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Tese 3,1 MB - Técnico Lisboa

1. M dulo 2 M dulo 1 66 33 66 A o 33 Movimento Din mica de Voo I Sistemas autom ticos de Controlo de Voo M dulo 3 Inputs dos lr SS Controles gt nstrumentacao e Navega o Output de todos os dados para o Piloto Figura 2 5 Estrutura modular do SVI De acordo com a figura 2 5 onde pode ser observada a organiza o estrutural b sica assim como o sentido do fluxo de informa o os m dulos existentes s o os seguintes 1 m dulo da din mica de voo 2 m dulo de movimento 3 m dulo da interface com o piloto e 4 m dulo de simula o visual O protocolo de comunica es usado entre eles descrito na sec o 2 5 No m dulo da din mica de voo desenvolvido todo o modelo da din mica de uma aeronave Este m dulo pretende ser no futuro o mais abrangente poss vel em rela o s aeronaves pretendidas e funciona como o elo de liga o entre todos os outros m dulos do simulador O m dulo do movimento recria da forma o mais fiel poss vel as sensa es reais de voo devidas ao movimento da aeronave nomeadamente sensa es de atitude e acelera o Os dois ltimos m dulos m dulo da interface com o piloto e m dulo de simula o visual s o os respons veis pela gera o do ambiente no interior da cabine do piloto cockpit da aeronave isto pain is de instrumenta o e cen rio exte
2. ccccceeeeeeeseseeeeeeessseenneeeeeeeeeeaeeeaooeessssssnnsseeeeeesseeesaaoas 44 dl Testes dos Get Cen EE 44 5 1 1 Seguimento EE T rU 45 5 1 2 Seguimento de Velocdade aisanana a 48 5 1 3 Seguimento de Velocidade e de Altitude ccccccoocnnnncccoconncnnnncconnnnncnonononnncnnancnnnnos 50 5 1 4 Controlo de RUMO sn Een Pone copa Uus SS a iat oe ec 51 5 1 5 AtermagermcoAULOIieliQg aus sis Sata bx ec di 52 9 2 Testes dos modos de COMUMICACAG t een eot A Ds Rene PUDE Lasar ds 54 5 9 Perspectiva Final do Simulador Deere seo a ra ari po o ee eo Peur Den le bua iens 56 EE 58 Gal SCONCIU SOO altillo N 58 62 Sugestoes para trabalho tur Te EEN 59 BiDHOg AMA RE 60 ANEXO tos 63 ANEXO A qu TCI O a ar abasic IR REUS 64 Fal ee E Ee Ee e E EE 64 ns Proddto EXICRNO a 65 AMENO E AA eee A o E er O ee s ee ee ee a o Si 66 B 1 Eixos de Refer ncia e Coordenadas ooooccccnncccccocononcnonnncnonnonancnnnnononnnnnnnnnnnnnnonnnannnnnnnnnonnnnnas 66 Basil Sistema RollPilch Y AW sistemas 66 B 1 2 Sistema North East DOWD itte exeo be een ua sa ine tubes pee eei o uices eee 67 Bits e siena VV Stato 67 B 1 4 Convers o de referenciais ECEF para NED erre 68 ADEO ET M 70 GA Ficheros utilizados EE 70 ANEXO D T EINE O 75 D 1 Aeronave Simulada ccccoocccccconcnncconcnncoconenononcnnonnnnnnononnnnononnnnnnonnnnnonnnnnnonannnonennnnnonaneness 75 Ae e KEE 79 E 1 CGoman
3. Forces Trata se do bloco que implementa as equa es do corpo r gido com 6 Degree of Freedom DOF para descrever a variac o no tempo das velocidades da aeronave no referencial desta As equa es deste modelo s o 35 rv qw gx tax 3 41 ru pw Yy 0 3 42 w qu pv g9 a 3 43 27 Moments Bloco semelhante ao anterior no entanto este implementa as equa es do corpo r gido com 6 DOF para obter as velocidades angulares instant neas da aeronave no referencial local As equa es implementadas s o 35 p cr tcp g cL caN 3 44 q cepr Genf r c M 3 45 T cgp Cor q c4L CoN 3 46 Onde os coeficientes c a cy s o calculados pelo bloco Inertia Coefficients Os coeficientes de in rcia s o calculados atrav s dos momentos de in rcia e podem ser obtidos atrav s das equa es do Anexo A Kinematics Quaternions Bloco que integra as velocidades angulares da aeronave para obter os par metros de atitude como representa o com quaterni es O objectivo deste sistema de representa o de par metros eliminar as singularidades existentes na representa o da rota o em termos dos ngulos de Euler associadas s fun es trigonom tricas seno e co seno As equa es principais deste bloco est o escritas seguidamente e podem ser vistas com mais detalhe em 36 e e Y 0 p q r 8 WER 4 ey 2 q r 0 p ey 3 rq po z ez
4. Pitch rate derivative Cm 9 96 Mach number derivative CmM 0 voc Roll moment coefficient sss Sideslip derivative Clbeta 0 074 Roll control derivative Clda 0 134 Oo S Yaw control derivative 76 Cldr 0 107 Roll rate derivative Clp 0 41 Yaw rate derivative Clr 0 107 oo SS Yaw moment coefficient Sideslip derivative Cnbeta 0 071 Oo S ROLL control derivative Cda 0 0035 Yaw control derivative Cndr 0 072 Roll rate derivative Crp 0 0575 Yaw rate derivative Cat Sd 55 PROPELLER Propulsion force application point usually propeller hub x y z2 rHub DI 25 1 75 0 0 m Advance ratio vector J 21 0 Dad 0 2 0 3 0235 Usd 0 45 0 5 0 6 Qu 7 0 9 0 9 4 l2 215 Coefficient of thrust look up table CT CT J CT 0 0492 0 0286 0 0266 0 0232 0 0343 0 034 0 0372 0 0314 0 0254 0 0117 005 0 0156 0 0203 0 0295 0 04 0 1115 Coefficient of power look up table CP CP J CP 0 0199 0 0207 0 0191 0 0169 020217 0 02230 0 0254 0 0255 U40212 02 0146 0 0036 0 005 0 0097 0 016 00279 0 0737 7 Propeller radius Rprop 1 88 2 m Propeller moment of inertia Jprop 25 4 0 0254 0 4536 kg m 2 oo 55 ENGINE 5 Engine rpm vector RPM 2000 2200 2400 2600 2700 rot min Manifold pressure vector MAP 57 6 642 35 71 12 77 89 84 66 91 44 990 21 kPa Sea level fuel flow look up table fflow
5. 9 1 i i gt m L1 1 Ut l ABR Simulador de Voo de Investigacao Desenvolvimento e integrac o do m dulo de controlo e de simulac o da din mica de uma aeronave Jo o Pedro Santos Jorge Dissertac o para obtenc o do Grau de Mestre em Engenharia Aeroespacial Juri Presidente Prof Fernando Jos Parracho Lau DEM Orienta o Prof Jos Raul Carreira Azinheira DEM Prof Agostinho Rui Alves da Fonseca DEM Vogais Prof Filipe Szolnoky Ramos Pinto Cunha DEM Setembro de 2008 Aos meus pais padrinhos e irm s Agradecimentos A todos os que de alguma forma me ajudaram e encorajaram durante a elabora o deste trabalho os meus reconhecidos agradecimentos A todos os professores que me ajudaram ao longo do presente trabalho e durante todo o curso pela motiva o e pelo conhecimento transmitido Um especial agradecimento aos meus orientadores Prof Jos Azinheira e Prof Agostinho Alves da Fonseca pela dedica o encorajamento disponibilidade e ajuda na resolu o de problemas ao longo do trabalho Pela toler ncia e compreens o nos per odos de algum des nimo e pelo apoio profissionalismo e empenho que sempre manifestaram A toda a minha fam lia o apoio dado e a coragem transmitida para conseguir ultrapassar os momentos mais dif ceis Agrade o aos meus amigos que me acompanharam ao longo do presente trabalho o conhecimento transmit
6. Euler Angles From Quaternions Bloco que transforma os quaterni es em ngulos de Euler As equa es deste bloco s o 36 d atan2 2 eye eyes es e e2 e2 q asin 2 eoey ey ez 3 48 Y atan2 2 ee T ex6y es en E ez Os ngulos de Euler s o extremamente importantes no presente trabalho pois atrav s deles que definimos a orienta o relativa da aeronave no espa o tridimensional Euclidiano NED Body Inertial DCM From Quaternions Bloco usado para o c lculo da matriz dos co senos directores a partir dos quaterni es As equa es que regem este bloco s o 36 e2 e e e 2 e e ez p 2 e y 0 DCM 2 e e ez00 elteg ei e 2 eye exe 3 49 2 exe eye0 2 eye esto e Fee ey Navigation Bloco que integra as equa es de navega o para calcular a posi o da aeronave assim como a velocidade relativa ao ch o Ground Speed no referencial NED As equa es da navega o est o escritas de seguida 36 28 VNorth u Veast DCM H 3 50 Vbown W Sendo a posi o geogr fica obtida atrav s desta velocidade segundo 32 Lat North _ 3 51 RmeridiantAlt Lone 3 52 Vpown ACondGnd 0 0 ACondGnd 1 3 53 Alt A varia o de altitude na ltima equa o depende do estado da flag para a condi o da aeronave no ch o tendo o valor um ou zero consoante a aeronave se encontre ou n
7. Send net fdm Packet to FlightGear Data Type Conversion Pack net fdm Packet for FlightGear Version Selected v0 3 10 Generate Run Script Figura 4 6 Esquema respons vel pelo envio de dados para o FlightGear O bloco Generate Run Script permite seleccionar as caracter sticas do ambiente a simular tais como aeroporto n mero da pista e par metros de orienta o da aeronave para simular de forma exacta a imagem correcta A imagem de inicializac o do modo de simulac o de imagem est modificada de modo a personalizar o SVI 41 4 3 Comandos Na implementa o dos comandos tem se especial cuidado em adoptar comandos gen ricos para que seja poss vel simular diversas aeronaves Por isso al m de controlarem as diversas superf cies de controlo e par metros do motor t m que permitir tamb m a sua parametriza o em ambiente Simulink dependendo do tipo de aeronave que se esteja a simular Os comandos de uma aeronave podem ser divididos em dois grupos os prim rios e os secund rios 11 Os comandos prim rios permitem controlar as principais superf cies de controlo ailerons leme de profundidade e leme de direc o e tamb m controlar a for a propulsiva dos motores da aeronave Os comandos secund rios servem preferencialmente para optimizar o desempenho da aeronave flaps slots e slats e para libertar o piloto de excessivas for as de controlo durante o voo Estes tipos de superf cies de contr
8. Estes par metros s o simples satura es Par metros da aerodin mica normalizados Par metros de referencia para os quais os coeficientes aerodin micos foram normalizados Como por exemplo corda envergadura e rea da asa da aeronave O diagrama de blocos da aerodin mica pode ser observado atrav s da figura 3 5 A cada bloco corresponde uma s rie de equa es que ser o descritas seguidamente Inputs Aercdynanmic Parameters Aercdynamic Coefficients Aerodynamic Loads ind xesvel LI Cor amp rol utputz Se a e A g E guitar ranas R H m a EKZ D Dir 1 0 ol le NW L ue a Aerodynamic Moment Pitch Moment Coefficient Roll kontent Coefficient Wiewer Gortral Angara aes Yas Menvernt Coe ficient Figura 3 5 Bloco da Aerodinamica interior 16 Aerodynamic Force Este bloco calcula a for a aerodin mica gerada atrav s dos coeficientes aerodin micos das velocidades no referencial do ar assim como a press o din mica O nico par metro utilizado a rea de refer ncia da asa S As equa es utilizadas por este bloco s o Da gt PV2SCp 3 9 Y PV2SCy 3 10 La gt pV2SC 3 11 2 Em que D a for a de resist ncia Y a for a lateral e L a for a de Sustenta o As for as s o convertidas para o referencial da aeronave A entrada do bloco Wind axes Velocities corresponde a um vector 3 x 1 contendo a v
9. ground altitude landing gear introduced to cope with landing and takeoff location is referred to Aerodynamic Center xw2n 1 4 MAC 0 zw2n LGNlocation 3 0 1 2 LGLlocation 2 1 5 1 LGRlocation 2 1 5 1 LGNstiffness 500 2 3 LGNdamping 1 42 LGLstiffness 1500 2 3 LGLdamping 1 42 LGRstiffness 1500 2 3 LGRdamping 1 42 BOXEIILJTCLlone 05 2 52 LOYISGl1Cctlone l 5 LGNmaxForce 3000 LGLmaxForce 10000 LGRmaxForce 10000 added wind input with turbulence JRA 071228 windNED 0 0 0 adapt to specific case simdate clock 70 Y OUTPUTS veotors tor simulink outputs Lo workspace blocks Oo Toutput 1 output sampling rate o o tout simulation time poucas tilighs control inputs yout sensors ODULDUCS oO o9 dl do example to visualize after simulation plot AOA and pitch in deg figure 1 plot tout yout y_alpha y theta deg o ny 23 yv l ny yout uvw por NED Euler Vba LLA omega ground Yop e Y Way y p s YV yY dq o yv y r o yv y N T yv y E 8o yv y D 9 yv y phi 10 yv y theta 1l1l yv y psi 12 yv y Vt 13 yv y beta 14 yv y alpha 15 yv y lat 16 yv y lon 17 2 yv y alt 18 yv y om 19 yv y mass 20 yv y LGN 21 yv y LGL 22 yv y LGR 23 yv Y h y D simulation duration to adapt according to needs tsim 12000 Ts 01 control sampling rate ZA LAUNCH Oo amp launch simulink model navion OL SVI EFISND o TRIM glob
10. lambda atan2 Yr Xr 73 e sin lambda X Xr cos lambda Y Yr n San ohiP cos Llambdaj X Xre sin obaP ain lambda y YF cos phniP P Z Ze U cos ohiP costlambda tX Xr cos phaP sin lamoda Y Yr Sin phir 2 22 4 return 74 Anexo D D 1 Aeronave Simulada Os parametros utilizados para configurar a dinamica da aeronave simulada estao presentes no ficheiro navioncfg mat Este ficheiro cont m a informa o do Script definido inicialmente De seguida apresenta se este ficheiro onde se pode verificar todos os par metros da aeronave simulada oe o oe AIRCRAFT CONFIGURATION SCRIPT Navion GA airplane sample model from AeroSim Library o o Copyright 2002 Unmanned Dynamics LLC Revision 1 0 Date 05 13 2002 o o corrected VaBnd for landing 071229 added flaps JRA 071229 o jo Clear workspace clear all Name of the MAT file that will be generated cfgmatfile navioncfg o 5 AERODYNAMICS Aerodynamic force application point usually the aerodynamic center x y rAC 00 0 m N o Aerodynamic parameter bounds Airspeed bounds o eVabnd 50 100 gt m s VaBnd 0 100 m s 071228 for ground case Sideslip angle bounds BetaBnd 0 5 0 5 rad Angle of attack bounds AlphaBnd 0 1 0 5 rad o Aerodynamic reference parameters Mean aerodyn
11. ngulo de rumo A dado pela soma do ngulo de guinada w com o ngulo de derrapagem p Caso se pretenda volta coordenada o ngulo de derrapagem p tem que ser reduzido a zero ou seja o valor de refer ncia a ser introduzido nessa entrada uma constante igual a zero Sendo assim o ngulo de guinada vy fornece uma refer ncia para o rumo a ser seguido pela aeronave O modelo matem tico que representa este controlador dado por V Ug D Po d E H Ky V pref Ke 3 64 35 3 5 3 Aterragem Automatica O controlo longitudinal tem um controlo de aterragem automatica para que a aeronave consiga aterrar no chao e assim testar a operacionalidade do modelo da dinamica mais concretamente o bloco do trem de aterragem O processo de aproxima o e aterragem constitu do por tr s fases Numa primeira fase o avi o encontra se em voo est vel horizontal at atingir o ponto onde principia a descida Nesta altura inicia se a segunda fase que se baseia no seguimento da ladeira com um ngulo de descida de aproximadamente 3 A ltima fase do processo resume se ao arredondamento onde a aeronave realiza o ajuste necess rio ao seu ngulo de descida para que o trem de aterragem traseiro toque primeiro na pista e posteriormente o trem dianteiro Normalmente nesta ltima fase necess rio que se fa a tender o ngulo de descida para zero Para atingir os objectivos acima descritos feito um contro
12. 4 M dulo de recep o de dados para o m dulo do Movimento 39 Figura 4 5 M dulo de interface com o piloio seres eee 40 Figura 4 6 Esquema respons vel pelo envio de dados para o FlightGear 41 Figura 4 7 Superf cies de controlo de uma aeronauge ese eeeeeseeeeeeteeneeaeeanenneeees 42 Figura 4 8 Blocos de parametrizac o do Joxstck sees 43 viii Figura 5 1 Estabiliza o de alttude cece cece eee eeeeeee teas eeaeeeeeeeaeegeesgeetaneeaneeanegs 45 Figura 5 2 EatablGzac odevelocidade erre errar rare 45 Figura 5 3 Simula o de voo a diferentes alitudes 45 Figura 5 4 Varia o da velocidade ao longo do voo a diferentes altitudes 46 Figura 5 5 Deflex o das superf cies de controlo ao longo do voo a diferentes altitudes 46 Figura 5 6 Varia o do Throttle ao longo do voo a diferentes altitudes 47 Figura 5 7 Simula o de voo a diferentes velocdacdes 48 Figura 5 8 Varia o da altitude ao longo do voo a diferentes velocidades 49 Figura 5 9 Deflex o das superf cies de controlo ao longo do voo a diferentes velocidades 49 Figura 5 10 Varia o do Throttle ao longo do voo a diferentes velocidades 50 Figura 5 11 Simula o de voo a diferentes alttudes 50 Figura 5 12 Simula o de
13. Instrument 82
14. Movimento Para finalizar descrito o bloco das Equa es do Movimento figura 3 16 Este cont m os blocos de todas as equa es diferenciais para descrever a din mica da aeronave Este bloco poder ser considerado o principal de todo o modelo da din mica da aeronave pois cont m as equa es da din mica 3 5 e da cinem tica 3 7 Quaternions Position Grounds peed Equations of Motion Figura 3 16 Bloco das Equa es do Movimento 26 Existem duas formula es poss veis que podem ser usadas por este modelo Por conseguinte podemos obter as velocidades da aeronave no referencial da mesma ou no referencial NED Estas formula es t m as mesmas entradas e sa das sendo por isso de f cil implementa o No entanto o modelo aqui constru do o que permite obter as velocidades no referencial local da aeronave Este modelo composto por v rios blocos como se pode observar na figura 3 17 Blocos estes que cont m todas as equa es diferenciais do modelo Seguidamente ser descrito cada bloco deste modelo indicando as equa es que admitem o modelo Inputs E SES n Aocel Velocities EE i SSES Moment gt Rates Inertia 3 pw Quaternions Rearth Ker Angular Rates EE Position Moments cett Angular Acc Groundspeed AGonGnd DCM E Quatemions Euler RST Euler uta rn ps Tom 8 Body lnertial DCM E Li Navigation Figura 3 17 Bloco das Equac es do Movimento interior
15. a fase de voo O recurso simula o possibilita a redu o do n mero de testes de voo e consequentemente a redu o de custos e celeridade na obten o de certifica es 16 A maioria dos simuladores de engenharia n o t m plataforma de movimento s o de base fixa uma vez que as sensa es de movimento nem sempre s o importantes e necess rias No entanto o sistema de movimento essencial para prever qualidades de manobrabilidade tais como por exemplo o Pilot Induced Oscillation PIO devido din mica da aeronave de forma adequada 25 Os modos de baixa frequ ncia de uma aeronave podem ser tamb m apropriadamente amortecidos com a utiliza o de um sistema de movimento enquanto as vibra es de alta frequ ncia amplificadas pelos comandos do piloto frequentemente ligadas aeroelasticidade da aeronave podem normalmente ser detectadas apenas se o algoritmo de produ o de movimento n o alterar esses mesmos modos Simuladores de treino Usados para treino de pilotos tanto em termos de procedimentos gest o de voo como em tarefas b sicas de destreza controlo manual Em aplica es militares o treino de procedimentos normalmente realizado em simuladores de base fixa O treino de destreza maioritariamente realizado em voo uma vez que a discrep ncia entre o simulador e a aeronave consider vel em manobras extremas Na avia o comercial os simuladores de base m vel s o economicamente mais rent veis
16. comparativamente s horas em voo efectivo pelo que muitas horas s o realizadas em treino de simulador Revalida es de compet ncia e treino de recorr ncia isto exames e transfer ncias para outro tipo de aeronave s o permitidos pelas autoridades reguladoras sem ser necess rio voo efectivo para pilotos com mais de 500 horas de experi ncia em aeronaves da mesma classe ou 1500 Europa a 2500 horas USA no total 13 H uma tend ncia para a redu o do n mero de horas exigidas 26 o que permite o chamado treino Zero Flight Time ZFT mas o exacto conhecimento da fidelidade requerida para o simulador ainda uma inc gnita Em termos gen ricos os simuladores comerciais de treino de tripula es na Europa s o qualificados pela Joint Aviation Authority JAA em n vel A B C ou D de acordo com as suas especifica es t cnicas 27 Simuladores de investiga o Utilizados no estudo fundamental da interac o piloto ve culo e na investiga o da percep o humana Este tipo de simuladores na maioria das vezes requer um elevado n vel de desempenho do sistema de movimento uma vez que as sensa es de movimento s o essenciais na tarefa de controlo manual 28 Para al m desta aplica o cient fica fundamental este tipo de simulador de voo tem tamb m demonstrado valor no que toca investiga o de acidentes 16 Simuladores de investiga o t m sido utilizados para estudar as circunst ncias em que ocor
17. componentes no referencial local fica definida como X 2 m dU dt QW RV 3 62 Y m dV dt RU PW 3 6b Z m dW dt PV QU 3 60 A equa o do momento fica assim definida por M dh dt wxh 3 7 Podendo ser expandida desprezando termos usualmente pequenos na matriz I em L La dP dt L dR dt PQ QR L Ly 3 8a M lyy dQ dt L P R PRU xx Li 3 8b N 1 dR dt L QR dP dt PQ L Le 3 80 A nomenclatura usada nas equa es anteriores a tradicional americana segundo a qual s o atribu das letras sequenciais para as tr s componentes dos vectores correspondentes as diferentes grandezas Esta breve sec o descreveu as equa es de movimento de uma aeronave De seguida ser relatado como constru do todo o modelo da din mica da aeronave estudada 3 3 Equa es do modelo O modelo utilizado para simular a din mica da aeronave foi o Navion Esta aeronave de fabrico norte americano tem capacidade para quatro passageiros possui uma envergadura de dez metros e disp e de uma motoriza o com 260 CV O modelo desenvolvido atrav s de uma biblioteca do Simulink 31 chamada AeroSim 38 com a qual poss vel simular a din mica de uma aeronave para a sua integra o no SVI Este modelo constitu do por v rios blocos sendo cada bloco respons vel pelas respectivas equa es de din mica que lhes est o inerentes como se pode constatar
18. controlo feito o controlo atrav s do erro calculado entre a diferen a do valor da sa da do sistema n o linear e o valor de refer ncia que se pretende O resultado final deste controlador s o as sa das para o sistema n o linear da aeronave da deflex o do leme de profundidade e do valor do Throttle Die de T E 3 NN de Ge mo tho Sum Trim values steragem Sensores K_reslim Sum ValuesiNiC Variaveis Figura 3 22 Piloto autom tico de controlo longitudinal 34 Como indicado anteriormente o bloco dos sensores apenas est implementado de forma representativa ou seja s o sensores ideais sendo um dos trabalhos a desenvolver em futuros projectos do SVI O modelo matem tico que representa este controlador dado por o W Wo E H Ky p href Ke E a 3 63 3 5 2 Controlo Lateral O controlo lateral efectuado da mesma forma que o controlo longitudinal no entanto neste caso o estado a controlar o rumo da aeronave Para um determinado rumo de refer ncia imposto ela segue esse rumo em volta coordenada controlando a deflex o dos ailerons e do leme de direcc o Os outros estados tal como no sistema longitudinal s o realimentados pelo anel interior Na figura 3 23 esquematiza se o controlo lateral da aeronave yout pai ref Sensores Sum ValuelNl E realim Sum ValuesINIC Variaveis y psi Figura 3 23 Piloto autom tico de controlo lateral O valor do
19. controlo s o visualizadas na figura 5 9 No movimento longitudinal do controlo de velocidade as entradas do sistema s o o leme de profundidade e o Throttle por conseguinte as outras superf cies de controlo sofrem pequenas deflex es para manter e corrigir o rumo da aeronave Na figura 5 9 pode observar se a deflex o das superf cies de controlo Para este controlo interessa salientar a deflex o do leme de profundidade Para o seguimento de velocidade a aeronave muda de altitude por conseguinte para que se consiga o seguimento de altitude necess ria uma Leme de profundidade Aileron Leme de direc o correc o no leme de profundidade Deflex o das superf cies de controlo 100 200 300 400 500 600 700 800 Tempo s Figura 5 9 Deflex o das superf cies de controlo ao longo do voo a diferentes velocidades por causa da satura o entre os 300s e os 360s que o controlador n o consegue regular a velocidade figura 5 7 mas pode se verificar que quando a satura o acaba o controlo fica de novo efectivo A varia o do Throttle ao longo da simula o do seguimento de velocidade pode ser observada na figura 5 10 Como se pode notar o aumento de Throttle at ao limite m ximo no inicio da simula o deve se ao facto de se exigir um aumento de velocidade e por conseguinte um aumento da pot ncia do motor Ap s se atingir a velocidade pretendida o valor do Throttle decresce visto n o ser necess rio um valo
20. detalhe Um ltimo aspecto de seguran a indirecta o bom compromisso custo beneficio que permite um muito completo e ainda assim pratic vel programa de treino de tripula es Considera es ambientais Tendo em conta as emiss es de poluentes resultantes da queima de combust vel e a quantidade de querosene consumida um simulador de voo tem um impacto ambiental muito menor tornando se ambientalmente mais vi vel Indirectamente opera es de voo menos nocivas para o ambiente podem ser treinadas num simulador Dado que o objectivo n o duplicar mas sim simular um ambiente que crie os melhores e mais efectivos resultados em treino e testes 13 e 29 o simulador de voo deve ser tamb m considerado como uma ferramenta de treino e teste por si s em vez de ser apenas visto como um substituto de uma aeronave 26 Tendo em conta esta vis o o simulador mais efectivo A possibilidade de dividir o treino em partes e cada uma delas poder ser tratada separadamente numa abordagem passo a passo Um simulador representa uma ferramenta objectiva de avaliar diferentes indiv duos perante condi es semelhantes E muito flex vel quando se quer tratar de um teste espec fico como por exemplo treinar sobre determinadas condi es atmosf ricas ou num determinado aeroporto 2 4 Estrutura de um Simulador de Voo Num simulador de voo necess ria a cria o de um ambiente complexo cujo objectivo criar a impress o de movi
21. e fazer a comunica o entre eles usando uma liga o 100 Base Tx STP Ethernet entre cada um dos computadores Esta ligac o Ethernet faz uso do User Datagram Protocol UDP uma vez que o UDP um mecanismo simples de comunicac o processo a processo baseado em pacotes de dados Os pacotes s o enviados preferencialmente a uma frequ ncia de 100Hz e para garantir a transmiss o de dados assim como o funcionamento do SVI esta transmiss o dever ocorrer de forma cont nua caso contr rio ocorrer erro de transmiss o A comunica o processa se em modo master slave mestre escravo O envio e a recep o de dados ocorrem assincronamente A figura 4 1 mostra como os computadores do SVI est o interligados R Fra KE Ea E a y h C m Modulo de Simula o de Imagem a Se e A E Va V d a j SS q Sistema EFIS Modulo de Simula o da Din mica e entradas de controlo a g M dulo de Simula o de Movimento Figura 4 1 Esquema do sistema de interliga o entre os computadores do SVI 37 O computador central escolhido foi o computador onde est o m dulo da din mica Este computador respons vel por enviar os dados da din mica da aeronave para cada m dulo para que depois estes dados sejam tratados devidamente por cada m dulo Na figura 4 2 est representado o m dulo central implementado para o SVI O computador central respons vel pelo c lculo de toda a din mica d
22. envio de dados apresentado no Anexo G Neste bloco de recep o de dados define se o IP de origem a porta de origem o n mero de bytes de cada quadro a receber e a frequ ncia de recep o que deve ser igual de envio O bloco Unpack que o bloco seguinte ser o respons vel por descompilar os dados ficando os dados ap s este bloco iguais aos dados enviados no que diz respeito ao formato Na figura 4 4 pode observar se o modelo de recep o implementado no m dulo de simula o de movimento Angular Velocities Angular Accelerations Unpack Linear Accelerations Receive Euler Angles Terminator Figura 4 4 M dulo de recep o de dados para o modulo do Movimento 39 4 1 2 M dulo de simula o de imagem O m dulo de simula o visual envia a informa o relativa posi o e orienta o da aeronave para o FlightGear 40 para simular o ambiente externo da aeronave O envio de dados semelhante ao apresentado anteriormente Este m dulo pertence ao m dulo imagem por conseguinte ir ser tratado na sec o 4 2 4 1 3 M dulo de interface com o piloto Este ltimo m dulo o nico que tem comunica o bidireccional com o m dulo da din mica Recebe os dados necess rios para serem apresentados nos indicadores e envia os comandos para controlar a simula o atrav s das entradas do modulo da din mica que correspondem as deflex es das superf cies de controlo da aeronave e de controlo do
23. fflow RPM MAP e RPM gt rows MAP gt columns FuelFlow G Os Tso Doo Jeo da Mea Gao 263 Cue Jo 10 6 12 14 3 ted 8 9 LO 1124 12 9 14 2 Peg OO se LO 124 L4 15 8 Deo Su 10 3 lis 13 2 15 17 150 0057954 900 10005 Sea level power look up table P P RPM MAP S RPM gt rows MAP gt columns Power 70 3 296 ILLO 124 137 151 77 90 105 120 134 150 164 84 98 114 128 144 160 174 88 104 118 134 150 166 180 91 107 122 138 154 170 184 1 745 7 S W 11 Sea level pressure and temperature at which the data above is given pol 102300 Fa Tol 291 153 amp deg K Engine shaft moment of inertia Oo Jeng 0 Neglected 55 INERTIA Empty aircraft mass zero fuel Oo mempty 1000 kg Oo Gross aircraft mass full fuel tank mgross 1247 392 kg Oo Empty CG location x y z CGempty 0 04 MAC O 0 25 m Gross CG location x y z CGgross 0 045 MAC O 0 2 m Oo rAC CGgross m Oo Empty moments of inertia Jx Jy Jz Jxz Jempty 1040 2900 3500 100 14 594 0 3048 2 kg m 2 Gross moments of inertia Jx Jy Jz Jxz Jgross 1048 3000 3530 110 14 594 0 3048 2 kg m 2 SS OTHER SIMULATION PARAMETERS S WMM 2000 date day month year dmy 13 05 2002 Oo Save workspace variables to MAT file save cfgmatfile Oo Output a message to the screen fprintf strcat in Aircraft configuration saved as t strcat cfgmatfi
24. na figura 3 3 14 De seguida s o apresentados detalhadamente cada um dos blocos do modelo e as equa es que lhe est o associadas El M ho Ed States Iii g bugs jM i gt IE RST dia al lE E ES Le E EE KE gt Velw Figura 3 3 Modelo da Din mica da Aeronave 3 3 1 Aerodin mica O primeiro bloco a ser descrito o bloco da Aerodin mica Este bloco est apresentado na figura 3 4 e cont m todos os blocos simples para a descri o completa do modelo da aerodin mica de uma aeronave Aerodynamics Figura 3 4 Bloco da Aerodinamica 15 Este bloco uma aproxima o linear no qual as for as e os momentos aerodin micos s o calculados usando combina es lineares das derivadas aerodin micas Os par metros da aerodin mica da aeronave s o configurados num Script inicial e dependem do tipo de aeronave Estes par metros s o Ponto de refer ncia Especifica a localiza o do ponto de aplica o das for as aerodin micas em rela o origem do referencial local da aeronave Limites dos par metros da aerodin mica Indica os valores m ximos e m nimos que os par metros da aerodin mica podem ter para que os resultados do modelo da aerodin mica estejam dentro da regi o linear ou seja a aeronave tenha velocidades que estejam dentro do envelope de voo
25. o no solo 3 3 10 Sensores e Actuadores Em seguida est descrito o bloco dos actuadores figura 3 18 Os actuadores s o usados em sistemas de controlo de voo sendo teis para testar a estabilidade e a desempenho de sistemas de piloto autom tico 38 uma vez que s o eles que fazem a ponte entre o sistema de controlo e as superf cies aerodin micas que controlam a atitude da aeronave Actuadoras Figura 3 18 Bloco dos Actuadores Os actuadores foram desenvolvidos para cinco vari veis de controlo da aeronave ou seja flaps throttle leme de profundidadde ailerons e leme de direcc o e os diagramas de blocos podem ser vistos na figura 3 19 29 flaps flaps1 amostragem flaps Rate Limiter flaps Satura o Flaps Din mica flaps amostragem th Rate Limiter th Satura o th Din mica th amostragem de Rate Limiter de Satura o de Din mica de amostragem da Rate Limiter da Satura o da Din mica da x Ax Bu y Cx Du amostragem dr Rate Limiter dr Satura o dr Din mica dr Figura 3 19 Actuadores para as superf cies de controlo Cada actuador composto por quatro blocos O primeiro bloco definido como amostragem define a frequ ncia do actuador O bloco Rate Limiter define as velocidades m xima e m nima permitidas para o movimento do actuador O terceiro bloco denominado de Satura o limita o valor m ximo e m nimo que a posi o do actuador pode ter Por ltimo o bloco Din mic
26. par metros de voo que pode ser traduzido atrav s da seguinte equa o C Cro Cha 6 15 0 98 Cha Cia CMM 3 19 Drag Coefficient Bloco que calcula o coeficiente de resist ncia tal como o bloco anterior e a equa o que o determina CL CLo So Sa Sy Gs Cpo O Cy r C e C5 6 C56 CU M 3 20 Onde e o factor de efici ncia de Oswald e AR a alongamento Aspect Ratio Side Force Coefficient Bloco para o c lculo do coeficiente de for a aerodin mica lateral e segue a seguinte equa o Cy CEB t Cy 2 Cp Cfr 3 21 Pitch Moment Coefficient Bloco para o c lculo do coeficiente de momento de picada e caracterizado pela equa o Cm Emo Cha Col Oy C O Ch Coq CHM 3 22 Roll Moment Coefficient Este bloco calcula o coeficiente de momento de rolamento e segue a equa o Sq Sy b C CPB 0795 CE 6 z Crp Cir 3 23 Yaw Moment Coefficient Bloco para o calculo do coeficiente de momento de guinada que pode ser descrito por C CEB Ch ba Ch Cop Cir 3 24 3 3 2 Propulsao Outro bloco muito importante para o desenvolvimento da din mica de uma aeronave o bloco da propuls o Este modelo corresponde a um motor de avi o de turismo com h lice de passo constante Este bloco encontra se representado na figura 3 6 o qual efectua o c lculo do bin rio da h lice para uma dada ro
27. por um conjunto de rota es a partir do referencial global por exemplo os ngulos de Euler Na Figura 3 2 podem observar se as transforma es de coordenadas necess rias para a defini o dos ngulos 9 0 e y respectivamente os ngulos de rolamento picada e guinada 12 Figura 3 2 ngulos de Euler s para pequenos ngulos Ap s esta introdu o acerca dos referenciais existentes pode agora come ar se a desenvolver as equa es do movimento de uma aeronave 3 2 Equa es do Movimento As equa es de movimento para um corpo r gido de acordo com a 2 Lei de Newton considerando massa e in rcias constantes s o dadas por Onde F a for a aplicada M o momento V o vector velocidade V U V W e h o momento angular Pode escrever se h como o produto entre o tensor de in rcia com a velocidade angular h Ilo 3 3 Onde w o vector velocidade angular w P Q R e I tensor de in rcia sendo o tensor de in rcia definido por lxx lyy lxz T lyx lyy lyz 3 4 Izx lzy Is No Anexo A encontram se as f rmulas para o c lculo de cada componente do tensor de in rcia Uma vez que queremos escrever as equa es do movimento para o referencial do corpo ou seja referencial local podemos ent o definir a derivada em ordem ao tempo como d dt e reescrever a equa o do movimento 3 1 da seguinte forma F mdV dt mo xV 3 5 13 Que em termos de
28. que B 7 estas correspondem e obt m se A 9 e 1 0 0 sin cos O x d E sin A cos A Costa sin p O x lt gt d O cos A sin A 0 0 1 68 sin 4 cos q 0 x x0 x cos p sin 4 sin A sin cos 4 gt y0 cos A cos bp cos A sin sin A lz z0 sin 4 cos o y yo d n cos sin A sin A sin cos A Ix x0 eam E cos cos A sin A gt 70 69 Anexo C C 1 Ficheiros utilizados Modelo m oe dnavion OL m example open loop script to load NAVION data and launch simulink model o oe o original from Navion GA airplane sample model from AeroSim Library Copyright 2002 Unmanned Dynamics LLC Revision 1 0 Date 05 13 2002 Ad o9 o do o adapted by Jose Raul Azinheira 01 09 2008 Modified by Jo o Pedro Santos Jorge 03 22 2008 o do o global deg deg pi 180 1 deg in rad load model data matfile navioncfg mat eval load matfilel initial conditions these are mere examples to be adapted for specific case Velini 40 0 0 pgrini 0 0 0 quatini 1 0 0 0 phiina 0 thetaini 0 psiini 117 9 deg quatini euler2quat phiini thetaini psiini quatini quatini lat0 37 62 deg lon0 122 4 deg alt0 0 Sref position to convert from LLA to NED altini 200 LLAini lat0 lon0 altini Fuelini 200 omegaini 2400 pi 30 altG alt0 20
29. seja ntegro Na figura 5 21 visualiza se o sistema EFIS do SVI implementado por outro m dulo do simulador 10 Os testes de comunica es deste m dulo tiveram 94 L bons resultados Em v rias fases da simula o o processo interrompido propositadamente e verifica se que o ltimo valor enviado pelo m dulo da din mica o valor exacto que o sistema EFIS apresenta nos ecras amp SVI PFD Primary Flight Display 0 09 o Je SVI ND Navigation Display Eems 1 NM Aiopidl Mode Q b be m re EN um em 1 i e ON OO Imavi 1145 i NAV2 1091 LS CH ALERON TRIM P Jaic Pres M aiude fug O OAT Figura 5 21 Sistema EFIS do SVI A comunica o feita com o computador para a gera o de imagem revela tamb m bons resultados ou seja a imagem gera se tal como se pretende e durante a simula o dos testes verifica se que a imagem corresponde s condi es de voo definidas A visualiza o da imagem gerada pode ser vista na figura 5 22 nengen eer Figura 5 22 Modo simula o de imagem 55 5 3 Perspectiva Final do Simulador Esta sec o apresenta o estado actual do simulador oferecendo imagens que permitem criar uma concep o do aspecto f sico do SVI Para inicializar o simulador necess rio uma s rie de procedimentos que podem ser consultados no Anexo F O utilizado
30. the MATLAB program the Simulink tool for block diagram creation being a noteworthy element The project was enriched with an automatic landing control device with which it was possible to test the operational ability of the model An image creation module was also developed This allows the pilot to visualise a real flight environment during simulation It was developed on the basis of FlightGear an open source program that allows modifications designed to improve the scenario to be simulated Taking into account the fact that this model was the culmination of a whole project it allowed interconnection and interaction between all the models already developed Thus was it possible to establish a final global perspective of the simulator and to attain the final goal of the SVI The simulator is fully operational and its use by other researchers is already possible However as this field of study is in constant development we hope the SVI will be the subject of further study and research in the near future Keywords Research Flight Simulator Dynamics Automatic Pilots Linear Quadratic Regulator FlightGear ndice Agradecimentos nuit eed iii RESUMO m a Ead iv PDS URAC E V Lista de Figuras uiis eiu HUNE DEI IM IE E IU MEE MM AI viii Lista lo AAA IINE UI DII X ACHONINO Sica MM D M MAN E M E MEE xi Lista de SIMDOIOS ai ecd aches DELIS RUNI EMI DII MIC CI I xii EMI nie o lUe A E MS 1 ES DER le Er ele ET Ro omm 1 2 el
31. trabalho permite a interac o entre os quatro m dulos o que torna poss vel atingir todos os objectivos do projecto SVI A conclus o desta fase representa o ponto de partida para uma nova etapa do SVI um projecto de utilidade para novos alunos e investigadores do IST Para o desenvolvimento de software utiliza se o programa MATLAB 8 devido sua interface gr fica intuitiva familiaridade existente com a sua utiliza o sua potencialidade de trabalho e adequa o ao problema 1 3 Estrutura da tese A presente disserta o est estruturada em seis cap tulos O primeiro cap tulo Introdu o tem como finalidade contextualizar e apresentar o estudo a desenvolver Para al m disso enunciam se os objectivos bem como a import ncia do estudo O segundo cap tulo Simula o de Voo trata da simula o de voo em geral Apresenta um conjunto de informa o acerca da simula o de voo come ando por algumas considera es sobre o estado da arte da simula o no mbito da investiga o Nas sec es seguintes mostram se os tipos de simuladores que podem ser distinguidos de acordo com as suas especificidades e as vantagens que apresentam Exp e se a estrutura geral de um simulador de voo e em particular a estrutura adoptada para o SVI onde s o introduzidos os v rios m dulos independentes a serem desenvolvidos Na ltima sec o mostram se os protocolos e as metodologias utilizadas na comunica
32. Em seguida s o realizados testes de comunica o entre os m dulos avaliando se a recep o dos dados em cada m dulo Terminamos com a apresenta o do SVI destacando o resultado final do ambiente implementado O sexto cap tulo Conclus es s o expostas as conclus es e apontadas algumas sugest es para futuros trabalhos na sequ ncia deste estudo 2 Simula o de Voo A simula o de voo mais especificamente a simula o de pilotagem hoje largamente utilizada na rea da aeron utica No entanto o facto de a cria o de um ambiente virtual fidedigno n o ser ainda completamente compreendido faz com que a simula o continue a ser frequentemente considerada como uma arte e n o como uma ci ncia 13 e 16 2 1 Estado da arte A refer ncia actual no dom nio da investiga o e simula o de voo dada por dois simuladores O primeiro deles o Vertical Motion Simulator VMS da NASA 19 localizado no centro de investiga o Ames na Calif rnia O VMS um dos maiores e mais avan ados simuladores do mundo tornou se operacional por volta de 1970 poss vel atrav s das figuras 2 1 e 2 2 ter uma no o das suas enormes dimens es Possuidor de in meras particularidades destaca se como uma das suas principais caracter sticas a capacidade de movimento em seis graus de liberdade com cursos de dezoito metros em termos verticais e de doze metros em termos horizontais Esta liberdade de movimento permit
33. a aeronave atrav s do bloco M dulo da Din mica O bloco Pilotos Autom ticos e Joystick respons vel pelos pilotos autom ticos assim como pelas entradas dos comandos do Joystick Modulo de Movimento Modulo da Dinamica Modulo de Imagem Pilotos Automatico e Joystick Figura 4 2 M dulo Central do SVI O m dulo central do SVI respons vel por enviar os par metros da din mica da aeronave para os outros tr s m dulos ou seja para o m dulo de movimento do simulador atrav s do bloco M dulo de Movimento para o m dulo de simula o visual do simulador pelo bloco M dulo de Imagem e para o sistema EFIS atrav s de um bloco inserido no bloco Piloto Autom tico e Joystick O fluxo de informa o proveniente essencialmente do m dulo da din mica da aeronave para os restantes m dulos como se pode observar na figura anterior pois este m dulo processa toda a informa o relativamente ao estado da aeronave garantido assim o funcionamento dos restantes m dulos Seguidamente s o explicados os tipos de dados enviados para cada m dulo 4 1 1 M dulo do movimento Este m dulo envia os dados provenientes da din mica da aeronave para o computador onde est desenvolvido o m dulo de simula o do movimento Os dados enviados para este m dulo s o as velocidades angulares as acelera es angulares as velocidades lineares e os ngulos de Euler O m dulo de simula o de movimento recebe estes dados e trata os at
34. a define o modelo linear do movimento do actuador onde poss vel tamb m introduzir a posi o inicial do actuador Estes par metros s o definidos no Script inicial No Anexo C encontra se o ficheiro Modelo m onde est o definidos estes valores De momento ao inv s dos actuadores n o foram implementados modelos realistas dos sensores estando estes projectados como ideais No entanto o m dulo de interface com o piloto j desenvolvido 10 possui um modelo do receptor ILS 30 3 4 Controlo de Voo Em controlo pode definir se a aeronave como um sistema em que a entrada a ac o de controlo e a sa da o movimento ou a traject ria 37 ac o de movimento controlo VOO avi o fly o l l Ec l l i ae I piloto w pasat sistema de om o os a controlo Figura 3 20 Aeronave como sistema O controlo de uma aeronave conseguido atrav s da presen a de Actuadores meios de controlo para aplicar for as de forma a gerar e corrigir o movimento da aeronave Sensores para fornecerem a informa o sobre o voo ou seja o estado da aeronave Um piloto ou um sistema de controlo que feche o anel de maneira a que com base na informa o recebida atrav s dos sensores actue e controle a aeronave de forma a cumprir os objectivos espec ficos do voo Para analisar e desenvolver o controlo de uma aeronave usual definir as equa es do movimento da aeronave line
35. al O bloco respons vel pelo c lculo total das acelera es da aeronave est representado na figura 3 14 Total Acceleration Figura 3 14 Bloco da Acelera o Total da Aeronave Este bloco determina a acelera o total da aeronave devido s for as totais aplicadas ou seja for as aerodin micas for as propulsivas e for as causadas pelo trem Para este c lculo s o inclu das todas as for as excepto a for a grav tica A equa o que rege este modelo Se Ax E Fy E ls E 15 IE 3 39 a aeronave Z Total 7 laero E Drop E gear 25 3 3 8 Momento Total O bloco da figura 3 15 respons vel pelo c lculo dos momentos totais da aeronave O momento total calculado atrav s da soma dos momentos aerodin micos propulsivos e do trem e est medido em rela o ao centro de gravidade da aeronave Total Moment Figura 3 15 Bloco do Momento Total da Aeronave A equa o que rege este modelo Mcg fae o Tec x F gero Maero nio o rcg x Foarop M prop Mgear 3 40 Em Ouer a posi o do ponto de aplica o das for as aerodin micas e momentos no referencial da aeronave rop a posi o onde as for as e momentos propulsivos s o aplicados e rc a posi o do centro de gravidade no referencial da aeronave O produto vectorial ou produto externo representado por x No Anexo A est definida a forma como se calcula o produto externo 3 3 9 Equa es do
36. al TrimParam vt00 40 h00 200 ff0 0 mF0 100 flap0 20 deg Vt00 30 h00 2100 ff0 20 mF0 2100 flap0 50 deg ALon gt Blon Clon Alat plat Cla ssi det dat dr0 th0 u0 v0 w0 p0 q0 r0 phi0 theta0 psi0 alt0 fuel0 om aset beta palpnadl l quad ftrim navion l Vt00 h00 ff0 mFO flapO0 S Eliminar o estado omega do motor ablon Alon Blon omega ablon 6 1 5 7 8 ablon 6 6 alon ALon Lio Li 4A ALon lt2 0 omega 5 blon Bilon 125 122 Alon 125 6 omega 6 7 Q diag 10 1 10 1 10 R diag 1 5 deg 2 1 0 5 2 o LOR R 40 R 11 K lor alon olon O R damp alon damp alon blon K wc CAL 23520195297 Oli 7C 3 O 1 K 372 y GER K 4 a K 1 EE D zeros 5 2 damp Alat Klat lqr Alat Blat diag 1 1 2 deg 5 deg 15 deg 15 degqg 2 0t94 L 27 S deq 2 0589 52 5 damp Alat Blat Klat CvLab 16 5 1 5 S gg KG EE E e E Cie Cad EE e 7 D KityZ y Klee Bl LV ie KyLat K 5 alt0 0 SHEHEHEHEHEHACTUADORESHHFHFHFHEHEHEH EHF variaveis dos blocos dos actuadores Ts act 0 01 Vde 1 5 Vda 1 5 Vthloel 5 Keck Ga Vflaps 0 5 identidade eye 4 IrlapseuU 5 Tcontrols 0 02 Kflaps 1 Kcontrols L gt Flapmax 50 deg Flapmin 0 deg thomax 1 thomin 0 demax 20 deg demin 30 deg damax 30 deg damin 30 deg drmax 30 deg drmin 30 deg 12 LLA2NED m function n e d lla2ned refLat refLon refH lat Ion bi do function n e d l
37. amic chord MAC 1 73736 m o Wind span b 10 18032 m Wing area S 184 0 3048 2 m 2 o ALL aerodynamics derivatives are per radian Lift coefficient Zero alpha lift CLO Uses alpha derivative CLa 4 44 Lift control flap derivative CLdf 0 CLdf 0 7 add flaps JRA 071229 080108 Oo Pitch control elevator derivative o o 19 CLde 0 355 9 alpha dot derivative CLalphadot 0 Oo v Pitch rate derivative Chg 329 amp Mach number derivative CLM 0 Drag coefficient Lift at minimum drag CLmind 0 3 Minimum drag CDmin 0 04 Lift control flap derivative CDdf 0 CDdit 0 1 add flaps JRA 071229 Oo Pitch control elevator derivative o xe o E CDde 0 Roll control aileron derivative CDda 0 Yaw control rudder derivative CDdr 0 Mach number derivative CDM O Oswald s coefficient osw 0 7 cow glide force coefficient sas Sideslip derivative CYbeta 0 5604 Roll control derivative CYda 0 Oo Yaw control derivative CYor 0 157 Oo S Roll rate derivative Cro 0 amp Yaw rate derivative CYr O SS Pitch moment coefficient Zero alpha pitch o o Cm0 0 alpha derivative Cma 0 683 Lift control derivative Cmdf 0 e Pitch control derivative Cmde e 0 9235 alpha dot derivative Cmalphadot 4 36 Oo
38. arizadas em torno de um ponto de equil brio em voo rectil neo nivelado sob a forma de espa o de estados ou seja FE y Cx Du 3 54 Onde x o vector de estado u o vector de controlo entradas e A B C D s o matrizes constantes que cont m as derivadas de estabilidade da aeronave invariantes no tempo O controlador escolhido segundo a teoria de controlo moderno foi o Linear Quadratic Regulator LQR um controlador caracterizado pela sua f cil implementa o O LQR resume se a uma fun o de custo que pode ter variad ssimas formas correspondendo a situa es e objectivos diferentes Este m todo baseia se na optimiza o e minimiza o da fun o de custo do sistema J feita em conjunto com a equa o da din mica x de onde se obt m o valor que minimiza u e fornece a solu o linear ptima para o ganho K da realimenta o pretendida A fun o de custo do sistema enunciada atr s pode ser definida por f fo x7 Qx ulRu dt 3 55 31 Onde as matrizes Q e R s o quadradas e sim tricas Q semi definida positiva e R definida positiva as quais podem ser fun es de tempo ou n o e permitem ponderar estados e entradas de forma diferente A resolu o da fun o de custo conduz a uma solu o ptima linear dada pela seguinte equa o u Kx 3 56 As equa es deste modelo podem ser analisadas com maior detalhe em 37 A solu o do LQR conseguida atrav s do programa Matlab com
39. as matrizes A B Qe R gerando uma solu o da matriz K conhecida como matriz de ganho Esta ganho colocado de formar a realimentar o estado para fechar o anel e ao mesmo tempo estabilizar o sistema As matrizes Q e R s o designadas por matrizes de pondera o dos estados e entradas Estas matrizes diagonais foram aqui obtidas atrav s do m todo de Bryson Segundo este m todo a matriz Q determinada atrav s do inverso do quadrado de um valor m ximo e considerado aceit vel para os estados A matriz R calculada de forma id ntica matriz Q ou seja atrav s do inverso do quadrado de um valor m ximo e considerado aceit vel para as entradas Pode se assim regular a velocidade da resposta das vari veis do sistema atrav s do aumento ou diminui o destes valores ponderados Para calcular as matrizes A e B utilizada uma fun o fornecida pelo Aerosim denominada por TRIM O c lculo do modelo linear ent o conseguido sabendo as condi es de TRIM assim como os estados das vari veis O modelo n o linear da aeronave linearizado iterativamente usando uma fun o existente no ficheiro Modelo m no Anexo C Como esperado o resultado do modelo linear desacoplado em dois movimentos o longitudinal e lateral O movimento longitudinal apresenta o vector de estados e entradas da seguinte forma x uwq0 ha 3 57 u e 67 3 58 Onde u a velocidade longitudinal w a velocidade vertical q a raz o de picada 0
40. cto cada cabo de rede da figura 5 21 estabelece liga o a um computador diferente de salientar que a plataforma possui um computador interno que comunica com o m dulo do movimento estando por isso ligado tamb m atrav s de um cabo de rede ao Hub Esta comunica o pode ser vista com mais detalhe em 9 A transmiss o de dados entre os m dulos de cada computador foi testada de modo a assegurar que todos os m dulos recebam e transmitam todos os par metros desejados N o s o notados atrasos na recep o de dados nem a sua corrup o A transmiss o de dados feita a 100Hz como se refere anteriormente velocidade suficiente para que os dados sejam transmitidos rapidamente e sem se verificarem atrasos O envio de dados foi efectuado com sucesso visto que todos os m dulos funcionam correctamente e com todas as potencialidades operacionais O m dulo da simula o de movimento recebe os dados necess rios para o algoritmo de movimento transmitindo depois ao computador da plataforma A plataforma manteve sempre um movimento cont nuo pois a transmiss o de dados era r pida e eficiente Se o envio de dados p ra por qualquer raz o a plataforma p ra e envia uma mensagem de erro ao seu computador Ao longo dos testes do simulador s por raz es previstas e previamente estabelecidas que a plataforma parou O m dulo de interface com o piloto recebe os dados transmitidos de forma correcta e eficiente de modo a que o seu funcionamento
41. da aterragem Este modelo implementado para o motor n o tem revers o do mesmo o que poderia facilitar a travagem na pista de aterragem O rumo da aeronave mantido constante desde o in cio da aterragem Ou seja durante a fase inicial a aeronave alinha se com a pista e depois a partir do momento em que se inicia a descida a aeronave mant m constante o seu rumo Para al m dos par metros estudados podem ser ainda consultados outros par metros da aeronave Apesar de neste trabalho n o haver um estudo pormenorizado de todos os par metros de forma a n o tornar extremamente longa a presente disserta o estes podem ser melhor analisados e avaliados a qualquer momento da simula o ou posteriormente 53 5 2 Testes dos modos de Comunica o A comunica o entre os m dulos conseguida atrav s de um Hub estabelecendo se assim um protocolo UDP capaz de transmitir dados Tendo em conta que o m dulo da din mica da aeronave o m dulo central de todo o simulador ele tamb m respons vel pelo envio de todos os seus par meiros para os v rios m dulos Por conseguinte necess rio testar a comunica o implementada Na figura 5 20 pode visualizar se o Hub utilizado no SVI com as respectivas liga es aos computadores Figura 5 20 Hub utilizado no SVI Cada m dulo est instalado num computador diferente para tornar poss vel a execu o de todos os m dulos em tempo pr ximo do real Tendo em conta este aspe
42. de velocidade Este teste permite verificar que a aeronave capaz de seguir uma determinada velocidade assim como aumentar ou diminuir esse valor Na figura 5 7 poss vel visualizar a varia o da velocidade da aeronave Observa se que a velocidade aumenta at aproximadamente 56 m s mantendo se depois constante nesse valor durante um determinado per odo de tempo De seguida a velocidade decresce at o valor de 46 m s aproximadamente aumentando depois gradualmente at atingir os 50 m s Os valores de velocidades atingidos n o s o exactamente os pretendidos ou seja inicialmente o valor para o qual a velocidade deveria aumentar seria de 60 m s diminuindo depois at aos 45 m s e de seguida aumentasse linearmente at aos 50m s poss vel verificar que existe um pequeno erro inerente ao controlador Este erro deve se ao facto de n o se ter efectuado um escalamento de ganhos para diferentes velocidades ou seja deveria ter se calculado uma tabela de ganhos consoante as condi es de voo da aeronave Dado que o objectivo primordial desta disserta o a integra o e funcionamento do SVI n o se melhorou o escalamento de ganhos mas o mesmo dever ser feito em estudos posteriores Varia o da Velocidade ao longo do tempo 56 Cn e qm LA en E3 velocidade da Aeronave m s a h3 LR co ta o 0 100 200 300 400 500 600 700 800 Tempo s Figura 5 7 Simulac o de voo a diferentes velocidades Um as
43. doutlzacdoeparameirtzac o iiae a Aa AA ERRE 79 ANEXO Putos hata E ola sao A E E E E int ua as aaa O EEE N 80 Fl Mantial de utiliza o do SV liina tddi 80 IE ioc E A atte E A ee ee eet dee Seite 81 G 1 Par metros utilizados pelo bloco Send 81 G 2 Par metros utilizados pelo bloco Receive ooccccooccnnccconcccconoonnncnnnnnononnancnnnnnnnnnnnannnnnnnnnnns 81 G 3 Par metros utilizados pelo bloco To Instrument ccccccoconnncnnccccnnnnnnnononnnnnnnononnnnnnonannnannnos 82 vil Lista de Figuras Figura 1 1 Plataforma de movimento do NI 1 Figura 2 1 Instala es do VMS iin vae dta ond ossos La ain uec eria Pa MEE Vau das paca da tds niea aat 4 Figura 2 2 Interior de uma CAR eee eee erre rer nns nnne nnns 4 Figura 23 SIMONA o Em 5 Figura 2 4 Interior da Cabine do SIMONA ccc ccc ece cece eee ee ence eee mme menm nnne nnne 5 Figura 2 5 Estrutura modular do SV use eir a adn titer tops bu el addi ela late 9 Figura 3 1 Sistemas de coordenadae eee eee erre errar erre nnn nnns 11 Figura 3 2 ngulos de Euler nono nano nan nano na nana n nara ana nana naar na nana nana nacen 13 Figura 3 3 Modelo da Din mica da Aeronave sunuunuuunnrrrrrrrrrrrrrrrrrrrrnnnrrrrrrrrrrrrnnnnne 15 Figura 3 4 Bloco da Aerocdm mca 15 Figura 3 5 Bloco da Aerodin mica interior lees nme 16 Figura 3 6 Bloco do Sistema de Propuls o sess 19 Figura 3 7 Bloco do Sistema de Propul
44. dulo de movimento tinha sido iniciado anteriormente Depois destes procedimentos o SVI est pronto a ser utilizado 80 Anexo G G 1 Par metros utilizados pelo bloco Send i Sink Block Parameters Send LX amp pcudpbutesend mask link Parameters IP address ta send to 255 255 255 255 for broadcast 132 158 1 2 Remote IP part ta send to 25000 Use the following local IP port 1 for automatic part assignment Sample time 1 100 Cancel Help Apply Figura G 1 Parametros do bloco Send G 2 Par metros utilizados pelo bloco Receive CH Source Block Parameters Receive Ex xpeudpbuterecere mask link Parameters IP address to receive from 0 0 0 0 for accepting all 132 158 1 1 IP part ta recerve fram 5000 Output pork width number of bytes gb Sample time 1 50 Figura G 2 Par metros do bloco Receive 81 G 3 Par metros utilizados pelo bloco To Instrument A Block Parameters EFIS PFD x Description Send simulation data to an instrument Parameters Block sample time 1 for inherited g Instrument Initialization Send Hardware Configuration Specify new hardware configuration Timeout 0 Input butter size 1024 Interface UDP m Rernote host 192 168 1 4 Remote port 2000 f Use interface object from MATLAB workspace Workspace object E OK Cancel Help Apply al Figura G 3 Par metros do bloco To
45. e o elips ide de refer ncia at altitude de um ponto numa direc o normal ao elips ide Sistema RPY Roll Pitch Yaw Sistema cujos eixos est o fixos num ve culo O eixo X eixo de rolamento do sistema RPY aponta na direc o frontal do movimento do ve culo o eixo Y eixo de picada deve ser ortogonal a X estando direccionado para a direita enquanto o eixo Z 11 eixo de guinada est orientado para baixo regra da m o direita Este sistema de eixos tamb m designado como sistema de eixos do ve culo Sistema NED North East Down Conhecido tamb m como sistema de navega o local a sua origem pode ser estabelecida em qualquer ponto do globo terrestre tendo em conta que o seu eixo X aponta para o Norte geogr fico o seu eixo Z est direccionado para o centro da Terra e seu eixo Y forma um triedro directo estando orientado para Este Dos sistemas anteriormente referidos o que melhor se ajusta a um referencial de navega o o sistema NED facilitando a an lise local da posi o da aeronave Contudo o sistema RPY tamb m assume uma certa import ncia quando pretendido utilizar se o referencial da aeronave no c lculo das equa es de movimento No Anexo B est o descritos os eixos de refer ncia usados e as transforma es necess rias para se utilizarem os dois referenciais convenientemente Pressupondo que os dados relativos posi o da aeronave est o no formato Lat Long Alt e assumindo o mode
46. e o estudo de casos mais complexos tais como helic pteros aeronaves Vertical Short Take off and Landing V STOL e ainda como uma ferramenta til no estudo das fases mais cr ticas de voo aterragens e aproxima es Figura 2 1 Instalagoes do VMS Outra particularidade a real ar neste simulador s o as cabines comut veis utilizadas as l CABS 21 Para promover a rapidez na transi o de simula es existem cinco cabines as quais conseguem simular diversos interiores de diferentes aeronaves A constru o das cabines padronizada cumprindo requisitos a n vel das interfaces el ctricas mec nicas e hidr ulicas Os seus pesos s o variados tendo a mais pesada cerca de setenta toneladas No interior destas cabines figura 2 2 tem se a visualiza o gr fica do exterior e a simula o de qualquer tipo de instrumenta o recorrendo a ecr s de instrumentos presentes na avia o moderna O segundo simulador conhecido por SIMONA encontra se na Delft University of Technology tendo come ado a ser desenvolvido por volta de 1992 20 Esta sigla consiste na abreviatura das tr s principais reas que este simulador pretende investigar a simula o o movimento e a navega o SIMONA apresentado na figura 2 3 essencialmente constitu do por seis actuadores servo hidr ulicos respons veis pelo movimento com seis graus de liberdade constitu do por uma cabine com peso na ordem das quatro toneladas co
47. ee Ke Wale ti db ANNO usd oda dale sra sis oie 2 WSs ESA OSC TTE 2 2 lee ge E e DEE 4 2 EStado da ANO essa saints A totu iie egeta Etha Ie oat tela ese Maga ua asa nda onda 4 pe Tipos desSImuladores ia ii tT 6 2 3 Vantagens dos simulado ES spa da 7 24 Estr tura de um Simulador de Ee e Eo bei E 8 25 Comunica o entre EE 10 3 Dinamica da ACKON AVE usu as stp e ce d US x RR MN GR uu D Qu ER BN RN RR V 11 dels ReICLCNCIAIS want di EE 11 92 Equa es do MOVIMENTO EE 13 do EQUA ES do modelo ni tt NOE 14 Side ACTO AMICS ASA IES E EA EE 15 der PROPUSO in E 18 do AMOS da EE EE 20 SC MEM qe Po Pee A 22 SG e 24 A A 24 ds ee e Le AR a c PP nacidos 25 390 MOMENTO Tolalar asteroide cdta 26 SR DR e UE Tee e We lun e E 26 9 910 Sensores CAC IU ACO LES sra dro saia a OD aaa praias 29 2A CONmOlo de VOO sarria 31 do POLOS AUTO MA COS een tiv EUR PG faris 34 9 5 Gontrolo Long MN esses edicti ren qe b a buses itur ce aede iesu seu b magia 34 doe Controlo lateral aa ERUNT 35 3 0 9 JAleragem AULOmallea ii 36 4 Ant gra o da Dinamica HOS VI ce e in 37 4 1 Modo de Comuntcac o 37 vi 41 1 M dulo do movimento rara 38 4 1 2 M dulo de simula o de imagem eterna eereereeaa nennen nnne nnns 40 4 1 3 M dulo de interface com o piloto 40 4 2 M dulo de Simula o de Imagem sse enne 41 43 COMANDOS a E Song danas 42 Avalia o Operacional do MOdUIO
48. eja operacional A presente tese tem como objectivo o desenvolvimento e integra o do M dulo de Controlo e Simula o da Din mica da uma Aeronave no SVI 1 2 Objectivo do trabalho O SVI encontra se numa fase inicial de desenvolvimento e est a ser estruturado de um modo modular e flex vel permitindo que futuramente sejam realizados melhoramentos e actualiza es Al m da vertente de engenharia e investiga o associadas a este simulador tamb m se pretende que este contribua para que alunos do Mestrado em Engenharia Aeroespacial do IST possam dar continuidade ao projecto aplicando de um modo pr tico os conceitos e conhecimentos adquiridos ao longo do curso O principal objectivo deste projecto simular a performance de uma aeronave pelo que se torna necess rio projectar a sua din mica A din mica de uma aeronave o bloco central de SVI dado que respons vel pela recep o de informa es do piloto e a sua transmiss o para os restantes m dulos de forma a tornar poss vel a simula o de um voo real Tendo em conta o referido esta tese tem como principal finalidade a implementa o e finaliza o do SVI estabelecendo a liga o entre os m dulos anteriormente desenvolvidos nas teses 9 e 10 Para al m do desenvolvimento da din mica de voo tamb m constru do o controlo da din mica Para atingir este objectivo s o implementados pilotos autom ticos capazes de controlar a aeronave A realiza o deste
49. elFlow T BS eg EngCoeft WindAxesVel MAP AF FF BSFC Power Engine L5 mament cf inertia 1 rhe E EE Fixed pitch Propeller Omega Propeller Engine speed E moment of inertia Integrator RST Em PropCoeff J CT CP Figura 3 7 Bloco do Sistema de Propuls o interior 19 e Fixed Pitch Propeller Este bloco respons vel pelo c lculo dos coeficientes de propuls o da raz o de avan o J coeficiente de impulso Cr e coeficiente de pot ncia Cp assim como a for a da h lice Fprop e o momento ou bin rio criado pela h lice Mprop As equa es que regem este modelo s o Va ja 3 26 4 Fprop OR 0 Cr 3 27 4 Mprop DR UC 3 28 O c lculo de Cy e Cp feito por interpola o linear atrav s das tabelas destes coeficientes em fun o dos valores de J definidas no Script inicial e Piston Engine Bloco que cont m o modelo de combust o do motor tendo como base as tabelas dos par metros do motor As tabelas necess rias para este modelo s o tabelas de duas dimens es ou seja matrizes de fluxo de combust vel e pot ncia do motor ao n vel do mar em fun o da velocidade de rota o motor RPM e da press o de trabalho do motor MAP Manifold Pressure Este bloco recebe duas entradas muito importantes para o controlo da propuls o o Throttle Thr e a raz o de mistura ar combustivel Mix O Throttle sera uma entrada no joystick do piloto e representa a frac o entre a press o de trabalho d
50. elocidade do ar V o ngulo de ataque e o ngulo de derrapagem f Aerodynamic Moment o Bloco respons vel pelo c lculo do momento aerodin mico criado na aeronave As equa es que regem este modelo s o L pV2sbC 3 12 M gt pV2SCCm 3 13 N pV2SbC 3 14 Onde L Me N s o respectivamente o momento de rolamento de picada e guinada c a corda m dia e b a envergadura da asa Dynamic Pressure Este bloco permite calcular a press o din mica para uma determinada altitude A equa o que rege o bloco 1 de GO 3 15 Em que p a densidade do ar para um determinado valor de altitude Wind Axes Velocities Este bloco calcula as velocidades no sistema de eixos do ar atrav s da velocidade no ch o Ground speed da velocidade do ar Wind Speed e da velocidade do som altitude da aeronave A velocidade do ar no referencial da aeronave uvw calculada subtraindo a velocidade do vento velocidade no ch o As equa es principais inerentes a este bloco s o a atan 2 3 16 f asin 7 3 17 e 3 18 1 x gt GE e Na nota o usual apresentada aqui existe uma ambiguidade entre sustenta o e momento de rolamento ambos denotados L mas o contexto permite normalmente diferenci los 17 Onde M o n mero de Mach Lift Coefficient Bloco respons vel pelo c lculo do coeficiente de sustenta o atrav s da combina o linear da contribui o de v rios
51. es O seu desenvolvimento foi realizado com base no FlightGear dado ser um programa open source permitindo assim modifica es para melhoramento do cen rio a simular A execu o do m dulo da din mica torna poss vel a interliga o e interac o entre todos os m dulos j desenvolvidos Desta forma poss vel estabelecer uma perspectiva final do simulador atingindo se o objectivo inicial do projecto O simulador encontra se operacional sendo j poss vel a sua utiliza o por outros investigadores No entanto sendo esta uma rea de estudo em constante desenvolvimento esperamos que o SVI continue a ser objecto de estudo e investiga o num futuro pr ximo Palavras chave Simulador de Voo de Investiga o Din mica Pilotos Autom ticos Regulador Quadr tico Linear FlightGear Abstract This essay is part of a joint project for the initial development of a modular flexible Research Flight Simulator SVI Simulador de Voo de Investiga o The main goal of the work is the development and integration of the control and aircraft dynamics simulation module The production of the module was based on the dynamics of a predefined aircraft the North American made Navion inspired by the P 51 Mustang On the basis of this model speed altitude and heading automatic pilots were implemented making it possible to create a controllable autonomous system through an optimal control named LQR All the software was developed using
52. es varia es quando necess rio alterar o rumo estabilizando posteriormente no valor de refer ncia e seguindo o rumo pretendido O leme de profundidade como n o uma entrada no sistema para o controlo lateral n o sofre grandes varia es como seria de esperar Esta superf cie de controlo apenas faz ajustes para seguir a velocidade e altitude de refer ncia 91 Poderiam ser testados mais pilotos autom ticos interligando os movimentos longitudinais e laterais da aeronave no entanto visto estes controlos autom ticos estarem a corresponder ao pedido n o se achou necess rio fazer um estudo mais exaustivo para estes controlos autom ticos de voo 5 1 5 Aterragem Autom tica Em seguida testado o controlo de aterragem autom tica Nesta aterragem efectua se um teste de aproxima o desde os 200 m de altitude at ao ch o poss vel verificar que o trem toca na pista e de seguida a aeronave diminui a velocidade A aproxima o pista feita com um ngulo de descida de aproximadamente 3 seguindo se uma fase de arredondamento onde a aeronave reduz o ngulo de descida de modo que este tenda para zero para depois as rodas tocarem o ch o Na figura 5 17 poss vel observar a aterragem autom tica para testar este controlo da aeronave Aterragem Autom tica 250 200 Altitude rn in e c O 50 Tempo s Figura 5 17 Aterragem autom tica O controlo de aterragem autom tica est im
53. gura G 2 Par metros do bloco eceive seres ene emen nnn nns 81 Figura G 3 Par metros do bloco To Instrument cesses enne 82 Lista de Tabelas Tabela 4 1 Intervalo de varia o das superf cies de controlo e Throttle EN eR eT AT 43 Tabela 5 1 Par metros iniciais de voo da aeronave ens 44 Tabela B 1 Par metros WGSB4 aa 67 Tabela E 1 Funcionalidades dos bot es do Joystick 79 Acronimos SVI SCC UDP MDA DOF LQR EFIS ILS NED MSL USB VMS PIO ZFT JAA CG Simulador de Voo de Investiga o System Control Computer User Datagram Protocol Motion Drive Algorithm Degree of Freedom Regulador Quadratico Linear Electronic Flight Instrument System Instrument Landing System Referencial North East Down Mean Sea Level Internet Protocol Universal Serial Bus Vertical Motion Simulator Pilot Induced Oscillation Zero Flight Time Joint Aviation Authority Centro de Gravidade xi Lista de S mbolos Lat Lon Alt e om E he ee ose Sr dt dem e SS et ds dO O gos uer 9 IDR D 2 Q Deflex o do leme de profundidade da aeronave Deflex o dos ailerons da aeronave Deflex o do leme de direc o da aeronave Comando propulsivo da aeronave ngulo de picada da aeronave ngulo de rolamento da aeronave ngulo de rumo da aeronave Latitude Geod sica da aeronave Longitude Geod sica da aeronave Altitude referente ao n vel m dio das guas do mar MSL da ae
54. ido assim como a sua amizade Agrade o ao meu amigo Jo o Tavares Carreiro o esfor o e a dedica o para me ajudar a encontrar as solu es para certos problemas A minha irm Ana Jorge por ser a melhor irm do Mundo que me deu sempre nimo e coragem para n o desistir e concluir este trabalho Resumo O Simulador de Voo de Investiga o SVI um projecto do Instituto Superior T cnico IST de caracter sticas modulares e flex veis o qual est a ser desenvolvido por um grupo de alunos de Engenharia Aeroespacial Esta disserta o tem como objectivo a implementa o e integra o do m dulo de controlo e de simula o da din mica de uma aeronave A realiza o e desenvolvimento deste m dulo tem como base a din mica de uma aeronave pr definida Navion de fabrico norte americano e inspirada no P 51 Mustang Com base neste modelo implementaram se pilotos autom ticos de velocidade altitude e rumo o que torna poss vel um sistema control vel e aut nomo atrav s de um controlo ptimo denominado LQR Todo o software realizado atrav s do programa MATLAB sendo de destacar a ferramenta Simulink para cria o de diagramas de blocos O trabalho disp e de um controlo de aterragem autom tica com o qual poss vel testar a operacionalidade do modelo Para al m deste m dulo desenvolveu se um m dulo de cria o de imagem Este permite ao piloto a visualiza o de um ambiente de voo real durante as simula
55. im como a interac o entre o GUI de interface gr fica e os respectivos comandos que o piloto transmite para o m dulo da din mica A comunica o entre os m dulos est estabelecida com xito estando neste momento todos os m dulos do SVl interligados e operacionais O m dulo da imagem foi gerado com sucesso no entanto dado que inicialmente este n o era tema proposto para esta disserta o este pode ser melhorado tal como explicado na sec o 6 2 Apesar do cockpit do SVI ainda n o estar instalado na plataforma de movimento este facto n o invalidou a realiza o de testes Para a realiza o dos testes finais contou se com a ajuda de um piloto segundo o qual a din mica se encontra adequada s caracter sticas da aeronave o que permite a simula o de um voo em condi es muito pr ximas das reais Este facto refor a positivamente as conclus es dos testes realizados no que respeita sua operacionalidade e funcionalidade do simulador Sendo o SVI um projecto desenvolvido para o IST este poder ser utilizado como base de trabalho e investiga o O trabalho desenvolvido at ao momento permite a operacionalidade do sistema no entanto h ainda muito trabalho at que o SVI tenha todas as suas potencialidades em funcionamento Na sec o 6 2 s o apresentadas algumas sugest es para futuros trabalhos Muito trabalho h ainda a ser desenvolvido no SVI a todos os n veis No entanto o primeiro passo est dado e o
56. ion Systems American Institute of Aeronautics and Astronautics Inc 2000 ISBN 1 56347 397 6 http cddisa gsfc nasa gov 926 egm96 egm96 html http www ngdc noaa gov geomag WMM DoDWMM shtml Stevens B L and Lewis F L Aircraft Control and Simulation John Wiley amp Sons Inc 992 ISBN 0 471 61397 5 Phillips W F Hailey C E and Gebert G A Review of Attitude Representations Used for Aircraft Kinematics Journal of Aircraft 38 718 737 2001 Azinheira J R Folhas da Cadeira de Controlo de Voo Lisboa 2008 AeroSim Blockset User s Guide Unmanned Dynamics Version 1 2 2002 http Awww u dynamics com Lau F J Folhas da Cadeira de Estabilidade de Voo Lisboa 2006 http www flightgear org 62 Anexos 63 Anexo A A 1 Coeficientes de In rcia Os coeficientes do tensor de in rcias s o dados por Lee f 27 padV Dao f x z padV lng f x y p4dV ley f xypadV Lx luz de xzpadV Iz lyz J yzo4dV Ly Em aeronaves sim tricas em rela o ao plano XZ considera se L PI So ES bz Os coeficientes de in rcia calculados pelo bloco da din mica podem ser obtidos atrav s das seguintes equa es 35 Iyy Izz izz Iz C4 r E Ixx Iyy Izz lie C2 T Izz V Ixz C4 Izz Ixx Cs yy Ixz Cg F yy NC 1 pe lyy E Ixx Ixx Iyy z 8 IE ES Onde P Lodzz I5 64 A 2 Produto Externo Seja o vector a e b defi
57. l do mar Este valor calculado atrav s da diferen a da altitude dada pela elips ide te rica de refer ncia e a actual altitude acima do n vel do mar atrav s da superf cie equipotencial da gravidade da Terra que est associada com a m dia da superf cie oce nica Esta diferen a causada pela n o uniformidade do potencial gravitacional da Terra 33 e Ground Detection Bloco usado para detectar se a aeronave est no solo ou se est a uma determinada altitude A altitude do solo dever ser introduzida atrav s de uma tabela que indicar a eleva o do solo no Script inicial e WMM 2000 Bloco que calcula o campo magn tico da Terra atrav s da posi o da aeronave usado pelo Modelo Magn tico 2005 do Departamento de Defesa dos Estados Unidos da Am rica Devido varia o no tempo do campo geomagn tico da Terra os dados s o fi veis apenas em intervalos de cinco anos Depois disso ter que se fazer uma actualiza o do ficheiro wmm cof 34 Ou seja este modelo ser v lido at 31 de Dezembro de 2009 e ECEF Position Bloco que calcula as coordenadas no Sistema ECEF atrav s das coordenadas geogr ficas da aeronave ou seja Latitude Longitude e Altitude As equa es para o c lculo desta posi o 32 s o Xecer Alt cos Lat cos Lon 3 35 6 mas Alt cos Lat sin Lon 3 36 o Te 1 e Zi E Alt sin Lat 3 37 3 3 5 In rcia A in rcia da aeronave est de
58. la2ned refLat refLon refH lat Ion bi or function ned lla2ned refLat refLon refH lat lon h o o if nargin 1 u refLat refLat u 1 refLon u 2 refH u 3 lat u 4 lon zu 5 h 2u 0 end Xy 1 4 lLllazecer lgat lon hh Xr Yr Zr lla2ecef refLat refLon refH location of reference point les yal ece rZenutxr Yr L Ar Ly Bi de if nargout 1 n n e d end return function X Y Z2 lla2ecef lat long bi function X Y Z2 lla2ecef lat long h o o Convert lat long height in WGS84 to ECEF X Y Z o o from Geodetic system in Wikipedia the free encyclopedia o http en wikipedia org wiki Geodetic systemitFrom geodetic coordinates to 1 ocal ENU coordinates o JRA070908 a 6378137 0 earth semimajor axis in meters f 1 298 257223563 reciprocal flattening e2 2 f f 2 eccentricity squared cal sgart l ez sinllat 2 5 a lt 7 cn h eos lat cos long Y En EE h cos lat erer long a Z 1 e2 chi h sin lat return Tunccacn len ul ecel senu Xr Yr Zr X Y A o function e n u ecef2enu Xr Yr Zr X Y 2 o o convert ECEF coordinates to local east north up o o from Geodetic system in Wikipedia the free encyclopedia o http en wikipedia org wiki Geodetic systemtFrom geodetic coordinates to 1 ocal ENU coordinates o JRA070908 phiP e atanz2 Z P Sqrt xr 2 Yo 2 5
59. le mat Fprimpritimt s 78 Anexo E E 1 Comando utilizado e parametriza o O comando utilizado figura E 1 foi parametrizado de maneira a ser poss vel controlar a aeronave Este comando composto por quatro eixos que variam continuamente e por onze bot es Na tabela seguinte est o definidos as funcionalidades de cada bot o Reset da Simula o Aumenta a deflex o dos flaps O 7 Aumenta a mistura do combustivel Diminui a mistura do combustivel Trem Down 9 10e11 Botoes auxiliares Tabela E 1 Funcionalidades dos bot es do Joystick Os eixos do comando servem para controlar o Throttle a deflex o dos ailerons do leme de direc o e do leme de profundidade Figura E 1 Joystick utilizado Relativamente calibra o do comando dado que reconhecido como um perif rico gen rico USB este pode ser calibrado atrav s do pr prio sistema operativo nas suas configura es 79 F 1 Anexo F Manual de utiliza o do SVI Todo o modelo implementado atrav s do software Matlab 1 Ligar todos os computadores inclusive o computador da plataforma Em cada computador deve inicializar se o respectivo m dulo atrav s do programa Matlab Os m dulos encontram se nas pastas denominada SVI Nome do M dulo Inicializar o sistema EFIS No computador do m dulo interface com o piloto deve inicializar se o sistema EFIS segundo 10 Inicializar o FlightGear atrav
60. lizado quando o voo fixa a uma dada altitude subindo posteriormente quando a aeronave inicia a descida de salientar que a escala do gr fico em rela o velocidade da aeronave est num intervalo de valores muito pequeno de forma a permitir visualizar a mudan a de velocidade No entanto vis vel que a varia o de velocidade ao longo da simula o do voo a diferentes altitudes muito pouco significativa Variac o da velocidade ao longo da mudan a de altitude 51 2 en m un en o e e e m ho t D co Velocidade da aeronave m s ce e te o co 50 100 150 200 250 300 350 400 450 Tempo s Figura 5 4 Varia o da velocidade ao longo do voo a diferentes altitudes As entradas para o controlo de altitude s o o leme de profundidade e o Throttle por conseguinte para a simula o deste voo a diferentes altitudes estas entradas variam de maneira a que a aeronave consiga efectuar o voo pretendido Na figura 5 5 pode observar se a deflex o das superf cies de controlo para efectuar este tipo de manobra A deflex o mais acentuada diz respeito ao leme de profundidade como seria de esperar j que a aeronave mant m rumo constante A deflex o do leme de profundidade efectuada no momento em que a aeronave muda de altitude estabilizando depois aproximadamente no valor inicial Sempre que a aeronave pretende atingir uma refer ncia para a altitude o valor da deflex o do leme de profundidade alterado vo
61. lo de forma a controlar a altitude da aeronave de modo a que a sua raz o de descida seja a pretendida e o ngulo de descida o desejado O controlo feito em servomecanismo entrada de refer ncia da altitude de modo a que a aeronave efectue a descida at pista de aterragem O controlo da velocidade tamb m realizado neste controlo para que a velocidade diminua e que a aeronave consiga parar na pista de aterragem O controlo lateral feito de modo a que a aeronave se alinhe com o rumo da pista e posteriormente efectuada a descida com esse rumo de refer ncia regulado 36 4 Integra o da Din mica no SVI A integra o do m dulo da din mica da aeronave foi realizada por fases Todo o software foi desenvolvido com recurso ao programa MATLAB 7 1 recorrendo a uma ferramenta muito importante chamada Simulink Para a integra o da din mica no SVI foi necess rio numa primeira fase implementar a comunica o entre todos os m dulos Ap s esta fase foi ent o desenvolvido o m dulo de imagem para a simula o do ambiente exterior de forma a tornar o simulador mais realista e o modo do joystick para receber os comandos do piloto e controlar a aeronave De seguida s o descritos todos os passos desenvolvidos ao longo da integra o do m dulo da din mica da aeronave no SVI 4 1 Modo de Comunica o Para a realizar o m dulo final do SVI necess rio proceder a interliga o dos computadores atrav s de um Hub
62. lo do elips ide da Terra WGS84 latitude longitude e altitude torna se necess rio converter estes dados para o sistema de coordenadas NED Realizando primeiro uma transforma o para coordenadas cartesianas ECEF poss vel atrav s de algumas transforma es chegar as coordenadas desejadas 6 Para tal implementa se atrav s do ficheiro LLA2NED m esta transforma o No Anexo C apresenta se este ficheiro sendo usadas a posi o da aeronave e o valor de coordenadas que se assume para a origem do referencial NED O referencial chamado global um qualquer referencial ortogonal considerado adjacente a superf cie terrestre Para o presente estudo este referencial pode ser considerado inercial onde s o v lidas as leis de Newton dado que a velocidade rotacional da Terra pode ser desprezada 39 O referencial local da aeronave um referencial r gido com a estrutura da aeronave cuja origem o centro de gravidade da aeronave e que segue a orienta o do sistema de eixos RPY A posi o de um corpo r gido pode ser definida por uma combina o de transla es e rota es a partir de uma posi o de refer ncia A posi o de refer ncia considerada coincide com o referencial global definido anteriormente Assim as velocidades e acelera es da aeronave em rela o ao referencial global tanto lineares como angulares s o expressas no seu sistema de coordenadas local Tamb m a orienta o angular da aeronave definida
63. ltando depois a estabilizar 0 5 Leme de profundidade Aileron Leme de direcc o 0 5 Deflex o das superf cies de controlo 0 50 100 150 200 250 300 350 400 450 Tempo s Figura 5 5 Deflexao das superf cies de controlo ao longo do voo a diferentes altitudes 46 Na figura 5 6 observa se a varia o de Throttle ao longo do circuito vertical f cil perceber a condi o de voo para cada patamar do gr fico de salientar que para efectuar a subida necess ria rota o do motor mais acentuada o que corresponde a Throttle mais elevado e na fase da descida a aeronave tem Throttle na posi o zero o que equivale a motor em dle Quando a aeronave se fixa novamente a uma determinada altitude o valor do Throttle estabiliza num valor de maneira a que seja poss vel manter a aeronave a altitude e velocidade constante M anacko de Fhnetile ao longo do voo a diferentes alludes i 0 35 T Figura 5 6 Varia o do Throttle ao longo do voo a diferentes altitudes Outros par metros podem ser estudados quando se efectuam os testes de pilotos autom ticos No entanto nesta sec o s s o referenciados os mais importantes para o estudo em quest o embora seja sempre poss vel efectuar outras an lises de outros par metros consoante o tema ou o estudo em quest o 47 5 1 2 Seguimento de Velocidade O seguimento de velocidade testado de forma a que a aeronave siga um sinal de refer ncia
64. m electricamente fly by wire 7 Sistema de som A realidade criada por um simulador para al m do ambiente envolvente substancialmente melhorada pela gera o do som de um ve culo sendo este usado na ac o de controlo de pot ncia pelo piloto Por vezes o sistema de som pode dissimular o ru do incomodativo causado por outros sistemas do simulador 30 A grande quest o reside em saber at que ponto o ambiente simulado reflecte as condi es de voo reais e de que modo requerido para atingir certos objectivos de treino ou de teste A qualidade do simulador depende dos dados que cont m ou seja da qualidade do modelo que representa a aeronave e o ambiente de voo que simulado As limita es inerentes ao sistema de simula o podem ser a causa de incompatibilidades O sistema de movimento o factor mais limitante de um simulador No entanto o piloto pode ser levado a sentir o movimento desejado se as sensa es principais estiverem bem simuladas permitindo alguns desvios nas restantes Relativamente ao desenvolvimento inicial do SVI este dividido em quatro m dulos cada um deles com a sua fun o e objectivo Estes m dulos em conjunto v o constituir a base de funcionamento de todo o simulador M dulo 4 Simula o Visual Ajuste dos par metros do algoritmo de movimento de acordo com o tipo de miss o Constantes de Voo caracter sticas da aeronave
65. mento e desloca o do ve culo simulado com especial nfase no realismo conferido tarefa ou investiga o que se pretende fazer O ambiente do simulador pode ser dividido em v rios subsistemas Interior O ambiente est tico na perspectiva do piloto deve ser semelhante ao que encontraria na cabine da aeronave simulada Sistema visual O exterior ou seja a perspectiva de vista de janela simulado atrav s de um sistema de gera o de imagem no caso de aeronaves civis A imagem geralmente projectada por um espelho convexo situado na parte da frente da cabine de simula o por sistemas de projectores telas ou por sistemas de ecr s Instrumentos Os instrumentos da cabine d o informa o acerca do estado do ve culo simulado e essa informa o deve ser activamente actualizada tal como acontece no voo real Sistema de movimento As acelera es efectivas do sistema s o criadas recorrendo a uma plataforma de movimento provocando de forma limitada o movimento da cabine de simula o Carga de controlo Os controlos do ve culo respondem a uma determinada entrada do piloto atrav s de retorno de for as o que reflecte algumas das for as exteriores que actuam no ve culo como por exemplo a for a aerodin mica no leme de direc o Estas for as t m de ser geradas artificialmente tendo a designa o de carga de controlo control loading num simulador ou em ve culos onde os controlos funciona
66. motor Este bloco tamb m envia os dados para o desenvolvimento dos pilotos autom ticos da aeronave Os dados da din mica s o enviados para este m dulo para serem tratados no bloco de sistemas de navega o Navigation Systems Posteriormente s o enviados os dados referentes as ajudas de navega o dos estados dos pilotos autom ticos e dos par metros da din mica da aeronave para o bloco EFIS Data bloco este que faz o tratamento dos dados e os envia para o sistema de navega o EFIS 10 para se poder criar os instrumentos utilizados pelo piloto Aircraft Data EFIS Data Autopilots Lateral and Longitudinal Control Navigation Systems Controls Flight Controls Figura 4 5 M dulo de interface com o piloto Os dados s o enviados recorrendo ao bloco To Instrument da Instrument Control Toolbox que permite o envio de dados atrav s de uma conex o UDP enviando datagramas para um computador com um determinado IP e porta espec fica Neste bloco define se tamb m a frequ ncia de envio dos dados e o tamanho do buffer usando se respectivamente 100Hz e 1024bytes para garantir a rapidez e total envio dos dados No Anexo G pode consultar se os par metro definidos para este bloco 40 4 2 M dulo de Simula o de Imagem O m dulo de simula o de imagem permite a cria o de imagem para o simulador por conseguinte este m dulo revela alguma import ncia visto ser o respons vel pelo ambiente exterior prod
67. ng simulators used in r amp d and training In CEAS Symposium on Simulation Technologies Making it real pages MSy03 1 12 1995 Martin E A Motion and force simulation systems i whole body motion simulators Flight Simulation Update 1995 Advani S K The kinematic design of flight simulator motion bases PhD thesis Delft University of Technology 1998 Rodchenko V V Zaichik L E and Yashin Y P Motion cueing on research flight simulators In CEAS Symposium on Simulation Technologies Making it real pages MC02 1 12 1995 R P A M Teunissen Ab initio zft Creating pilots without wings In Proc Flight Simulation Expanding the boundaries pages 13 1 13 8 The Royal Aeronautical Society 1997 61 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 Joint Aviation Requirements JAR STD 1A Aeroplane Flight Simulators 2001 Hall J R Motion versus visual cues in piloted flight simulation In Proc AGARD Conf on Flight Simulation pages 17 1 17 13 1978 Reid L D Technical evaluation report In AGARD Conference on Flight Simulation Where are the challenges pages T1 T9 1996 Anderson S B Historical review of piloted simulation at NASA AMES In AGARD Conference on Flight Simulation Where are the challenges pages 1 1 1 13 1995 Simulink User s Guide The Math Works Inc 2007 Rogers R M Applied Mathematics in Integrated Navigat
68. nidos em componentes Cartesianas gt b bye bye b e O produto externo e e o gados SE A M dy dz c axb Ax ay dz p y b by b xb a b a b e a b axb Jey a b ayby ez O produto externo dado pelo vector c d aye aye 077 65 e Z A 16 A 17 A 18 Anexo B B 1 Eixos de Refer ncia e Coordenadas Ao longo do trabalho s o utilizados maioritariamente dois referenciais Neste anexo s o sucintamente abordados em conjunto como o sistema WGS84 recorrendo a 6 B 1 1 Sistema Roll Pitch Yaw O primeiro diz respeito ao referencial da aeronave RPY da figura B 1 Neste referencial o eixo X aponta na direc o da aeronave o Y encontra se na asa direita e o Z aponta para baixo Figura B 1 Referencial da aeronave RPY S o definidos os ngulos de Euler em torno destes eixos O ngulo de picada dado por 6 0 de rolamento por e o de guinada por w Os sentidos dos ngulos sao os concordantes com os da figura B 1 Dado que a traject ria da aeronave pode n o coincidir com o seu eixo longitudinal definem se o ngulo de ataque a e o ngulo de derrapagem Estes ngulos assim como os seus sentidos est o definidos na figura B 2 Figura B 2 ngulos de ataque e derrapagem 66 B 1 2 Sistema North East Down O outro referencial usado neste trabalho o referencial NED O eixo X aponta para Norte o Y pa
69. nsideravelmente inferior quando comparado com os simuladores convencionais de doze a quinze toneladas referidos em 22 e 23 Esta diminui o de peso deve se aos materiais utilizados na sua constru o TWARON e carbono Este tipo de materiais confere ao simulador um baixo centro de gravidade obtendo diversas vantagens no seu movimento No interior da cabine como se pode observar na figura 2 4 o ambiente exterior simulado recorrendo a projectores e a instrumenta o visualizada pelo piloto usando v rios ecr s que permitem simular qualquer tipo de instrumento EA J Es KI d L Pi E e PP z pu Figura 2 3 SIMONA Figura 2 4 Interior da Cabine do SIMONA Em termos de refer ncia para a construc o do SVI o SIMONA constitui uma melhor refer ncia comparativamente ao VMS dado que foi desenvolvido num ambiente universit rio onde v rios alunos participaram no seu desenvolvimento Para al m deste facto destaca se o seu desenvolvimento de um modo altamente modular tal como se pretende fazer no SVI 2 2 Tipos de simuladores Segundo Advani 24 podem ser reconhecidas diversas reas de aplica o de simuladores Simuladores de engenharia Utilizados para avalia o das caracter sticas de ve culos No desenvolvimento de uma nova aeronave o simulador utilizado durante todo o processo de design devido sua capacidade de prever poss veis problemas e possibilitar uma passagem mais segura para
70. o ngulo de picada h a altitude w a velocidade angular do motor 6 deflex o do leme de profundidade e r o Throttle Como o motor muito r pido e estabiliza facilmente foi eliminada a ltima entrada do vector de estados ou seja a velocidade angular do motor w Por conseguinte as matrizes A e B foram modificadas ficando apenas com a dimens o para os cinco estados mas com o efeito do w nas outras entradas O vector de entradas manteve se o mesmo no entanto o vector de estados passou a ser representado por x uwqo h 3 59 Estas manipula es matem ticas encontram se no ficheiro Modelo m no Anexo C O movimento lateral apresenta os seguintes vectores de estados e entradas x vprevyl 3 60 u Sa OM 3 61 32 Onde v a velocidade lateral p a raz o de rolamento r a raz o de guinada y o ngulo de rolamento e y ngulo de guinada 6 deflex o dos ailerons e a deflex o do leme de direc o Este modo n o foi alterado dado que a matriz de estados j apresenta os cincos estados pretendidos Ap s a lineariza o do sistema assim como o c lculo das matrizes A e B calculou se o ganho atrav s do controlador ptimo LQR Com este ganho foi poss vel fechar o anel do sistema e projectar os pilotos autom ticos Na figura 3 21 observa se um esquema geral do m todo utilizado para a realiza o dos pilotos autom ticos Este esquema implementado tanto para o controlo longi
71. o a permitir ao piloto a escolha da aeronave pretendida Um ponto importante para o funcionamento do SVI a simula o em tempo real do sistema Neste momento tal conseguido atrav s de um bloco Set Pace Sabe se por m que este bloco apenas o faz indirectamente controlando o rel gio de simula o do Simulink e sincronizando o com o rel gio do computador Este facto induz erros e o sistema n o funciona exactamente em tempo real ou seja n o apresenta a precis o adequada Este um aspecto fundamental para a integridade do sistema O estudo de meios de implementa o que conduzam a um funcionamento em tempo real exacto de muita import ncia Seria relevante o controlo de todos os m dulos atrav s de um computador central Este computador controlaria todos os outros de m dulos de forma a iniciar a simula o sem recorrer aos computadores dos m dulos do SVI Tendo em conta este facto seria importante a cria o de um Output neste computador para que o utilizador possa seleccionar a aeronave a simular assim como todos os par metros importantes para a simula o do voo Todas estas funcionalidades seriam usadas com a m xima potencialidade ap s a integra o do Cockpit Este permitiria avaliar de forma mais realista as caracter sticas do simulador assim como criar a sensa o de voo real 59 7 Bibliografia 1 Control System Design Graham C Godwin Stefan F Graebe Mario E Salgado 2000 Prentice Hall BkK am
72. o entre estes mesmos m dulos O terceiro cap tulo Din mica da Aeronave aborda o desenvolvimento do M dulo da Din mica de uma aeronave no SVI S o descritos e explicados os referenciais existentes para posteriormente na sec o seguinte se desenvolverem as equa es da din mica de uma aeronave de um ponto de vista geral S o descritos todos os blocos inerentes ao modelo da din mica da aeronave simulada assim como todas as equa es que est o impl citas a cada bloco Realiza se a descri o do conceito de controlo de voo fazendo refer ncia ao tipo de controlo utilizado para a implementa o dos pilotos autom ticos Conclu mos este cap tulo com a implementa o dos diferentes pilotos autom ticos realizando a an lise de cada um deles O quarto cap tulo Integra o da Din mica do SVI descreve como o m dulo da din mica integrado com os restantes m dulos realizada a explica o do modo de comunica o entre os v rios m dulos enunciando todos os procedimentos efectuados Descreve se a implementa o do m dulo de simula o de imagem Finaliza se com a explica o do modo como foi implementado os comandos para controlar e simular a aeronave No quinto cap tulo Avalia o Operacional do M dulo s o realizados testes para testar a validez do m dulo implementado Inicia se com o estudo sobre os v rios pilotos autom ticos implementados fazendo refer ncia aos principais par metros de voo
73. o final do SVI na fase de testes e de simula es para os pilotos 56 A figura 5 24 mostra a perspectiva do piloto durante a simula o do voo poss vel verificar que o piloto tem a imagem do cen rio exterior gerada num LCD e consegue ao mesmo tempo visualizar os pain is de instrumentos do sistema EFIS O utilizador do simulador consegue ainda controlar o m dulo do movimento Figura 5 24 Perspectiva do piloto no SVI Na figura 5 25 pode se observar o SVI em simula o onde se podem visualizar todos os m dulos em funcionamento Figura 5 25 M dulo final do SVI em simula o 57 6 Conclusoes 6 1 Conclus es Esta disserta o desenvolve o m dulo de controlo e de simula o da din mica de uma aeronave para a sua integra o num simulador de voo O objectivo proposto inicialmente conseguido e permite que o SVI se encontre actualmente em estado operacional De modo a finalizar todo o projecto proposto inicialmente este trabalho abrangeu reas para al m das estabelecidas no princ pio do trabalho Por conseguinte o m dulo de controlo e da din mica da aeronave neste simulador fica como base para futuros trabalhos dado que a sua abordagem feita de modo geral e n o espec fico Os ensaios experimentais realizados no mbito da avalia o operacional de todo o m dulo revelam se muito satisfat rios Comprova se o adequado funcionamento dos pilotos autom ticos implementados ass
74. o motor e a press o atmosf rica Normalmente para motores gen ricos a press o de trabalho do motor menor ou igual press o atmosf rica a uma dada altitude e por isso o valor do Throttle varia de 0 a 1 3 3 0 Atmosfera O bloco da Atmosfera representado na figura 3 8 respons vel pela estimativa dos par metros do ar assim com como pelas perturba es atmosf ricas resultante dos efeitos do vento Atmosphere Figura 3 8 Bloco da Atmosfera 20 O modelo da atmosfera constitu do por quatro blocos A figura 3 9 mostra estes blocos Cutputs Inputs EE MSL pstatic AGL DAT 7 rho Winds SEE ES VelB E Welw WindWel d WindRates Er cM Turbulence WindAcc WindAngRsates TurbAcc Velocitied indAngAcc Terminator Wind Shear Figura 3 9 Bloco da Atmosfera interior e Standard Atmosphere Bloco para o c lculo dos par metros do ar para a altitude da aeronave A nica entrada do bloco a altitude medida a partir no n vel m dio da gua do mar MSL As sa das do bloco s o a press o est tica a temperatura exterior a densidade do ar e a velocidade do som Estes par metros s o calculados atrav s de interpola es das tabelas para uma Atmosfera Standard 1976 e Background Wind Este bloco respons vel pelo c lculo das componentes da velocidade e da acelera o do vento no referencial local da aeronave As entradas do bloco s o as componentes da velocidade do
75. olo podem ser observadas na figura 4 7 e melhor estudadas em 12 Leme de Direc o Y Estabilizador Vertical T Leme de Profundidade Winglet Spoiler Slats Figura 4 7 Superf cies de controlo de uma aeronave O comando implemento atrav s do bloco S Function proveniente da biblioteca Aerosim 38 Este bloco identifica Joystick e devolve as v rias sa das de um joystick gen rico USB compat vel com o Windows As sa das do bloco representam os eixos do joystick e os bot es que podem assumir o valor de um ou zero conforme est o a ser pressionados ou n o respectivamente Os eixos do joystick est o parametrizados no intervalo 1 1 por conseguinte necess rio multiplicar estas sa das por ganhos de maneira a que as deflex es das superf cies de controlo operem no intervalo adequado para a aeronave a simular assim como o valor do Throttle varie no intervalo 0 1 Esta parametriza o do joystick est representada na figura 4 8 No Anexo E encontra se o joystick utilizado neste modelo assim como as fun es dos bot es implementados 42 gt y Ailerons axis Hormalize Parametriza o da JS de Entradas do Joystick Elevator axis Parametriza o de Offset E J8 dr C4 Rudder axis Parametriza o dr JS th EE Throttle axis a M Parametriza o th Button 1 Button 2 aumenta Flaps dimmi FLAPS Flaps motion Button 5 Button amp Button T Button 8 Button 9 Figura 4 8 Blocos de
76. p CD Rom edition ISBN 0139586539 2 Dynamics of Flight Stability and Control B Etkin L D Reid 1996 John Wiley amp Sons 3 Flight Stability and Automatic Control 2nd ed Robert C Nelson 1998 McGraw Hill 4 Hosman R Advani S and Haeck N Integrated Design of Flight Simulator Motion Cueing Systems Royal Aeronautical Society Conference of Flight Simulation 2002 London 5 Aircraft Control and Simulation 2nd Edition Brian Stevens amp Frank Lewis 2003 Wiley Interscience 6 HJ Farrell and M Barth The Global Positioning System amp Inertial Navigation McGraw Hill 1999 7 Branco P Introdu o aos actuadores de superf cies de comando de voo Folhas da cadeira de Sistemas de Controlo de Superf cies de Voo Instituto Superior T cnico 2004 8 MATLAB User s Guide The Math Works Inc 2007 9 Vaz L M Desenvolvimento e Integra o de um M dulo de Simula o de Movimento Master Thesis Instituto Superior T cnico 2007 10 Alves J P Desenvolvimento e Integra o do M dulo de Interface com o Piloto Master Thesis Instituto Superior T cnico 2008 11 Costa B Fonseca A Folhas da cadeira de Sistemas Avi nicos Integrados Instituto Superior T cnico 2007 12 Brederode V Fundamentos de Aerodin mica Incompress vel Edi o do Autor Instituto Superior T cnico 1997 13 Cook E Flight simulation boundaries barriers to progress or guidelines to succes
77. parametrizac o do Joystick A aeronave simulada o Navion e s o a partida definidos os valores das deflex es m ximas das superf cies de controlo Estes valores est o escritos na tabela 4 1 A frequ ncia de amostragem dos valores dos eixos do joystick assim como dos bot es do mesmo definida a 100Hz de modo a garantir fluidez e seguranca no envio de dados 30 30 Leme de direc o Throtile 1 cw op w ow ow o Hem a Ly wl EA Tabela 4 1 Intervalo de varia o das superf cies de controlo e Throttle O joystick apresenta sistema de quatro eixos vari veis continuamente por conseguinte atribui se a estes eixos os comandos principais da aeronave ou seja o leme de profundidade o leme de direc o os ailerons e o Throttle Como se pode verificar atrav s da figura 4 8 os flaps s o modelados de maneira a poderem variar continuamente no intervalo pretendido apresentado na tabela 4 1 Este controlo dos flaps conseguido atrav s de bot es do joystick uma vez que j n o poss vel implement los num eixo do mesmo No Anexo E pode verificar se o funcionamento desta superf cie de controlo 43 5 Avalia o Operacional do m dulo Neste cap tulo s o testados e avaliados todos os modelos implementados ou seja os pilotos autom ticos os modos de comunica o entre os outros m dulos do SVI e o m dulo de imagem Numa primeira fase s o testados os pilotos autom ticos do controlo da ae
78. pecto importante neste teste que se deve ter em aten o o facto de o motor saturar ou seja se os pedidos de seguimento de velocidade forem muito grandes a aeronave pode n o atingir essas velocidades visto n o possuir caracter sticas suficientes Por conseguinte deve se ter cuidado em escolher a velocidade que a aeronave deve seguir de modo a que a aeronave seja capaz de atingir esse valor de refer ncia O seguimento da velocidade de refer ncia neste teste de piloto autom tico efectuado para altitude constante No entanto como se pode observar na figura 5 8 o valor de altitude n o se mant m constante Quando a aeronave varia de velocidade a altitude tende a variar no entanto pode visualizar se na figura 5 8 que depois de estabelecida a velocidade de refer ncia a aeronave tende tamb m estabilizar a sua altitude para a refer ncia pretendida de salientar que esta altera o de altitude pouco significativa como se pode observar na figura 5 8 em que a escala da altitude est definida utilizando um intervalo de valores muito pequeno para tornar poss vel a observa o da pequena altera o sofrida pela altitude 48 Altitude da aeronave devido a varia o da velocidade 202 201 5 201 200 5 200 Altitude da Aeronave m 19955 199 0 100 200 300 400 500 600 700 800 Tempo s Figura 5 8 Variac o da altitude ao longo do voo a diferentes velocidades As deflex es das superf cies de
79. plementado para o movimento longitudinal Esta aeronave faz uma aproximac o a pista a 200 m de altitude com velocidade de 40 m s aumentado este valor de velocidade durante a descida no entanto a partir da fase de arredondamento a velocidade diminui at ser zero como se pode observar na figura 5 18 92 Varia o da velocidade ao longo da aterragem Velocidade da aeronave m s O 50 100 150 200 250 300 Tempo s Figura 5 18 Varia o da velocidade ao longo da aterragem autom tica Fr Outro par metro muito importante no estudo da aterragem autom tica a deflex o dos amortecedores quando a aeronave toca no ch o Na figura 5 19 poss vel visualizar essa deflex o Deflex o dos Amortecedores do Trem de Aterragem 0 7 Roda da frente Roda traseira esquerda zm Roda traseira direita 0 5 0 4 0 3 0 2 Deflex o dos Amortecedores m 0 1 Tempo s Figura 5 19 Varia o da deflex o dos amortecedores do trem Como se pode observar na figura 5 19 o trem traseiro da aeronave toca primeiro no ch o e s passado algum tempo que toca o trem do nariz da aeronave como seria de esperar numa aterragem normal Verifica se tamb m que a deflex o dos amortecedores maior no trem traseiro em rela o ao trem do nariz da aeronave devido s caracter sticas da suspens o Quanto varia o de Throttle foi f cil verificar que se mant m no valor zero desde o in cio da descida at ao final
80. r de pot ncia t o elevado para manter a velocidade constante O decr scimo de Throttle at ao valor m nimo explicado pela diminui o de velocidade exigida na simula o 49 varia o do Throttle Throttle 600 700 300 400 500 0 100 200 Tempo s Figura 5 10 Varia o do Throttle ao longo do voo a diferentes velocidades 5 1 3 Seguimento de Velocidade e de Altitude testado tamb m o seguimento de altitude e de velocidade em simult neo Como de esperar os valores de velocidade e de altitude s o atingidos com sucesso como se pode constatar nas figuras 5 11 e 5 12 No entanto a estabiliza o da velocidade demora mais tempo como referenciado anteriormente Figura 5 11 Simula o de voo a diferentes Figura 5 12 Simula o de voo a diferentes altitudes velocidades Nas figuras 5 13 e 5 14 observa se a deflex o das superf cies de controlo e a varia o do Throttle respectivamente A varia o do leme de profundidade mais evidenciada para este controlo sendo a varia o de Throttle muito semelhante ao demonstrado na simula o de seguimento de velocidade Figura 5 13 Deflex o das superf cies de mE Figura 5 14 Varia o do Throttle controlo 50 5 1 4 Controlo de Rumo Para o teste de controlo de rumo simula se uma traject ria com diversos segmentos e mudan as de rumo Esta simula o pode ser obser
81. r pode utilizar uma interface gr fica de modo a alterar as condi es de voo dos pilotos autom ticos sem ter de estar no ambiente Simulink Esta interface gr fica permite controlar as constantes de navega o assim como os pilotos autom ticos Al m das potencialidades de navega o que esta interface gr fica possui 10 ela tamb m permite a escolha dos tr s pilotos autom ticos concebidos ligar ou desligar os comandos e efectuar um reset simula o voltando esta posi o inicialmente definida Na figura 5 23 visualiza se esta interface gr fica relativamente aos pilotos autom ticos e ao comando de controlo da aeronave visto os outros par metros da interface gr fica j terem sido estudo de outra tese 10 Autopilots Attitude ft Heading 7 Speed kt 7 kinua Ge Manual L hitanual ILS EE F1 L P4 Dr dr oe We Off Scale HO Nh Figura 5 23 Interface gr fica para a escolha dos pilotos autom ticos e comando Neste momento o m dulo da din mica da aeronave encontra se interligado com os v rios m dulos o que torna poss vel realizar testes de operacionalidade do SVI usando todas as potencialidades desenvolvidas at este momento O simulador permite simular condi es de voo espec ficas definidas pelo piloto Simultaneamente o piloto pode a qualquer momento interagir no simulador controlando a aeronave com as suas instru es As figuras 5 24 e 5 25 mostram o aspect
82. ra Este e o Z para o centro da Terra como vis vel na figura B 3 Te Figura B 3 Referencial NED A passagem deste referencial para o RPY realiza se atrav s da sequ ncia de rota es v 0 e em torno dos eixos respectivos Assumindo que o eixo Z nos dois referenciais assume a mesma direc o basta realizar uma transla o B 1 3 Sistema WGS84 O modelo WGS84 define um elips ide com o eixo maior a e um menor b como na tabela B 1 As coordenadas de um ponto P a superf cie dadas pela latitude A longitude q e altitude h Os par metros da elipse e a sua excentricidade e s o dados pelas express es B 1 e B 2 Eixo maior a 6378137 0m Eixo menor b 6356752 314245 m Tabela B 1 Parametros WGS84 6 B 1 4 Convers o de referenciais ECEF para NED Recorrendo excentricidade da elipse e latitude do ponto consegue se obter a dist ncia normal superf cie da terra ao eixo z dada por N A em B 3 a UE y 1 e sin A B 3 Torna se ent o poss vel saber o valor das coordenadas do ponto P no referencial cartesiano x h N cos A cos db B 4 y h N cos A sin db B 5 z h 1 e7 N sin A B 6 Ap s a transforma o para coordenadas cartesianas transforma se estas para o que ser o centro do referencial NED dado pelos pontos x0 y0 z0 em B 7 x x0 x y d Z ZO Com a latitude A e longitude basta realizar as respectivas rota es sobre os eixos a
83. rav s do algoritmo de simula o do movimento 9 para que a din mica da aeronave seja traduzida em movimentos da plataforma utilizada pelo SVI 38 Na figura 4 3 pode observar se o esquema utilizado para o envio de dados Pack Ang Rates Figura 4 3 M dulo de envio de dados para o modulo do Movimento Send Ang Acc Linear Acc Euler Angles Os dados s o inicialmente selecionados por um bloco de forma a que s sejam enviados os dados necess rios para este m dulo e de seguida passam por um bloco denominado Pack para os compilar Os dados s o compilados em formato Double para que o dado a enviar seja tratado como um n mero real ou seja com parte inteira e fracion ria O bloco Send o bloco que estabelece o protocolo UDP e que envia os dados neste bloco que se define o IP de destino a porta de destino e a frequ ncia de envio No Anexo G encontram se os par metros utilizados no bloco Send Realiza se tamb m uma configura o de IP nos computadores do SVI para que o IP de cada computador esteja predefinido Por conseguinte imp e se uma base sendo s alterado o ltimo digito que corresponde ao numero do computador ou seja a base 192 168 1 x sendo x o n mero do computador em quest o O algoritmo de recep o de dados no m dulo de movimento de forma semelhante ao de envio mas neste caso pela ordem inversa ou seja os dados s o recebidos atrav s de um bloco Receive semelhante ao utilizado no
84. reram incidentes devidos a turbul ncia em ar limpo clear air turbulence e outros tipos de turbul ncia severa tal como rajadas e t m fornecido mais estrat gias ben ficas de controlo e melhorias em termos de procedimentos operacionais Neste tipo de estudos o sistema de movimento tem de ser capaz por exemplo de produzir vibra es que impossibilitem o piloto de ler os instrumentos 2 3 Vantagens dos simuladores Tendo em conta as diversas reas de aplica o e as diferentes qualidades espec ficas do simulador de voo v rias s o as vantagens que podem ser mencionadas quando comparado com o voo real 16 Custo beneficio Apesar do investimento inicial e tendo em conta o custo de opera o um simulador de voo tem custos de ordem de grandeza muito menor do que a maioria das aeronaves reais Para al m disso treinar e efectuar estudos num simulador em alguns casos mais vantajoso Requisitos de seguran a O simulador permite realizar treinos de condi es muito diversas e perigosas poss veis em voo real de uma forma segura Permitem confrontar os pilotos com os melhores procedimentos operacionais para circunst ncias anormais aumentando a seguran a dos voos Pilotos inexperientes podem adquirir um conjunto de compet ncias motoras e procedimentos necess rios evitando o risco de o fazerem no ar Diversos e potenciais erros de desenho podem ser detectados em antecipa o Torna poss vel a an lise de acidentes em
85. rio nome designa calcula e define todos os par metros da Terra Este bloco est representado na figura 3 10 Este modelo constitu do por quatro blocos respons veis pelo c lculo de todos os par metros enunciados atr s como se pode observar na figura 3 11 Inputs Position O DCM a a Ground Alt Li Figura 3 10 Bloco da Terra Rmeridian Rinormal ES Position R E MSLARA emt am GndAlt AGLAI Ground Detection Position MELAR Position Wag Fieic DCM ECEF Position Figura 3 11 Bloco da Terra interior 22 LA E o E E Es n E gt T gt D r e gt Ci el Di el EL il in t e d I Cd m nm e WGS 84 Bloco que calcula o raio da Terra e a gravidade para a posi o da aeronave Este bloco usa as equa es e os coeficientes do modelo da terra WGS 84 32 re 1 2 Rmeridiano 3 3 31 1 2 sin p 2 r Rnormal AN 3 32 1 e sin p 2 Reguiv Rmeridiano normal 3 33 1 9 sin py 9 Iwgso 3 34 1 e4 sin DZ Onde r o raio da Terra no Equador e vale 6378137 m a excentricidade da Terra e tem o valor de 0 0818191908426 gwcs a gravidade no Equador e vale 9 7803267714 m s Iwcs constante da f rmula da gravidade e tem o valor de 0 00193185138639 e q a latitude da posi o da aeronave e EGM 96 Bloco respons vel pelo c lculo da altitude da aeronave acima do n ve
86. rior No primeiro caso com base nos dados obtidos da din mica actualizada a informa o dispon vel nos instrumentos constru dos em OpenGL No segundo caso para a gera o e actualiza o da imagem adequada posi o da aeronave recorre se ao simulador de voo open source FlightGear 40 O objecto de estudo da presente tese o m dulo de simula o da din mica de uma aeronave Os restantes m dulos foram j desenvolvidos paralelamente a este constituindo cada um deles a tem tica de estudo de outras teses 9 e 10 2 5 Comunica o entre os m dulos A comunica o entre os m dulos estabelecida atrav s de liga o Ethernet entre todos os computadores utilizados fazendo uso de um Hub de rede Utiliza se o User Datagram Protocol UDP O protocolo UDP normalmente utilizado por aplica es que exigem um transporte r pido e cont nuo de dados entre equipamentos Enquanto no protocolo TCP dada prioridade conex o e chegada correcta dos dados ao ponto de destino o UDP n o verifica a recep o e integridade dos dados enviados No entanto a maior simplicidade do UDP faz com que este protocolo apresente ganhos na velocidade de transmiss o e recep o de dados algo que no presente caso tem extrema import ncia 10 3 Din mica da Aeronave Para escrever as equa es do movimento necess rio primeiro definir os referenciais utilizados assim como a nomenclatura associada 3 1 Referenciais Para
87. ronave Componente Norte da posi o da aeronave Componente Este da posi o da aeronave Altitude da aeronave MSL For a externa aplicada no centro de gravidade Momento externo aplicado em torno do centro de gravidade Velocidade no ar do centro de gravidade Momento angular Tensor de in rcia Velocidade angular Velocidade angular de rolamento Velocidade angular de picada Velocidade angular de guinada Momento de rolamento Momento de picada Momento de guinada Velocidade de ar no referencial da aeronave For a de resist ncia For a lateral For a de sustenta o Press o din mica Densidade do ar ngulo de ataque ngulo de derrapagem N mero de Mach Velocidade do som Coeficiente de sustenta o Coeficiente de resist ncia xii Fprop Mprop Coeficiente de for a lateral Coeficiente de momento de picada Coeficiente de momento de rolamento Coeficiente de momento de guinada Velocidade verdadeira True Airspeed da aeronave Temperatura exterior Outside Air Temperature Press o est tica Press o interna do colector de admiss o do motor Manifold Absolute Pressure Velocidade do motor Quantidade de combust vel da aeronave Raz o de avan o Coefficient of Thrust do motor Coefficient of Power do motor For a gerada pela h lice do motor Momento criado pela h lice do motor xili 1 Introdu o 1 1 Enquadramento O Simulador de Voo de Investiga o SVI um projecto do Instituto S
88. ronave implementados na sec o 3 5 efectuando o estudo dos diversos par metros relevantes da aeronave de forma a avaliar a operacionalidade dos mesmos De seguida s o abordados os m todos para estabelecer e testar os modos de comunica o de forma a validar todo o modelo desenvolvido Por ultimo dada uma perspectiva final do SVI indicando todas as potencialidades deste simulador 5 1 Testes dos Pilotos Autom ticos Com os pilotos autom ticos implementados poss vel controlar o movimento longitudinal e lateral da aeronave Atrav s do movimento longitudinal controla se a velocidade e a altitude independentemente ou em simult neo O movimento lateral utilizado apenas para controlar o rumo da aeronave Para o c lculo dos controladores K necess rio definir uma condi o de voo da aeronave Por conseguinte estabelece se os par metros de voo iniciais ou de refer ncia Trim apresentados na tabela 5 1 Velocidade Altitude Massa de combust vel Tabela 5 1 Par metros iniciais de voo da aeronave Para o movimento longitudinal a matriz K tem o seguinte valor K zip 0 0007 0 0301 0 3197 2 5323 Ro SUM 0 2099 0 0037 0 0655 0 7697 0 0453 As entradas desta matriz correspondem ao vector de estados em que as colunas da matriz 5 1 correspondem aos estados u w q 0 h a realimentar e por sua vez as duas linhas equivalem ao vector de entradas 6 6 Para o movimento lateral a matriz K tem o
89. s In Proc Flight Simulation Expanding the boundaries pages 4 1 4 10 The Royal Aeronautical Society 1997 60 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 Kim S H Shin H P In W S and Kim J Design of a 6 D O F Flight Simulator Based on a Full Spinning Parallel Mechanism Platform AIAA Modeling and Simulation Technologies Conference and Exhibit 2005 AIAA 6105 San Francisco California Stroosma O Paassen H and Mulder M Using the SIMONA research simulator for human machine interaction research AIAA Modeling and Simulation Technologies Conference and Exhibit 2003 AIAA 5525 Austin California Skans N S and Barnes A G Fifty years of success and failure in flight simulation In Proc 50 Years of Flight Simulation pages 1 24 The Royal Aeronautical Society 1979 Telban J R and Cardullo F M Motion Cueing Algorithm Development Human Centered Linear and Nonlinear Approaches 2005 NASA CR 213747 NASA Langley Research Center Hampton VA Koekebakker S H Model based control of a flight simulator motion system PhD thesis Delft University of Technology 2001 NASA VMS http www ffc arc nasa gov vms vms html TU Delft SIMONA http www simona tudelft nl Giovannetti D P NASE AMES Research Center Simulation Laboratories NASA Ames Research Center 2003 Conijn C Developments in high quality motion systems for flight and drivi
90. s o interior leeren 19 Figura 3 8 Bloco da Atmosierg eee eee errar renas erre 20 Figura 3 9 Bloco da Atmosfera mieror eee eee errar ecra 21 Figura 3 10 Bloco da WE EE 22 Figura 3 11 Bloco da Terra mtenor m mme nme mn nnne 22 Figura 3 12 Bloco da In rcia da Aeronaue sss nnne nnns 24 Figura 3 13 Bloco do Trem de Aterragem da Aeronave cece eeae eee 24 Figura 3 14 Bloco da Acelera o Total da Aeronave serena 25 Figura 3 15 Bloco do Momento Total da Aeronave seres 26 Figura 3 16 Bloco das Equa es do Movimento serraria 26 Figura 3 17 Bloco das Equa es do Movimento Imteror eee e eee eee eeeeeeee eee eeaes 27 Figura 3 16 Bloco dos ee EE 29 Figura 3 19 Actuadores para as superf cies de controlo sese 30 Figura 3 20 Aeronave como sislemzg ccc e esc e eee ee eect cess esses eeeeeeeseesatessaneeannerenensanes 31 Figura 3 21 Sistema de controlo gen rico para os pilotos autom tcos ence eee eees 33 Figura 3 22 Piloto autom tico de controlo longitudinal sees 34 Figura 3 23 Piloto autom tico de controlo aieral errar rrenan 35 Figura 4 1 Esquema do sistema de interliga o entre os computadores do SVI 37 Figura 4 2 M dulo Central do S VL uu re Exon uu Ea Eni aaa asda brad is End 38 Figura 4 3 M dulo de envio de dados para o m dulo do Movimento 39 Figura 4
91. s do MATLAB No bloco Generate Run Script que est dentro do esquema do m dulo de simulac o de imagem dever introduzir se os dados do aeroporto a simular ou da posi o da aeronave De seguida carrega se no bot o Generate Script e pode abrir se o FlightGear atrav s do Matlab Inicializar o M dulo do movimento Este m dulo inicia se com a execu o do ficheiro MDA m Ap s esta inicializa o aparecer uma janela de interface gr fica para o utilizador Deve carregar se no bot o START em seguida Engage e por fim Ready Depois desta inicializa o a plataforma est preparada para comecar a receber valores do m dulo da din mica Inicializar o M dulo da Din mica introduzindo as condic es de voo desejadas Abrir o ficheiro Modelo m onde devem ser introduzidas as condic es iniciais do voo assim como as condi es da fun o Trim caso se deseje pilotos autom ticos Ap s a configurac o das caracter sticas de voo deve executar se este ficheiro O modelo Simulink assim como a interface gr fica para o controlo do comando ou dos pilotos autom ticos aparecer o na janela do computador Inicializar a simulac o Para inicializar a simulac o ap s o SETUP de todos os par metros e condic es de voo desejadas necess rio inicializar os m dulos atrav s da op o START Por conseguinte deve inicializar se o m dulo da imagem em seguida o m dulo de interface com o piloto e por fim o m dulo da din mica j que o m
92. senvolvida num bloco que modela a evolu o dos par metros da aeronave tais como a massa a posi o do centro de gravidade CG e os momentos de in rcia Este bloco est representado na figura 3 12 Aircraft Inertia Figura 3 12 Bloco da In rcia da Aeronave Este bloco integra o consumo de combust vel para obter os par metros de in rcia enunciados atr s As entradas do bloco s o a percentagem de consumo de combust vel e o Reset comando respons vel pelo reiniciar da simula o As condi es iniciais para a integra o s o obtidas atrav s dos par metros definidos no Script inicial Os momentos de in rcia assim como a posi o do centro de gravidade s o calculados atrav s de interpola es lineares entre os par metros de in rcia da aeronave vazia e cheia com passageiros cargas e combust vel 3 3 6 Trem de Aterragem O trem de aterragem desenvolve for as e momentos que devem ser somados s equa es do movimento para uma simula o mais coerente de um modelo de uma aeronave quando se pretende incluir as fases de aterragem ou descolagem Por conseguinte existe um bloco para modelar o trem de aterragem da aeronave e assim calcular as for as e momentos causados pelo pr prio Este bloco n o existe originalmente na biblioteca Aerosim no entanto foi adicionado permitindo uma simula o mais pr xima da realidade da din mica da aeronave nomeadamente para a descolagem e aterragem Na figura 3 13 es
93. sistema encontra se operacional Na sec o seguinte s o referidos alguns temas relevantes directamente relacionados com o trabalho apresentado com interesse para futuros desenvolvimentos 58 6 2 Sugest es para trabalho futuro Dado que o SVI tem como objectivo a cria o de um instrumento de investiga o e aplica o de conhecimentos na rea de aeron utica importante dar continuidade ao projecto Ao longo desta sec o s o mencionados assuntos que devem ser alvo de futuros trabalhos Relativamente ao m dulo de imagem seria importante um maior desenvolvimento deste de forma a tornar poss vel a projec o da imagem em v rios ecr s conseguindo assim uma vis o no interior do cockpit de 180 dando ao piloto um cen rio de voo mais pr ximo da realidade Apesar dos bons resultados obtidos nos testes dos pilotos autom ticos ser sempre til proceder ao seu desenvolvimento nomeadamente realizar um escalamento de ganhos para v rias condi es de voo Um tema interessante para futuros trabalhos ser o desenvolvimento de um m dulo de turbul ncia capaz de gerar e simular condi es ambientais extremas Deste modo o piloto poder testar as potencialidades da aeronave assim como a sua agilidade para pilotar nestas condi es Neste momento apenas est implementada a din mica de uma aeronave o Navion Seria de import ncia extrema a cria o de uma base de dados com v rias din micas de diferentes aeronaves de mod
94. situar a aeronave necess rio considerar os diferentes sistemas de coordenadas usados para referenciar geograficamente um corpo ou um ve culo Como se pode observar na figura 3 1 os sistemas de coordenadas consistem em tr s eixos ortogonais entre si 6 Fitch Rota o terrestre k x Polo A Roll E i A Oo a7 7 a m fd Meridiano de Ss d T X vc e EP Ze Ne d R Greenwich E y Ki TS Eixo de navega o TE geogr fico local Plano meridiano Eixo inercial Xi local SU ET p Ki Eixo terrestre SCH Plano equatorial Figura 3 1 Sistemas de coordenadas Segundo 6 os referenciais mais usados s o Sistema ECEF Earth Centered Earth Fixed A sua origem encontra se no centro de massa da Terra e o seu eixo X passa na intersec o entre a linha do equador e o meridiano de Greenwich O eixo Z passa pelo p lo norte e o seu eixo Y orientado seguindo a regra da m o direita Sistema LLA Latitude Longitude Altitude A origem do sistema o centro de massa da Terra O Primeiro Meridiano e o Equador s o as refer ncias a partir das quais se definem a latitude e a longitude A latitude Geod sica definida como sendo o ngulo entre o plano equatorial e a normal superf cie do elips ide de refer ncia A longitude geod sica corresponde ao ngulo entre o plano definido pelo Primeiro Meridiano e outro meridiano Por fim a altitude geod sica dada pela dist ncia desd
95. st vel com um bom seguimento entre a entrada de refer ncia e a sa da de modo a que se consiga uma din mica r pida e correcta na resposta aos comandos do piloto ou no seguimento das refer ncias 33 3 5 Pilotos Autom ticos O controlo da aeronave obtido por um sistema de controlo de realimenta o em servomecanismo atrav s dos ganhos K obtidos pelo LQR como referido anteriormente Este controlo dividido em dois controlos diferentes sendo um correspondente ao controlo longitudinal e outro ao controlo lateral da aeronave Como os controladores s o implementados de forma independente em seguida realiza se uma an lise detalhada de cada controlador 3 5 1 Controlo Longitudinal No controlo longitudinal os estados a controlar em servomecanismo foram a velocidade e a altitude Para uma determinada velocidade ou altitude de refer ncia a aeronave segue esses valores atrav s do controlo do leme de profundidade e do Throttle dando as entradas necess rias para o sistema convergir para essas velocidades e altitudes de refer ncia Os outros estados do movimento longitudinal s o controlados por uma realimenta o no anel interior do sistema atrav s do ganho correspondente para esses estados Na figura 3 22 observa se o controlador desenvolvido para o controlo longitudinal da aeronave Pode visualizar se o controlo de realimenta o assim como o controlo em servomecanismo para as entradas de refer ncia pretendidas Neste tipo de
96. t representado o bloco respons vel pela gera o das for as e momentos do trem de aterragem Landing Gear Figura 3 13 Bloco do Trem de Aterragem da Aeronave 24 Este modelo desenvolvido de modo semelhante para as tr s rodas da aeronave ou seja para um trem convencional sendo a for a e o momento total a soma de cada uma das componentes do trem Os par metros definidos no Script inicial s o a posi o de cada roda do trem a espessura da superf cie de contacto o coeficiente de amortecimento o coeficiente de atrito ao longo dos eixos X e Ye a for a normal m xima A for a de atrito pode ser calculada da seguinte forma Fatrito H Ry 3 38 Em que Ry a for a normal ao solo e u o coeficiente de atrito do pneu na superficie de contacto O sistema foi desenvolvido com base na teoria de um sistema massa mola onde s o calculadas as for as laterais longitudinais e perpendiculares de cada roda Ap s o c lculo da respectiva for a calcula se o respectivo momento causado pela for a de atrito Este momento dado pela multiplica o da for a pelo bra o sendo este bra o a dist ncia perpendicular do centro de gravidade da aeronave ao ponto de aplica o da for a A roda do trem do nariz da aeronave pode rodar em torno do eixo vertical de modo a possibilitar a aeronave a mudar de direc o no ch o A direc o da roda depende ent o de uma entrada espec fica do modelo 3 3 7 Acelera o Tot
97. ta o e com determinadas condi es atmosf ricas e de velocidade 18 Control Outof Fuel FuelFloa EngCoeff MAP AF FF ESFC Power Windaxecs Vel PropCoeff LLCT CP RST GA Propulsion System Figura 3 6 Bloco do Sistema de Propulsao A equa o diferencial que descreve a din mica do sistema de propuls o Long Iprop JUL Meng Mprop 3 25 Esta equa o integrada computacionalmente e calcula a velocidade de rota o da h lice do motor n Onde Teng o momento de in rcia do motor Iprop o momento de in rcia da h lice Men o momento do motor e Mprop momento da h lice da aeronave Este sistema de propuls o usado para modelos n o lineares de aeronaves para o c lculo das for as e momentos que est o a ser aplicadas Este modelo de propuls o depende dos controlos do motor das condi es atmosf ricas altitude e velocidade Os par metros do bloco do sistema de propuls o s o definidos no Script inicial e v o depender do tipo de motor assim como do tipo de h lice A propuls o definida por dois blocos principais o Fixed Pitch Propeller o qual est relacionado com as caracter sticas da h lice e o Piston Engine onde se definem todas as caracter sticas do motor Estes blocos podem ser observados na figura 3 7 Control SP add P Fprop double tee PO me uet neo de Dad Product agit Type Conversion Mprop a cil Piston Engine T p 4 Fu
98. tudinal como para o controlo lateral e permite que o modelo siga uma entrada de refer ncia entrada esta que depende do tipo de piloto autom tico desejado Valor Refer ncia Yref K servomecanismo Kr Actuadores Modelo da aeronave K realimenta o Kc Figura 3 21 Sistema de controlo gen rico para os pilotos autom ticos O sistema de controlo para os pilotos autom ticos um sistema de realimentac o em servomecanismo O sistema de servomecanismo anel exterior actua sobre o erro entre o valor efectivo da sa da e o valor de refer ncia desejado No sistema de controlo por realimentac o anel interior as sa das do sistema s o controladas pela ac o da matriz K de realimentac o e s o subtra das entrada de refer ncia de modo a que permita controlar a sa da do sistema e aumente a estabilidade A equac o deste modelo definida da seguinte forma U Uo K y m Vref K X xum 3 62 A identifica o das vari veis est de acordo com a figura 3 21 de salientar que neste controlo s o subtra das s sa das os par metros iniciais calculadas pelo Trim de forma a que o sistema de controlo actue apenas no valor do estado No final da realimentac o s o somados os valores dos par metros iniciais calculados pelo Trim obtendo o vector de entradas U para realimentar o sistema como se pode analisar atrav s da figura 3 21 O sistema de controlo em anel fechado garante um funcionamento e
99. ude Para o teste de seguimento de altitude simula se um voo a diferentes altitudes capaz de demonstrar que a aeronave consegue manter altitude e efectuar subidas e descidas para valores predefinidos Este teste realizado para uma velocidade constante de 50 m s embora nas subidas e descidas haja uma pequena varia o do valor da velocidade Na figura 5 3 observa se um voo a diferentes altitudes predefinidas pelo piloto Simula o de voo a diferentes altitude 450 400 Altitude rn LO LO ce en e e M e e 200 150 50 100 150 200 250 300 350 400 450 Tempo s Figura 5 3 Simula o de voo a diferentes altitudes Para este teste imposto que a aeronave suba dos 200 m de altitude para os 400 m de seguida mantenha esta altitude e posteriormente des a at aos 300 m onde deve manter este valor at ao final da simula o imposta uma raz o de subida para esta aeronave de maneira a que simula o seja o mais real poss vel Por conseguinte a raz o de subida imposta de 120 metros por minuto um valor comum para este tipo de aeronaves 45 De seguida pode observar se na figura 5 4 a varia o da velocidade ao longo do circuito vertical de mudan a de altitude A velocidade da aeronave imposta de forma a que se mantenha constante e de valor igual a 50 m s no entanto este valor sofre uns pequenos desvios A velocidade decresce quando a aeronave inicia a subida volta a aumentar para o valor estabi
100. uperior T cnico IST sugerido como Tese de Mestrado Integrado a um grupo de alunos de Engenharia Aeroespacial O simulador est a ser desenvolvido de raiz nas instala es do Pavilh o de Mec nica Ill do IST e o seu desenvolvimento assenta em quatro reas distintas tamb m conhecidas como m dulos do simulador Esta tese desenvolve uma dessas reas mais concretamente o m dulo de controlo da din mica da aeronave Actualmente j se encontram desenvolvidos dois m dulos os quais foram objecto de estudo de duas disserta es de mestrado 9 e 10 Estes m dulos est o em estado operacional de forma a serem integrados no m dulo que apresentado ao longo desta disserta o Atrav s de um algoritmo de sugest o de movimento implementado e com um protocolo de comunica o espec fico j poss vel reproduzir diversos movimentos na plataforma do SVI a qual se pode observar na figura 1 1 Figura 1 1 Plataforma de movimento do SVI As duas reas aqui desenvolvidas consistem na implementa o do modelo da din mica da aeronave a simular e na gera o do ambiente exterior ao cockpit A din mica da aeronave gerada atrav s das suas equa es de movimento tendo em conta fen menos aerodin micos propulsivos e condi es atmosf ricas a simular O ambiente exterior recriado utilizando um software open source para gerar ambientes gr ficos 3D Pretende se que ap s todas as reas estarem conclu das o simulador est
101. uzido para dar a sensa o de voo ao piloto Para a cria o deste ambiente utiliza se o FlightGear 40 visto consistir num projecto aberto que permite modifica es para o melhoramento do cen rio a simular Um dos desejos principiais deste projecto persuadir a comunidade de utilizadores de forma a aumentar e melhorar as capacidades do simulador o FlightGear oferece uma vasta gama de reas de trabalho Para se gerar a imagem o m dulo central do SVI envia os dados para o M dulo de Imagem e este por sua vez envia os dados para o FlightGear para a cria o da mesma A interface com o simulador FlightGear inclu da na biblioteca Aerospace Blockset do Simulink unidireccional para a transmiss o do Simulink para o FlightGear usando o protocolo de troca de dados em bin rio net fdm inserido no FlightGear Os dados s o transmitidos via UDP para o IP do computador respons vel da gera o de imagem visto que para melhores performances recomendada a separa o dos computadores entre o Matlab e as aplica es do FlightGear uma vez que qualquer uma destas aplica es coloca uma carga significativa no CPU Na figura 4 6 mostra se o esquema utilizado para o envio dos par metros necess rios gera o de imagem Como se pode observar os dados enviados s o de posi o e orienta o da aeronave ou seja longitude latitude altitude e ngulos de Euler FlightGear inputs Data Type Conversion Position and Euler angles
102. vada na figura 5 15 Varia o de Rumo da aeronave no referencial NED 6000 O sra AAA sardi earum nis ebe ON ue NOR MD r n I e e e Direce o Morte m Qu o e e h ce ce e T o ce e e 2000 4000 6000 8000 10000 12000 Direc o Este m Figura 5 15 Simula o de voo a diferentes rumos Na figura 5 15 est representada a traject ria da aeronave no referencial NED Inicialmente o rumo da aeronave de 90 direc o Este passando depois para Nordeste e para direc o Norte ou seja 180 e de seguida volta para a direc o Este No final da simula o feita uma mudan a de rumo de forma continua Como se pode observar o piloto autom tico implementado para o controlo de rumo eficaz fazendo com que a aeronave adquira o rumo pretendido para a simula o O controlo de rumo est implementado para o movimento lateral da aeronave por conseguinte as entradas que s o realimentadas pelo sistema de controlo s o o leme de direc o e os ailerons Na figura 5 16 pode visualizar se a deflex o destas superf cies de controlo durante a simula o do voo a diferentes rumos Leme de profundidade Aileron Leme de direc o Deflex o das superf cies de controlo 150 200 Tempo s Figura 5 16 Deflex o das superf cies de controlo ao longo do voo a diferentes rumos Como se pode observar atrav s da figura 5 16 o leme de direc o e os ailerons sofrem grand
103. valor 0 1120 2 1044 0 9721 0 5003 BEE 0 3168 0 3324 2 4254 0 5425 0 0163 Para este movimento as colunas da matriz correspondem aos estados v pr q W e as Kat 5 2 linhas correspondem respectivamente ao vector de entradas 6 ol Os pilotos autom ticos implementados s o conseguidos atrav s de uma realimenta o em servomecanismo tal como abordado no cap tulo 3 Estes sistemas de controlo seguem uma dada refer ncia imposta pelo piloto 44 Para que o sistema estabilize s o necess rios dez segundos ap s o in cio da simula o por conseguinte s s o impostos ao sistema entradas de refer ncia ap s este tempo de estabiliza o Nas figuras 5 1 e 5 2 pode observar se a estabiliza o da altitude e da velocidade Observa se que o sistema estabiliza mais rapidamente para a altitude do que para a velocidade Este tempo de estabiliza o maior da velocidade deve se a um erro est tico que pode ser anulado com um integrador no entanto visto ser um erro pouco significativo e como a estabiliza o ocorre num curto intervalo de tempo n o h necessidade de aprofundar este assunto podendo no entanto vir a ser aperfei oado num futuro trabalho do SVI T T T T LI EL 3 E mu D S z C Ea Tempo 5 Tempo 5 Figura 5 1 Estabiliza o de altitude Figura 5 2 Estabiliza o de velocidade Posteriormente s o apresentados os testes efectuados para cada caso 5 1 1 Seguimento de Altit
104. vento no referencial NED e a matriz dos co senos directores DCM O bloco aplica a transforma o inercial ou geogr fica para o referencial da aeronave atrav s da matriz de rota o e Turbulence Bloco que define o modelo de turbul ncia de Von Karman Neste bloco aplicada turbul ncia de Von Karman atrav s de filtros de 3 fontes de ru do branco para as componentes longitudinal lateral e vertical Os par metros do filtro dependem da intensidade do vento e da altitude da aeronave O bloco devolve os valores da velocidade e da acelera o de turbul ncia no referencial da aeronave e Wind Shear Bloco para o c lculo das velocidades e acelera es angulares do vento no referencial local da aeronave causadas pela varia o no tempo e espa o da velocidade do 21 vento e turbul ncia As varia es de velocidade e acelera o consideradas s o para a picada e guinada A varia o da picada e da guinada devido ao vento pode ser calculada respectivamente atrav s das equa es 1 iW wi Qwind wind 3 29 Ugeronave dt 1 AV ys wind wind 3 30 u dt aeronave As acelera es para a picada e guinada s o calculadas computacionalmente atrav s da derivada em ordem ao tempo das velocidades angulares 3 3 4 Terra De seguida explicado o modelo que determina a forma da terra a gravidade e o campo criado pela mesma Este modelo designado e representado pelo bloco Earth Terra pois como o pr p
105. voo a diferentes velocdades 0 cece eceecc eee eeeeeeaeeeaeeeeeeeaeeeaes 50 Figura 5 13 Deflex o das superf cies de controlo errar 50 Figura D14 Varia o do TOM aaa ei ERR HIE die Resume tno eir ad Unete ER A 50 Figura 5 15 Gumulac 0odevooadierentesrumos ccc eece ence eeeeeeeeeaeeeseesaeeeneeaneenes 51 Figura 5 16 Deflex o das superf cies de controlo ao longo do voo a diferentes rumos 51 Figura 5 17 Alemagem automall6g success nissan ii et visu asas De baga doo spei pP aber rad ee di ee cese 52 Figura 5 18 Varia o da velocidade ao longo da aterragem autom tica 53 Figura 5 19 Varia o da deflex o dos amortecedores do irem iii 53 Figura 5 20 HubD utlizado NOS EE 54 Figura 5 21 Sistema EFIS dO SV lisina dia 55 Figura 5 22 Modo simula o de mmmagem cece eeeeeeeeeeeeeeeeeaeeeeeeeaeegeeeeaeeeanenaeeages 55 Figura 5 23 Interface gr fica para a escolha dos pilotos autom ticos e comando 56 Figura 5 24 Perspectiva do piloto no GV 57 Figura 5 25 M dulo final do SVI em simulac o sess 57 Figura B 1 Referencial da aeronaveHhy 66 Figura B 2 ngulos de ataque e dertapagem ii 66 Figura B 3 Referencial INED asia aten oU xs Deu seus fai ico 67 Figura BA Modelo elips ide WGS84 eretas rare 68 Figura E 1 Joystick UZAO id 79 Figura G 1 Par metros do bloco Send 81 Fi

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