Leis de controle longitudinal para uma aeronave com estabilidade relaxada.

• Ano de defesa: 2008
• Autor(a) principal: Christianne Reiser
• Tipo de documento: Dissertação
• Tipo de acesso: Acesso aberto
• Idioma: por
• Instituição de defesa: Instituto Tecnológico de Aeronáutica
• Palavras-chave em Português: Controle longitudinal; Estabilidade de aeronaves; Condições de vôo; Estimação de sistemas; Otimização; Teoria de controle; Aerodinâmica; Engenharia aeronáutica
• Link de acesso: http://www.bd.bibl.ita.br/tde_busca/arquivo.php?codArquivo=1191

O escopo do presente trabalho envolve a síntese de leis de aumento de estabilidade e controle de uma aeronave a jato comercial, que possui estabilidade longitudinal relaxada inerente. As características de estabilidade e de resposta desta aeronave são avaliadas em várias condições de vôo, incluindo diferentes posicionamentos de flapes, variações de CG, de peso, de altitude e de velocidade. Controladores são, então, projetados com a finalidade de aumentar tanto a estabilidade quanto o controle do sistema. Com o objetivo de selecionar a estrutura de controle mais adequada à aeronave em questão, pontos críticos do envelope de cada posição de flap da aeronave são escolhidos e uma estrutura de controle simples é aplicada, o Nz. A definição da estrutura realizou-se de acordo com a necessidade de melhoria das respostas, que está intrinsecamente relacionada aos requisitos de projeto. Dentre os requisitos de projeto, cita-se o cumprimento de determinados critérios de qualidade de vôo, como o C*. Como as respostas obtidas pelo controlador Nz (aceleração normal) não satisfazem este critério, optou-se pela aplicação de uma estrutura com realimentação da velocidade de arfagem ($q$) no CAS. O requisito de estabilidade de velocidade firma, então, a estrutura C*u como a mais adequada. A estrutura utilizada envolve um SAS com realimentação de saída do ângulo de ataque e de $q$ na malha interna, um CAS com realimentação de $n_z$, $q$ e de velocidade, além de um compensador PID na malha externa. Com base no C*u, ganhos são calculados para o ponto crítico de cruzeiro. O cálculo dos ganhos é realizado de acordo com a metodologia LQR, cujas matrizes de ponderação são estimadas por aproximações das regras de Bryson e de Gangsaas. O peso das variáveis que não são pré-determinadas por estas regras é variado para a obtenção da melhor ponderação. Antes da otimização dos ganhos propriamente dito, uma estimativa de ganhos iniciais é aplicada com o objetivo afastar o pólo com a maior parte real do eixo imaginário. Diversas respostas são obtidas devido à gama de parâmetros variáveis de projeto descritos acima. Dentre estas, as respostas consideradas mais satisfatórias são elegidas e aplicadas à diversos pontos de operação. O uso dos ganhos obtidos dividem naturalmente os pontos de operação em quatro intervalos de variação da pressão dinâmica, cada um com seus respectivos ganhos. O escalonamento de ganhos é, então, validado por intermédio da aplicação da estrutura de controle final em pontos de operação com CG e peso da aeronave distintos dos de projeto.