This thesis presents a vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle (VTOL UAV) configuration. It has the capacity to tilt the canard and wing along with two attached propellers. Additionally, there are two fixed front propellers pointing upwards. A multi-body equations of motion are derived for this concept of aircraft, which are used to compute the flight transition trajectory from hover to cruise configuration. Furthermore, a transition control algorithm based on gain scheduling is described, which stabilizes the aircraft while it accelerates from hover to cruise, gradually tilting the wing along with the propellers, sequentially switching between equilibrium states. The transition control algorithm is numerically simulated for the conceptual aircraft model. An aircraft prototype is designed and built. States estimation algorithms based on the discrete Kalman filter are derived in order to compute the aircraft flight states from the on-board sensors measurements. Controls algorithms are described for possible flight configurations: hovering configuration with attitude control, attitude plus altitude controls, attitude plus altitude plus position control, and transition flight control. The algorithms were written in C programming language, and embedded in the prototype on-board Arduino Due microcontroller board. Flight tests were successfully conducted in an indoor and outdoor environment for the hovering configuration, the flight states were transmitted and saved in a ground station, so the flight tests results are presented and discussed.

Esta tese apresenta a configuração de um veículo aéreo não tripulado (VTOL UAV) com decolagem e pouso vertical. Ele tem a capacidade de girar o canard e a asa junto com duas hélices acopladas. Além disso, há duas hélices dianteiras fixas apontando para cima. Um modelo de equações de movimento multi-corpos é derivado para este conceito de aeronave, o que é usado para calcular a trajetória de transição de voo da configuração de voo pairado para cruzeiro. Além disso, é descrito um algoritmo de controle de transição baseado em escalonamento de ganho, que estabiliza a aeronave enquanto ela acelera de voo pairado para cruzeiro, inclinando gradualmente a asa junto com as hélices, alternando sequencialmente entre os estados de equilíbrio. O algoritmo de controle de transição é simulado numericamente para o modelo conceitual da aeronave. Um protótipo de aeronave é projetado e construído. Algoritmos de estimadores de estados baseados no filtro de Kalman discreto são derivados para calcular os estados de voo da aeronave a partir das medições dos sensores embarcados. Algoritmos de controle são descritos para possíveis configurações de voo: configuração de voo pairado com controle de atitude, controle de atitude mais altitude, atitude mais altitude mais controle de posição, e controle de voo de transição. Os algoritmos foram escritos em linguagem de programação C e embarcados no protótipo em placa microcontroladora Arduino Due. Os testes de voo foram conduzidos com sucesso em ambiente interno e externo para a configuração de voo pairado, com os estados de voo sendo transmitidos e salvos em uma estação de solo, assim, os resultados dos testes de voo são apresentados e discutidos.