Desenvolvimento de um VeÃculo Aéreo Não-Tripulado - LARA ...
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à presença da realimentação. E através do mo<strong>de</strong>lo <strong>de</strong> baixa or<strong>de</strong>m obtido, o projeto <strong>de</strong> <strong>um</strong><br />
controlador do tipo PID po<strong>de</strong>rá ser feito <strong>de</strong> maneira relativamente simples.<br />
A <strong>de</strong>svantagem é a tendência <strong>de</strong> instabilida<strong>de</strong> do processo, evi<strong>de</strong>nciado nas Seções 7.5.2 e<br />
7.5.3.1, principalmente quando a or<strong>de</strong>m do mo<strong>de</strong>lo i<strong>de</strong>ntificado é muito maior ou menor do que<br />
<strong>de</strong>veria ser.<br />
6.5.3.2 Mo<strong>de</strong>lo FIR<br />
Para contornar o problema da instabilida<strong>de</strong> do mo<strong>de</strong>lo i<strong>de</strong>ntificado e da i<strong>de</strong>ntificação dos<br />
parâmetros, utilizamos <strong>um</strong> mo<strong>de</strong>lo FIR. A or<strong>de</strong>m do sistema i<strong>de</strong>ntificado <strong>de</strong>ve ser <strong>de</strong> or<strong>de</strong>m relativamente<br />
elevada para compensar a falta <strong>de</strong> realimentação. Porém o controle <strong>de</strong> <strong>um</strong> processo<br />
representado da forma FIR requer maior estudo, visto que técnicas clássicas e <strong>de</strong> fácil implementação<br />
não se aplicam a mo<strong>de</strong>los <strong>de</strong> or<strong>de</strong>m elevada.<br />
Resultados para esse tipo <strong>de</strong> i<strong>de</strong>ntificação serão mostrados na Seção 7.5.3.2.<br />
6.5.4 Mo<strong>de</strong>lo não linear baseado em velocida<strong>de</strong>s angulares<br />
Para fazer o controle da aeronave, os estados mais importantes são os ângulos e velocida<strong>de</strong>s<br />
angulares, pois com esse conjunto <strong>de</strong> estados é possível <strong>de</strong>screver a atitu<strong>de</strong> do avião, e com base<br />
nas relações <strong>de</strong> entradas e saídas é possível posicioná-lo <strong>de</strong> forma que ele c<strong>um</strong>pra <strong>um</strong> modo <strong>de</strong><br />
voo específico, como por exemplo, angulação constante nula (modo <strong>de</strong> voo <strong>de</strong> cruzeiro) ou <strong>um</strong>a<br />
angulação <strong>de</strong> arfagem constante (modo <strong>de</strong> voo <strong>de</strong>colagem).<br />
Escrevendo o mo<strong>de</strong>lo retirado <strong>de</strong> [84] na forma <strong>de</strong> espaço <strong>de</strong> estados:<br />
ṗ =<br />
1<br />
I x I z − Ixz<br />
2 {I z [L + (I y − I z )qr] + I xz [N + (I x − I y + I z )pq − I xz qr]} (6.15)<br />
˙q = 1 I y<br />
[M + pr(I z − I x ) + (r 2 − p 2 )I xz ] (6.16)<br />
ṙ =<br />
1<br />
I x I z − Ixz<br />
2 {I x [N + (I x − I y )pq] + I xz [L + (I y − I x − I z )qr − I xz pq]} (6.17)<br />
Aon<strong>de</strong> p, q e r são as velocida<strong>de</strong>s angulares em x, y e z repectivamente, I são os momentos <strong>de</strong><br />
inércia relativa aos ângulos <strong>de</strong> seus subíndices. L, M e N momentos aerodinâmicos em x, y e z.<br />
Relacionando os momentos com as entradas:<br />
L = L p p + L r r + L δa δ a + L δr δ r L δth δ th (6.18)<br />
M = M q q + M δe δ e + M δth δ th (6.19)<br />
N = N p p + N r r + N δa δ a + N δr δ r N δth δ th (6.20)<br />
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