Para melhorar a estratégia de controle de decolagem e pouso de uma aeronave de rotores duplos basculantes, projetou-se um controlador de decolagem e pouso no sistema de controle de voo e foram realizados experimentos de validação de voo. Primeiramente, com base nas equações dinâmicas não lineares da aeronave, foi estudado o efeito das forças generalizadas e dos fatores não lineares acoplados à atitude na estabilidade do controlador de decolagem e pouso, e a equação de estado acoplada com termos produtos de forças generalizadas e atitude foi linearizada, obtendo-se a matriz de ganho de realimentação para otimização do controle do sistema. Em seguida, para o processo real de decolagem e pouso, utilizando um dispositivo de medição composto pela unidade de medição inercial embarcada e um sensor ultrassônico, foram medidos independentemente a atitude, a aceleração e a altitude de voo da aeronave. Por fim, foram comparadas a altitude de voo medida pelo controlador de decolagem e pouso e a simulação da equação de estado linearizada, e analisaram-se o efeito do controlador projetado sobre a atitude e altitude de voo e a eficácia da linearização da equação de estado acoplada. Os resultados experimentais mostram que o valor médio da altitude de voo medida difere da simulação em menos de 2 mm, o valor máximo difere da simulação em +8 mm, as tendências de variação das medidas reais e simulações são consistentes, e o controlador de decolagem e pouso projetado atende aos requisitos de estabilidade do controle do sistema. O controlador e método projetados neste artigo podem controlar eficazmente a decolagem e pouso da aeronave e possuem valor prático de aplicação.

sistema não linear; controlador não linear; rotores duplos basculantes; drone; unidade de medição inercial