Introdução ao Controle Automático de Aeronaves: Técnicas de Controle em Malha Fechada

Transcrição

1 Introdução ao de Aeronaves: Técnicas de Controle em Malha Fechada Novembro de 2017

2 1 Funcionalidades de 2 Abordagens para o Projeto de Controladores Técnicas Clássicas Lineares: Diretrizes Gerais Comumente Adotadas 3 Stability Augmentation System 4 Control Augmentation System 5 Pilotagem Automática

3 Funções do Sistema de I As várias funcionalidades providas pelo sistema de controle automático em malha fechada de uma aeronave podem ser agrupadas nas seguintes categorias, em ordem crescente de complexidade: 1 SAS (Stability Augmentation System): Sistema para Melhoria da Estabilidade. 2 CAS (Control Augmentation System): Sistema para Melhoria da Controlabilidade. 3 Autopilot: Sistema para Pilotagem Automática.

4 Funções do Sistema de II Pode-se dizer que o SAS garante maior estabilidade (malhas mais internas), enquanto o CAS melhora o desempenho no contexto da manobrabilidade (malha intermediária), e o Autopilot (malhas mais externas) faz uso das melhorias obtidas com ambos os sistemas para deixar a aeronave mais autônoma em relação ao piloto. Em geral as funções SAS e CAS são executadas em computadores do FCS Flight Control System, enquanto as funções Autopilot são executadas nos computadores do AFCS Automatic Flight Control System.

5 Funções do Sistema de III SAS (Stability Augmentation System): Sistema para Melhoria da Estabilidade da aeronave por meio de um maior amortecimento dinâmico decorrente da movimentação automática das superfícies de controle: Roll damper. Pitch damper. Yaw damper.

6 Funções do Sistema de IV CAS (Control Augmentation System): Sistema para Melhoria da Manobrabilidade. O objetivo é fornecer ao piloto uma dada resposta dinâmica desejada para cumprir a missão. Bastante utilizado em aeronaves militares de alto desempenho para auxiliar em fases de voo específicas (e.g. rastreamento de alvos): Roll rate. Pitch rate. Normal acceleration. Lateral-directional CAS (curva com altos valores de α).

7 Funções do Sistema de V Autopilot: Sistema para Pilotagem Automática associado a controle automático de trajetória. O objetivo é reduzir a carga de trabalho (workload) do piloto, deixando a aeronave mais autônoma: Pitch attitude hold. Altitude hold. Mach hold. Automatic Landing. Bank angle hold. Turn coordination. Heading hold/vor hold.

8 Full-Authority Limited-Authority I Notadamente em aeronaves civis, as ações do sistema de controle automático são comumente limitadas. Isto é, o AFCS/FCS, em geral, não tem full authority, isto é, ele somente pode efetuar parte da deflexão total possível de uma superfície ou comando. O objetivo é permitir ao piloto sobrepujar o FCS caso necessário, via um caminho direto de atuação mecânica ou eletrônica.

9 Full-Authority Limited-Authority II Comandos do Piloto AFCS/FCS deflexões Aeronave medições dos sensores do tipo Full-Authority.

10 Full-Authority Limited-Authority III Cabos/hastes conexões mecânicas Comandos do Piloto AFCS/FCS deflexões Aeronave medições dos sensores do tipo Limited-Authority.

11 Técnicas Clássicas Lineares Uso de modelos matemáticos na forma de Funções de Transferência (FT) SISO (Single-Input Single Output). Em geral a metodologia compreende: 1 Obtenção de diferentes condições de equiĺıbrio de voo ( trimagem ). 2 Linearização em torno de cada condição obtida. 3 Separação Longitudinal e Látero-direcional, com obtenção de FTs por eixo. 4 Estratégias: Análise do Lugar das Raízes com alocação de polos e zeros do controlador. Compensação em atraso, em avanço ou atraso-avanço (resp. em freq.). Ajuste de cada uma das malhas de controle por vez (projeto Multi-Malha). Escalonamento de parâmetros/ganhos dos controladores multi-malha, se neessário (Gain-scheduling).

12 Técnicas Modernas Lineares Uso de modelos matemáticos Lineares e Invariantes no Tempo, em Espaço de Estados, ou na forma de matrizes de Funções de Transferência. A metodologia compreende: 1 Obtenção de diferentes condições de equiĺıbrio de voo ( trimagem ). 2 Linearização em torno de cada condição obtida. 3 Separação Longitudinal e Látero-direcional, com modelos MIMO (Multiple-Input Multiple-Output) para cada caso. 4 Estratégias: Regulação Linear Quadrática (LQR). Uso de Observadores (Filtragem de Kalman; projeto LQG). Controle Robusto H nos domínios do tempo ou da frequência. Escalonamento de ganhos dos controladores MIMO via diferentes abordagens.

13 Técnicas Não Lineares A despeito das técnicas vistas anteriormente serem, de fato, não lineares, tendo em vista o uso de escalonamento de ganhos, pode-se considerar o projeto direto de estratégias não lineares seguindo a linha metodológica: 1 Especificação da Fase de Voo e da Missão. 2 Obtenção do modelo completo não linear de corpo rígido. 3 Possível simplificação do modelo via separação Longitudinal e Látero-direcional. 4 Estratégias: Inversão Dinâmica (Linearização por Realimentação de Estados). Controle Adaptativo. Controle por Estrutura Variável (sliding modes). Controle baseado em Passividade. Etc...

14 Técnicas Clássicas Lineares: Diretrizes Gerais Comumente Adotadas Técnicas Clássicas Lineares: Diretrizes Gerais I Projeto Multi-malha: ignora-se o acoplamento entre malhas de controle, fechando-se cada malha separadamente, e de forma razoavelmente independente.

15 Técnicas Clássicas Lineares: Diretrizes Gerais Comumente Adotadas Técnicas Clássicas Lineares: Diretrizes Gerais II Para representar o limite máximo de velocidade de deflexão de uma superfície ou de um comando (de fato um efeito não linear), os atuadores são descritos por modelos lineares de 1 a ordem: G atua (s) = λ s + λ = 1 τs + 1 ; 0,1 s < τ típ. < 0,2 s.

16 Técnicas Clássicas Lineares: Diretrizes Gerais Comumente Adotadas Técnicas Clássicas Lineares: Diretrizes Gerais III Uso de filtros passa-baixas e/ou fusão sensorial para eliminação de ruído, particularmente para medições do ângulo de ataque α (muito afetadas por turbulência). Uso de filtros para eliminação de frequências de ressonância associadas a modos de flexão/torsão estruturais, em se tratando de medições usando acelerômetros e girômetros (medições inerciais).

17 SAS: Eixo de Arfagem I u G atua (s) δ elev Aeronave q α K α Filtro Ruído Sensor AOA K q Filtro Ruído Girom. q

18 SAS: Eixo de Arfagem II Objetivo: melhorar o amortecimento do modo período-curto. Tenta-se primeiro apenas usar realimentação de q, por ser menos ruidosa. Porém, é preciso observar o posicionamento do girômetro para minimizar a captação de modos estruturais. Caso seja necessário, incluir realimentação de α (porém, medição é mais lenta e ruidosa). Pode-se lançar mão de estimadores de α com base em medição da aceleração normal a n (sinal da unidade de medição inercial que é menos ruidoso). Observar sinal consistente com convenção positiva para deflexão da superfície (profundor), e incluir sinal negativo se necessário.

19 SAS: Amortecedor de Guinada (Yaw Damper) I K p Filtro M. Estrut. Filtro Ruído Girom. p u 1 G p atua (s) δ ail p Aeronave u 2 G r atua (s) δ rud r K r Filtro P.B. Filtro Ruído Girom. r Filtro "Washout" Passa Altas

20 SAS: Amortecedor de Guinada (Yaw Damper) II Objetivo: aumentar o amortecimento do modo Dutch-Roll. Uso do filtro passa-altas na realimentação de r para não prejudicar a execução de curvas coordenadas (coordinated turns). Filtro para eliminar acoplamento com modo de torção estrutural da fuselagem induzido pelo rolamento, na medição de p. Observar sinais consistentes com convenção positiva para deflexões das superfícies (aileron e leme), e incluir sinais negativos, caso necessário.

21 CAS: Controle de Velocidade de Arfagem I q ref Ti 1 s K p G atua (s) δ elev Aeronave q α K α Filtro Ruído Sensor AOA Filtro Ruído Girom. q

22 CAS: Controle de Velocidade de Arfagem II Objetivo: obter controle preciso de q, pois isso leva a melhor rastreamento de alvos, e também interessante na manobra de aproximação para pouso. Busca-se um comportamento dead-beat, isto é, tempo de subida mínimo, tempo de acomodação baixo, com pouca ou nenhuma sobre-elevação percentual. Na configuração alternativa (linha pontilhada), realimenta-se q através do canal de controle proporcional, e elimina-se a parcela proporcional ao erro. Isto promove menor sobre-elevação para mudanças em degrau na referência q ref.

23 CAS: Controle de Aceleração Normal I a n/ref T 1s K p G atua (s) Aeronave i q δ elev a n K q Filtro Ruído Girom. q IMU accel.

24 CAS: Controle de Aceleração Normal II Objetivo: controlar diretamente a força-g (aceleração normal) sentida pelo piloto, permitindo ao mesmo alcançar máxima razão de curva (turn-ratio) mantendo sua integridade física e a integridade estrutural da aeronave. É importante que o acelerômetro esteja colocado em um nó do modo de flexão da fuselagem, de modo a não captar essa influência. Em geral é necessário usar escalonamento de ganhos, uma vez que a sensibilidade de a n para comandos de profundor varia muito com a pressão dinâmica. É difícil estabelecer um bom compromisso entre controle de q e de a n. O melhor é buscar atender ao critério C visto anteriormente, que é um sinal fictício que combina, de forma ponderada, contribuições de q e a n.

25 Referências Bibliográficas I Wayne Durham. Aircraft flight dynamics and control. John Wiley & Sons, Ltd., Brian L. Stevens and Frank L. Lewis. Aircraft Control and Simulation. John Wiley & sons, Inc., 1992.