| Summary: | O presente trabalho tem como objetivo o desenvolvimento de uma lei de controle longitudinal e látero-direcional para uma aeronave militar em procedimento de pouso, na etapa de aproximação.
Primeiramente foi feita uma revisão dos principais fundamentos teóricos envolvidos, tais como a dinâmica do movimento da aeronave, o conceito de sistemas de comando de voo e controle de voo, as técnicas utilizadas no projeto dos controladores, e por fim as etapas de um pouso e os sistemas de navegação que auxiliam o mesmo. Um modelo não-linear da aeronave militar F-16 é utilizado. Para o projeto dos controladores é feita uma linearização em torno de uma condição típica de aproximação. É também verificada a posição dos pólos das duas dinâmicas (longitudinal e látero-direcional) para diferentes ângulos de aproximação, a fim de verificar se o controlador projetado pode ser aplicado para outras situações de pouso. Na etapa do projeto dos controladores primeiramente é exibida a estrutura dos sistemas de controle utilizados, um Sistema de Aumento de Estabilidade longitudinal, um Sistema de Aumento de Estabilidade látero-direcional, um Piloto Automático de aproximação longitudinal e um Piloto Automático de aproximação lateral. Em seguida são expostos os requisitos de projeto para cada um deles e só então são calculados os ganhos. O cálculo dos ganhos foi realizado por diferentes métodos algorítmicos com e sem restrições. Buscou-se através deles minimizar diferentes índices de desempenho.
Na validação do projeto foi verificado se os controladores projetados atendem aos requisitos de qualidade de voo, margem de estabilidade e desempenho robusto através de técnicas como o lugar das raízes, diagramas de Nichols e análise dos valores singulares. Por último, foram feitas simulações no tempo com o modelo não-linear para uma atmosfera tranqüila e com a presença de distúrbios, a fim de comprovar o desempenho satisfatório também nestas condições.
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