This work investigates the system identification and modeling techniques applied to a fly-by-wire system for pitch control of a commercial jet aircraft. The objective of the work is to build a model based on system identification techniques and generic modeling of the system, therefore using the "grey box" approach. The identification data was obtained from experimental tests performed at Embraer "Iron Bird" laboratory. An overview on flight controls systems is presented, focusing on fly-by-wire technology. To provide the theoretical bases for the experimental identification, a review on system identification techniques is presented, together with the preliminary modeling and determination of model structure. It is further presented the identification test laboratory configuration, test procedure and results analysis using the Matlab "System Identification Toolbox". The resulting transfer function obtained from system identification process is used to identify the dynamical characteristics of the system's components (hydraulic actuator, servo-valve, electronic control). The linear model identified is therefore analyzed and validated and the non-linearities identified during the analysis are included in the final complete model.

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.

O cálculo do custo operacional de uma aeronave é foco de inúmeros estudos listados na literatura. Tais estudos têm sua importância corroborada pela atual realidade do mercado aeronáutico, onde as operadoras estão cada vez mais pressionadas pelos altos custos, como o petróleo, que chega a antes inimagináveis US$ 80 por barril. Este trabalho visa estender o conceito de custo operacional para o projeto de sistemas aeronáuticos, tendo como foco determinar, ainda na fase de projeto, qual o custo operacional de uma arquitetura de sistema. Desse modo, é possível determinar qual, dentre as arquiteturas possíveis para um sistema, representa o menor custo operacional para a empresa aérea, no caso o cliente da fabricante da aeronave. O método proposto é adaptado à realidade do projeto de uma aeronave desenvolvida durante o Programa de Especialização em Engenharia, patrocinado pela Empresa Brasileira de Aeronáutica (Embraer) em conjunto com o Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA). Inicialmente e objetivado para o cálculo do custo operacional de um sistema de comandos de vôo baseado na tecnologia fly-by-wire, o método proposto, denominado SYScost, pode, efetivamente, ser aplicado a qualquer sistema aeronáutico, desde um sistema de água e detritos até uma sistema de navegação. A simulação de Monte Carlo foi utilizada para incorporar aos cálculos as incertezas presentes em fases iniciais do projeto. O método foi aplicado ao cálculo do custo operacional de um sistema de comandos de vôo de uma aeronave regional de 50 lugares e os resultados obtidos mostram que o SYScost aparece como uma alternativa bastante eficiente ao método demonstrado. Os métodos apresentam abordagens complementares ao cálculo do custo operacional de sistemas aeronáuticos e podem, inclusive, ser mesclados dependendo do mercado e do volume de dados disponível para o cálculo.

The aim of this dissertation is to evaluate the possibility of using electrically powered systems instead of a centralized hydraulic system composed of set of distribution pipes for aircrafts' primary control surfaces actuation. Focus will be given in the following topics: Description of new actuation technologies; Option chosen to be studied among the new possibilities; Comparison between the traditional system and the new proposal e System engineering evaluation regarding: weight, safety, thermal issue, connection with electric system, maintenance and certification. Besides that, a more electric actuation architecture will be proposed and compared with the conventional option for an airplane design's case study. A simulation model will be developed to describe the more electric actuator behavior and preview its interaction with other systems. This model will be included in a closed loop to command a primary surface. The closed-loop project will be developed based on an algorithmic method. A Genetic Algorithm (GA) will be implemented to define the gains. Finally, the results obtained will be discussed.

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.

This work aims to demonstrate an approach to design a fly-by-wire mobile surface control system for a commercial jet employing multiobjective optimization techniques. This approach consists on sizing a set of design parameters of the control system based on model simulation and response analysis coupled with optimization algorithms in a multiobjective design environment. An overview on control surface systems is presented, focusing on fly-by-wire. To provide the theoretical basis, a review on optimization theory and methods is presented, as well it is developed the system mathematical model. The system in focus is of electro-hydraulic actuation, where a controller acts on a servo valve, that commands an actuator for positioning control of an aircraft rudder. The design approach was to optimize a set of system components parameters, such as controller gains, servo valve and hydraulic actuator parameters, that result in adequate workloads and produce a system that meets the design requirements and is cost-effective. The model, to be simulated and analyzed, is implemented in MATLAB/Simulink, from where the system response characteristics are passed to the optimization environment. A multiobjective genetic algorithm is applied, and as a result from the optimization process we obtain a Pareto set, from where an optimal design is chosen for a detailed analysis.

The objective of this work was to develop a high fidelity model representative up to high frequencies of a Flight Control System with hydraulic actuation on active-active mode. The usage of a Fly-By-Wire architecture and hydraulic actuation system on active-active mode has brought new engineering challenges like the force-fight between actuators and its structure fatigue life consumption on normal and failure scenarios such as oscillatory mal-functions. Once that these failure modes can exist up to high frequencies, it makes necessary the development of a high fidelity model of a flight control system representative up to high frequencies. The model herein developed has a high fidelity model of an EHSV, hydraulic actuator, a position loop and the control surface, as well as other models complementary in order that it can be possible to analyze the whole system up to high frequencies. It was analyzed the performance of the model at step input response and frequency response, showing to be a model close to the expected response of a real system. Also it was analyzed the frequency response of its components showing to be a representative model up to high frequencies. Besides the performance analysis, it was studied the behavior on a oscillatory mal-function scenario, showing the expected level of structure load, as well as its fatigue life consumption, showing the need to monitor these types of failures.

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.

O problema do desenvolvimento do \"Software\" para a pilotagem automática de embarcações é tratado através da aplicação de conceitos de controle estocástico. O movimento da embarcação é descrito de forma aproximada através do modelo clássico das derivadas hidrodinâmicas. A partir do Princípio da Separação desenvolve-se um procedimento sequencial em que os problemas de estimação do estado e de controle são tratados concomitantemente com as identificação de efeitos não modelados da dinâmica adotada para o piloto automático. A estimação de estados realiza-se através do filtro estendido de Kalman, que opera sobre informações de posição e velocidade da embarcação. O controlador, de natureza sequencial, atua sobre a embarcação em tempo discreto, sendo o leme o único elemento de controle. O piloto automático proposto foi testado através de simulação digital e alguns resultados obtidos são apresentados e discutidos. / The software development problem for the ship automatic steering is considered through the application of stochastic control concepts. Ship motion is described in an approximate way by the classical hydrodynamic derivatives model. A sequential procedure based on the Separation Principle is developed, being state estimation and control problems handled simultaneously with the identification of unmodeled effects of automatic pilot ship dynamics. State estimates are provided by the extended Kalman filter by using ship position and velocity measurements. The rudder is the only control element for the sequential, discrete-time controller. Digital simulation is employed for testing of the proposed automatic pilot, and some results are presented and discussed.

O problema do desenvolvimento do \"Software\" para a pilotagem automática de embarcações é tratado através da aplicação de conceitos de controle estocástico. O movimento da embarcação é descrito de forma aproximada através do modelo clássico das derivadas hidrodinâmicas. A partir do Princípio da Separação desenvolve-se um procedimento sequencial em que os problemas de estimação do estado e de controle são tratados concomitantemente com as identificação de efeitos não modelados da dinâmica adotada para o piloto automático. A estimação de estados realiza-se através do filtro estendido de Kalman, que opera sobre informações de posição e velocidade da embarcação. O controlador, de natureza sequencial, atua sobre a embarcação em tempo discreto, sendo o leme o único elemento de controle. O piloto automático proposto foi testado através de simulação digital e alguns resultados obtidos são apresentados e discutidos. / The software development problem for the ship automatic steering is considered through the application of stochastic control concepts. Ship motion is described in an approximate way by the classical hydrodynamic derivatives model. A sequential procedure based on the Separation Principle is developed, being state estimation and control problems handled simultaneously with the identification of unmodeled effects of automatic pilot ship dynamics. State estimates are provided by the extended Kalman filter by using ship position and velocity measurements. The rudder is the only control element for the sequential, discrete-time controller. Digital simulation is employed for testing of the proposed automatic pilot, and some results are presented and discussed.