Para melhorar a estratégia de controle de decolagem e pouso de uma aeronave de dois rotores basculantes, foi projetado o controlador de decolagem e pouso no sistema de controle de voo e realizados experimentos de validação de voo. Primeiramente, com base nas equações dinâmicas não lineares da aeronave, estudou-se o efeito das forças generalizadas e dos fatores não lineares acoplados à atitude na estabilidade do controlador de decolagem e pouso, linearizando a equação de estado acoplada contendo termos de produto de forças generalizadas e atitude, obtendo-se a matriz de ganho de realimentação otimizada para o controle do sistema. Em seguida, para o processo real de decolagem e pouso, utilizando um dispositivo de medição composto por uma unidade de medição inercial a bordo e uma unidade de medição ultrassônica, mediram-se independentemente a atitude, a aceleração e a altitude de voo da aeronave. Por fim, comparou-se a altura de voo medida pelo controlador de decolagem e pouso com a simulação da equação de estado linearizada e analisou-se o efeito do controlador projetado na atitude e na altitude de voo, bem como a eficácia da linearização da equação de estado acoplada. Os resultados experimentais mostraram que o valor médio medido da altitude de voo difere do valor simulado em menos de 2 mm, o valor máximo difere do simulado em +8 mm, a tendência de variação medida e simulada da altitude de voo é consistente, e o controlador de decolagem e pouso projetado atende aos requisitos de estabilidade do controle do sistema. O controlador e método de decolagem e pouso projetados neste trabalho podem controlar eficientemente a decolagem e o pouso da aeronave e têm valor prático.

sistemas não lineares;controlador não linear;dois rotores basculantes;drone;unidade de medição inercial