Made available in DSpace on 2018-08-02T00:00:48Z (GMT). No. of bitstreams: 1 tese_2872_DissertacaoMestradoAlexandreSecchindeMelo.pdf: 2766618 bytes, checksum: 938abd9f16b22c84f0466918915ffdf7 (MD5) Previous issue date: 2010-06-30 / Este trabalho visa a implementação de um objeto voador não-tripulado, em formato miniatura, com quatro rotores como plataforma de desenvolvimento, como parte de uma pesquisa mais abrangente. O objetivo final, ainda por ser alcançado, é chegar a um veículo voador miniatura com o máximo grau de autonomia de decisões baseadas no sensoreamento a bordo e poder computacional embarcados, estratégia do controle inteligente, e tarefa a cumprir. Tal implemetação, até o momento, consiste em uma máquina eletro-mecânica de baixo custo, cuja parte eletrônica a bordo, um microcontrolador de 8 bits, acelerômetros e giroscópios do tipo MEMS, permite a implementação de um controlador de voo genérico para automatizar a sua estabilização em torno dos eixos X, Y e Z. Tem vasta gama de aplicações como: inspeções aéreas em diversos ambientes, como linhas de transmissão elétrica, detecção de foragidos da polícia, monitoramento de plantações e rebanhos, bem como tomadas de filmagens para as indústrias cinematográfica e imobiliária. Testes realizados com o protótipo até agora sugerem a implementação bem sucedida de um controlador de estabilização de voo.

Made available in DSpace on 2018-08-02T00:00:52Z (GMT). No. of bitstreams: 1 tese_3851_DissertacaoMestradoLucasVagoSantana20161024-94245.pdf: 1878677 bytes, checksum: 611fe85987f0ef68d0e0140f40b5781c (MD5) Previous issue date: 2011-03-18 / Este trabalho apresenta uma estrutura de sensoriamento e comunicação projetada para permitir o controle de um mini-helicóptero em voo autônomo, a partir de um computador em terra. Tal estrutura possibilita a captura e a transmissão dos dados relativos ao estado da aeronave para o computador de controle em terra, assim como transmitir os sinais de controle necessários para comandar a aeronave durante a realização de uma missão. No desenvolvimento do trabalho são apresentados um modelo dinâmico da aeronave e um controlador é proposto para controlar a altitude e o ângulo de guinada do minihelicóptero durante um voo no eixo vertical. Além disso, são abordadas as técnicas de filtragem e fusão sensorial utilizadas para a obtenção da atitude do helicóptero através de uma unidade de medição inercial. Por fim, resultados experimentais são apresentados, validando o controlador, a estrutura sensorial e de comunicação e as considerações feitas durante o desenvolvimento do trabalho.

Made available in DSpace on 2018-08-02T00:01:00Z (GMT). No. of bitstreams: 1 tese_5453_DissertacaoMestradoIgorHenriqueBelotiPizetta.pdf: 3220911 bytes, checksum: 24ab9af7c1b26256497fdd01599227ed (MD5) Previous issue date: 2013-05-03 / Esta Disserta¸cao de Mestrado tem por objetivo a cria¸cao de uma plataforma para testes de voo autonomo simulados e experimentais usando controladores de alto n´ıvel para ve´ıculos a´ereos em miniatura do tipo helic´optero. Ela utiliza um helimodelo comercial e a instrumenta¸cao necess´aria para a realiza¸cao de um voo autonomo. Para isto, foram agregados ao ve´ıculo sensores inerciais, ultrassonicos, barom´ etricos e GPS, e foi projetada e confeccionada uma placa espec´ıfica para atua¸cao sobre os servomotores do helic´optero e leitura dos sensores, chamada de AuRoRa Board. Ela realiza a leitura de todos os comandos vindos do r´adio controle e tamb´em recebe os dados vindos do controlador de alto n´ıvel para navega¸cao autonoma. A sele¸cao de qual sinal ir´a atuar no sistema ´e feita pelo operador atrav´es do r´adio controle, medida tomada por motivos de seguran¸ca (a opera¸cao manual desativa a autom´atica quando acionada pelo operador). Neste trabalho tamb´em foi utilizado um estabilizador de baixo n´ıvel, chamado de Helicommand, que tem como objetivo estabilizar o helic´optero em voo pairado, para facilitar o controle da sua navega¸cao e, caso a comunica¸cao seja perdida, manter o ve´ıculo estabilizado at´e se recuperar a comunica¸cao ou o operador assumir o controle do ve ´ıculo via r´adio controle. Tamb´em foi criada uma plataforma de alto n´ıvel do tipo Hardware-in-the-Loop, chamada de Plataforma AuRoRa, capaz de realizar simula¸coes e experimentos reais utilizando a placa AuRoRa Board. Nela pode-se escolher entre diversos ve´ıculos a´ereos, dentre eles quadrimotores e os helic´opteros miniatura T-REX 450 e T-REX 600, sendo estes dois ´ultimos aqueles com que se trabalhou nesta Disserta¸cao mais diretamente. A plataforma tamb´em ´e capaz de suportar diversos tipos de comunica¸cao, como serial, Bluetooth e UDP (User Datagram Protocol ), al´em de diferentes tipos de controladores e modelos de ve´ıculos. A plataforma apresenta uma caracter´ıstica descentralizada, ou seja, para evitar a sobrecarga de um computador com a exibi¸cao online dos dados de voo junto com a s´ıntese dos sinais de controle, pode-se delegar certas fun¸coes para outros computadores(por exemplo, a exibi¸cao online dos dados de voo), realizando a comunica¸cao entre os mesmos atrav´es de uma rede UDP.

Entre os diversos aspectos aerodinâmicos de interesse para aplicação em asas rotativas, no presente trabalho são estados e implementados numericamente os modelos quase-lineares para o cálculo de velocidades induzidas, através da Teoria de Vórtices, em rotores de helicópteros em vôo com simetria axial. Estes modelos foram propostos por Vozhdayev em "Theory of the Lifting Airscrew". Inicialmente faz-se uma caracterização do ambiente aerodinâmico em rotores de helicóptero, sendo apresentadas as teorias que estudam o assunto. São apresentados e discutidos os métodos de modelamento da esteira de vórtices sob o rotor em vôo pairado, para fins dos cálculos de carregamentos aerodinâmicos e previsão de desempenho. A seguir são apresentados os modelos da Teoria da Linha de Sustentação, da Teoria do Disco e da Teoria da Superfície de Sustentação para o estudo do rotor de helicóptero em vôo axial. Os modelos utilizam esteira helicoidal de vórtices, prescrita e sem contração, sendo a velocidade média de deslocamento dos vórtices livres na esteira calculada pela Teoria da Quantidade de Movimento. O cálculo das velocidades induzidas nas pás do rotor é feito por meio da Lei de Biot-Savart. São apresentados e analisados os resultados da implementação numérica dos referidos modelos para as previsões de carregamento aerodinâmico e desempenho de rotores em vôo pairado. Finalmente, é discutido o emprego da Teoria de Vórtices em modelos teóricos nos quais a esteira desempenha papel importante (como é o caso do helicóptero em vôo pairado), são ressaltadas as limitações dos modelos e dos resultados aqui apresentados, estabelecidas conclusões gerais e apontadas sugestões para futuros trabalhos.

A estabilidade aeroelastica de rotores de helicopteros e examinada atraves de um modelo de esteira dinamica generalizada acoplado a equacoes de movimento para uma pa rigida com restricoes elasticas. Uma analise simplificada, que produz caracteristicas fundamentais do movimento dinamico, e utilizada para simular o complexo comportamento de uma pa de rotor tipo hingeless. A flexibilidade do sistema de transmissao do passo coletivo e modelada atraves de uma mola em torcao na raiz da pa. Um conjunto de molas restritoras simulam a flexibilidade do cubo e da pa. A pa e rigida, com propriedades de massa e rigidez uniformes. O modelo de escoamento induzido dinamico generalizado, concebido para aplicacao em aeronaves de asas rotativas, esta baseado no potencial de aceleracao para o disco atuador. O fluxo induzido no disco do rotor e expresso em termos de um conjunto completo de harmonicos (atraves de series de Fourier azimutais, sendo capaz de lidar com problemas de controle envolvendo altos harmonicos) e funcoes radiais (polinomios que envolvem funcoes associadas de Legendre de primeira especie, adequados para capturar efeitos aerodinamicos tridimensionais). O escoamento e descrito por um sistema de equacoes diferenciais ordinarias de primeira ordem no dominio do tempo. A distribuicao de pressao no disco do rotor e expressa atraves de um somatorio de carregamentos discretos em cada pa, levando em consideracao o efeito do numero finito de pas e efeitos globais sobre o rotor, simultaneamente. O tratamento atraves do espaco de estados para o escoamento induzido permite uma analise padrao de autovalores para as equacoes dependentes do tempo estabelecidas apos perturbacoes que sao aplicadas em torno do equilibrio da pa e do estado estacionario do escoamento induzido.A analise permite variacao em precone, droop, controle de regidez em torcao e angulo de passo de pa. Resultados numericos para um rotor bipa sao comparados com previsoes teoricas e experimentais de um modelo de pa elastica. Resultados das analises estatica e dinamica mostram como a aerodinâmica nao-estacionaria de estados finitos se comporta na presenca de um modelo simples de pa rigida. Resultados onde a recirculacao esta presente sao melhorados para a soft pitch flexure. Resultados para a stiff pitch flexure mostram precisamente que uma aerodinâmica tridimensional, nao-estacionaria, tratada por meio de estados finitos na presenca de uma pa rigida, oferece melhores correlacoes que um modelo nao-linear de pa elastica combinado com uma aerodinâmica quase-estacionaria, bidimensional fornecida pela teoria da quantidade de movimento/elemento de pa. Resultados de estado estacionario capturam efeitos tridimensionais de perda de ponta e mostram uma boa concordancia com os resultados obtidos pelo modelo de uma pa elastica. Resultados de amortecimento para configuracoes incluindo precone e droop falham quando correlacionados com os demais presentes na literatura porque o modelo estrutural nao considera acoplamentos elasticos em flap, lead-lag e torcao.

Restrições terminais são tipicamente empregadas em formulações de controle preditivo (Model-based Predictive Control, MPC) para garantia de estabilidade em malha fechada. Contudo, tal garantia é perdida caso o problema de otimização associado não seja factível no instante inicial ou deixe de ser factível devido, por exemplo, à ocorrência de falhas. Neste trabalho, foram investigadas potenciais vantagens de se utilizar uma abordagem de gerenciamento de referência como forma de tratar problemas de não-factibilidade. A abordagem proposta envolve a parametrização do conjunto invariante utilizado como restrição terminal na lei de controle em termos dos valores de equilíbrio dos estados e controles, bem como das restrições sobre as entradas. As leis de controle desenvolvidas foram aplicadas ao modelo de um helicóptero de laboratório por meio de simulações em ambiente Matlab. O principal aspecto investigado foi a tolerância a falhas de atuador, modeladas como alterações de ganho e de limites de excursão do sinal de controle.

A motivação deste trabalho surgiu com a percepção de deficiência na aviação de segurança pública, em função dos critérios adotados nas aquisições de helicópteros e na carência de uma base acadêmica, que dê suporte aos processos técnicos para tais aquisições, de responsabilidade das Secretarias de Segurança Pública das Unidades da Federação do Brasil, apoiadas pelo Ministério da Justiça (MJ). O estudo apresenta a revisão de alguns modelos de processos de aquisição para materiais de defesa e segurança, reconhecidamente referendados pela sua sustentação técnica, aplicados pelo Comando da Aeronáutica (COMAER), por intermédio da diretriz DCA 400-6; pelo Departamento de Defesa dos EUA e pela Força Aérea Americana, em especial pela Universidade de Aquisição de Defesa (Defense Acquistion Univerty - DAU). Esses modelos descritos na revisão do referencial teórico, desenvolvidos para atender às necessidades operacionais de órgãos de defesa e segurança, têm respaldo na literatura do desenvolvimento de produtos de defesa e no gerenciamento de projetos. Envolvem os processos de ciclo de vida de materiais de tecnologia complexa. O resultado da pesquisa consiste na proposta de uma arquitetura do ciclo de vida para a aquisição de materiais aeronáuticos a ser implementada no Ministério da Justiça em duas fases: a primeira com a criação de um "Centro de Engenharia em Aviação de Segurança Pública", com intuito de construir uma base do conhecimento técnico-científico, na área de engenharia mecânica e aeronáutica, respaldado pela celebração de convênio entre o Ministério da Justiça e o Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA); a segunda fase, com ações executivas para implantação da arquitetura no ministério, assessorado pelo referido Centro de Engenharia. Caberá ao Centro a elaboração de requisitos operacionais das aeronaves que atendam às necessidades da Segurança Pública, com destaque para a gestão do desenvolvimento e para a inovação tecnológica nesse segmento, primordiais para que o Brasil alcance o domínio do ciclo completo da tecnologia de aviação de helicópteros.

This thesis presents the modeling and control of a quadcopter vehicle and the application of adaptive backstepping for attitude stabilization. This nonlinear technique has been chosen because they can explicitly address the specific nonlinear dynamics of the plant. The objectives are to derive, validate, simulate and implement this Backstepping controller with a suitable quadcopter model. First a modeling process was conducted using the Newton-Euler formalism together with Euler angles to parameterize the rotations. The subsequently proposed approach consists on the nominal backstepping attitude controller which regulates the pitch , roll and yaw rotations and the adaptive scheme which estimates the external disturbances. Simulations showed satisfying performance in attitude stabilization under uncertainties of up to 50% in inertia matrix and constant external disturbances. Finally the controller is implemented in the real platform based on Odroid single board computer and it showed an overall performance with room to further improvements. Then this work proves that the proposed controller can be successfully implemented. / Tesis

This thesis proposes a Rotary-Wing Aeroservoelasticity approach to the modeling, analysis and control of the blade-sailing phenomenon in the helicopter-ship dynamic interface (DI), based on the identification, response evaluation and control of flow and ship motion induced loads, during the engagement/disengagement flight regimes, in order to establish some principles for the design and safe operation of shipboard rotorcraft systems. The nonlinear aeroelastic analysis revealed that the nonlinearity due to large flapping deflections and to the centrifugal forces is not relevant for normal operating conditions, whereas the nonlinear effects due to the flapping stops in articulated rotors influence significantly the blade-sailing vibrations. These nonlinear effects related to the stops can be tackled with approximate stiffness functions. The nonlinear analysis confirmed that hingeless rotor blade-sailing vibrations are lower than that of the articulated rotor, however, the differences are small for rotors with similar structural/geometric characteristics. The blade-sailing phenomenon in the DI and the flapping response during engagement/disengagement shipboard operations can be analyzed trough an oscillator system with nonlinear stiffness related to the droop and flap stops and time-varying coefficients related to the undisturbed flow velocity and to the parameters of the proposed active proportional-derivative individual blade control (PD-IBC). The aeroelastic analysis also showed that blade sailing is a cooperative phenomenon. Though the mean flow vertical velocity gradient across the rotor be the single most important factor, the combination of horizontal wind velocities, fluctuating flow vertical velocities, gravity and ship motion effects may give rise to excessive flapping vibrations. The proposed active proportional-derivative state feedback individual blade control (PD-IBC) can obtain blade-sailing flapping vibration reduction of 30% for shipboard articulated rotors at moderate wind-over-deck (WOD) conditions/advance ratios, without monitoring the DI environment, and a reduction greater than 40% if combined with shipboard rotor plant modifications, involving an increase of the blade flapwise stiffness and an aerodynamic design of the ship flight deck, considering the current blade pitch input limits of the actuators. Therefore, the implementation of active feedback aeroelastic control methods may be one of the most important measures for blade-sailing mitigation in the DI.

Leis de controle preditivo têm encontrado crescente aceitação, especialmente com a evolução dos computadores e a ampliação de sua capacidade. Uma de suas características únicas é o tratamento sistemático de restrições no projeto dos controladores. Contudo, a presença conjunta de restrições e de incertezas, como erros de modelo ou perturbações, é capaz de levar controladores preditivos a perder a factibilidade, possivelmente ocasionando instabilidade e violações de restrições. Neste trabalho, um controlador preditivo robusto, baseado na formulação de endurecimento de restrições, é implementado para um helicóptero de três graus de liberdade mecânicos, com restrições no seu espaço de manobras, saturação nos atuadores e sujeito a perturbações limitadas. O controlador usa um modelo de predição linear obtido a partir da linearização de um modelo não-linear de sexta ordem existente na literatura. O modelo não-linear foi previamente ajustado, com base em dados experimentais, de modo a melhor representar o comportamento do sistema real. Um controlador preditivo nominal, que não leva em conta os efeitos das perturbações, foi considerado para fins de comparação. Resultados de simulações do tipo Monte Carlo e de testes experimentais revelam a superioridade, em termos de não-violação de restrições, do controlador preditivo robusto em relação a sua versão nominal. Por fim, foi proposta uma extensão da formulação de controle preditivo empregada. Tal extensão considera que os graus de liberdade de controle se encontram igualmente distribuídos ao longo do horizonte de predição.