta de referência. Portanto, para projetar uma lei de controle que atenda aos requisitos de projeto em todo o envelope operacional do sistema, normalmente, recorre-se ao escalonamento de ganhos. Uma interessante alternativa é o Quantitative Feedback Theory (QFT), técnica de controle robusto que é, principalmente, caracterizada por considerar, desde o início do projeto, as incertezas de modelagem do sistema, causadas ou por variações nos próprios parâmetros do sistema ou por perturbações externas ao mesmo. O projeto por esta técnica de controle é realizado no domínio da freqüência e considera requisitos de rastreamento de performance, de atenuação de distúrbios, de estabilidade, entre outros. Neste trabalho aplica-se esta técnica de controle no projeto de um sistema automático de aproximação e pouso para uma aeronave de passageiros de médio peso. Foi escolhido um conjunto de diferentes pontos de operação dentro do envelope de vôo com o objetivo de projetar uma única lei de controle capaz de atender aos requisitos para todo o conjunto de pontos escolhidos. A validação do projeto ocorreu através da simulação de uma manobra automática de aproximação e pouso realizada para todos os pontos de operação e foi possível mostrar que o QFT é uma técnica promissora para projetos de controle em sistemas de comandos de vôo.

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.