As turbinas a gás são uma importante máquina geradora de potência, fornecendo propulsão mecânica para os transportes aéreos e marítimos, bem como utilizadas na geração de energia elétrica. Para realizar o desenvolvimento do sistema de controle destas complexas máquinas é necessária a criação de modelos matemáticos apurados que representem as condições de operação em regime permanente e regime transitório, prevendo situações que afetam a segurança e desempenho do motor. Este documento descreve o modelo dinâmico não-linear com sistema de controle para um turboeixo utilizado na geração de energia elétrica. A modelagem foi realizada em módulos para cada componente do motor, de forma que suas equações dinâmicas descrevam as situações transitórias. Foram desenvolvidos dois controladores um básico e outro supervisório com as malhas regulatórias em regime permanente, regime transitório e proteção dos limites. A estratégia de controle busca manter o turboeixo operando em regiões de melhor desempenho, mantendo a rotação de referência constante, além de proteger dos fenômenos de bombeamento, apagamento da chama, sobrevelocidade e superaquecimento. Para sintonia dos controladores foram utilizadas técnicas de otimização, com uma função objetivo, descrita a partir do erro em regime. Outro ponto desenvolvido foi à lógica de partida, com as séries de operações para a sequência dos estados. Por fim, foram apresentados os resultados obtidos para uma condição de operação com perturbações na carga do gerador elétrico, observando a ação das estratégias de controle, aumentando a segurança global do turboeixo.

Este trabalho demonstra um método de controle tolerante a falhas. O desejo de criar um sistema de controle que faça com que a aeronave tenha respostas similares às entradas do piloto com ou sem uma falha no sistema de comando de vôo requer um conhecimento das possíveis falhas e como tratá-las. O método proposto integra a aeronave, a lei de controle não linear utilizando a técnica backstepping e a alocação de controle. A técnica de alocação de controle faz com que a lei de controle possa ser projetada independentemente do método de detecção da falha e do projeto do controlador.

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.

Esta dissertação descreve estudo sobre quantificação de erros na identificação de sistemas advindos de uma baixa freqüência de amostragem e um sinal de excitação ruim, que não consiga excitar o sistema com a largura de banda desejada. Esses erros comprometem a precisão de uma boa identificação, ainda mais quando se trata da dinâmica dos sensores inerciais. Para conhecer as características desses sensores são usados simuladores de movimento, que na situação tinha a banda passante menor que a do sensor sob teste, ou seja, não se conseguia excitar toda a freqüência de largura de banda sensor. Diante desse erro, este trabalho teve seu estudo em identificação de sistema usando modelos como: ARX, ARMAX, BJ, OE e INVFREQ, no sentido de quantificar os erros nos resultados obtidos através de ensaios, utilizando duas funções de transferência muito próxima das funções reais utilizadas.