Orientador: Víctor Orlando Gamarra Rosado / Banca: Maria Cecilia França Zanardi / Banca: Luiz Eduardo Nicolini do Patrocínio Nunes / Resumo: Esta dissertação apresenta uma metodologia para a otimização de manobras de atitude de satélites artificiais estabilizados por rotação, utilizando-se algoritmos genéticos. Primeiramente, é simulado o controle inicial da manobra, dado por uma lei de controle baseada em uma função de chaveamento, conforme a teoria de Shigehara (1972). Em seguida, com base nos resultados obtidos pela lei de controle inicial, aplica-se o algoritmo genético na otimização dos intervalos e polaridades de funcionamento de um atuador, tipo bobina magnética. Durante este procedimento, nas diferentes manobras, a otimização global e por período foram simuladas. Na implementação do algoritmo genético, o problema de otimização de manobra considera uma função multi-objetivo definida pela minimização dos erros dos ângulos da manobra e o tempo final. A exequibilidade desta metodologia utilizando algoritmos genéticos se verifica na comparação entre os resultados obtidos por Gamarra Rosado e Rios Neto (1992a; 1992b), obtidas no processo de subotimização da manobra. Da análise das simulações realizadas, observou-se que o algoritmo genético conseguiu minimizar o tempo final da manobra, entretanto, em todos os casos analisados, os ângulos finais de declinação e ascensão reta sofreram pequenas diferenças nos valores finais em comparação com a condição final da manobra estabelecida / Abstract: This dissertation presents a methodology for the optimization of attitude maneuvers of a satellite stabilized by rotation, using genetic algorithms. First, the initial control is simulated maneuver, given by a control law based on a switching function, as the theory of Shigehara (1972). Then, based on the results obtained by the initial control law, applies the genetic algorithm in optimization of intervals and polarities of operation of an actuator, solenoid coil type. During this procedure, the different maneuvers, and global optimization period were simulated. In the implementation of genetic algorithm, the optimization problem maneuvering considering a multiobjective function defined by minimizing the errors of the angles of the maneuver and final time. The feasibility of this methodology using genetic algorithms is verified when comparing the results obtained by Gamarra Rosado and Rios Neto (1992a; 1992b), obtained in the process of sub-optimization of the maneuver. The analysis of the simulations, it was observed that the genetic algorithm able to minimize the end time of the operation, however, in all cases examined, the final angles of declination and right ascension experienced slight differences in the final values in comparison to the final condition of maneuver established / Mestre

O sistema de controle por alocação dos pólos com filtro foi utilizado para controlar a atitude de um modelo de veículo lançador de satélites. Com este intuito, foram confeccionados um modelo e uma base de fixação que permite a movimentação nos três graus de liberdade. Utilizando a resposta à entrada degrau em conjunto com um sistema de controle PID obtido de forma empírica para estabilizar o sistema, as características da planta foram identificadas e então o sistema de controle por alocação de pólos foi projetado. Este sistema apresentou uma oscilação em torno da referência com amplitude menor do que 0,5° e tempo de pico para a entrada degrau na ordem de 2,17 segundos. Um segundo controlador PID foi projetado de forma analítica para se obter uma referência, porém apresentou resposta com características inferiores ao controlador por alocação de pólos. Os dois sistemas de controle projetados conseguem manter o modelo estável mesmo quando um dos motores é desligado. / Pole placement control system with filter was implemented to control the attitude of a satellite launch vehicle model. With this purpose, a model and a fixing base with three degrees of freedom was made. Utilizing the system response to step input with PID controller empirically designed to stabilize the system, the model characteristics were identified and the pole placement control system was designed. This system oscillated around the reference with amplitude smaller than 0.5° and peak time around 2.17 seconds. Another PID controller was designed analytically for reference, however the pole placement controller had better response characteristics than the PID controller. Both controllers can stabilize the system even when one engine is shut off.

Neste trabalho é analisado o movimento rotacional ou de atitude de um satélite artificial em órbita circular terrestre, o qual está sujeito a influência do torque devido ao gradiente gravitacional e possui quantidades de movimento angular devido à presença de três rotores internos. As velocidades angulares internas têm seus vetores coincidentes com os eixos principais de inércia do referido satélite. São determinadas as regiões de estabilidade para um satélite genérico, ou seja, com configurações variadas dos parâmetros inerciais, para casos contendo um, dois ou três rotores internos. Para o estudo da estabilidade destes casos, as quantidades de movimento angular são constantes. A determinação das regiões de estabilidade para um satélite contendo três rotores internos, é realizada com quantidades de movimento angular variáveis e posicionamento angular fixo. Os casos nos quais o satélite possui um rotor interno, alternado em seus três eixos principais, têm suas regiões de estabilidade determinadas de forma analítica e numérica, sendo que a forma numérica compõe um programa geral aplicável a todos os casos. O segundo tópico focalizado é a otimização da atitude, para a mudança de posicionamento angular do satélite, em relação ao sistema de coordenadas da órbita. Para determinação das trajetórias ótimas, são elaborados programas numéricos, os quais utilizam como sinais de controle os torques aplicados nos eixos dos rotores internos. São apresentados programas para problemas distintos: "energia" mínima, tempo mínimo e um problema de otimização com índice de desempenho misto entre "energia" e tempo mínimos. A solução de um problema com a minimização do tempo, incluindo limitações nos valores absolutos dos controles (bang-bang), é extremamente difícil. Logo, é apresentada uma alternativa para sua solução problema, utilizando um índice de desempenho para "energia" mínima de controle. Os programas são implementados com o auxílio do "software" MatLab 6.0, no qual é utilizado o comando bvp4c de seu bloco de otimização, para a solução de problemas de valor de contorno em dois pontos.

Uma nova técnica para a determinação da atitude de uma aeronave por interferometria GPS foi desenvolvida para superar as restrições operacionais dos algoritmos conhecidos e publicados. Esta nova técnica estima o sinal verdadeiro da medida da linha base que define o eixo-z do sistema de antenas GPS. Além disto, foi utilizada uma nova estratégia para reinício do algoritmo que reduz o tempo de convergência do mesmo. Este trabalho compreendeu as seguintes tarefas: desenvolvimento teórico do algoritmo; realização de simulações para comprovação em ambiente controlado do desempenho do algoritmo; realização de ensaios em solo com a utilização de uma base móvel para verificação da operação deste sistema; montagem do sistema numa aeronave para comprovação experimental do algoritmo em condições estáticas e dinâmicas; e análise e redução dos dados para verificação das características do algoritmo. Os resultados foram satisfatórios e as ferramentas desenvolvidas podem ser utilizadas nas seguintes aplicações: desenvolvimento de um sistema de baixo custo para a determinação da atitude com GPS de uma aeronave; desenvolvimento de soluções para determinação da trajetória exata de um veículo a partir das medidas de receptores GPS independentes; desenvolvimento de sensores de velocidades angulares utilizando receptores GPS; desenvolvimento de sensores de deformação mecânica com receptores GPS; e em outras aplicações de posicionamento de altíssima exatidão com receptores GPS (melhor do que 2mm @1s).

Neste trabalho é feito um estudo comparativo entre dois algoritmos de identificação de estrelas desenvolvidos para um sensor de estrelas autônomo de campo largo em projeto no INPE - Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais. A comparação é realizada com base nas especificações técnicas deste sensor de estrelas, cujas principais características são: campo de visada quadrado de 25,5 x 25,5 , matriz fotodetectora de 1024 1024 pixels de tecnologia CMOS-APS e precisão na determinação de atitude de segundos de arco. Esta comparação teve como objetivo validar, em parte, a arquitetura de hardware escolhida para o sensor de estrelas, assim como verificar os pontos fortes e fraquezas de cada um dos algoritmos de identificação de estrelas testados, possibilitando melhorias futuras. Foram realizadas várias simulações por computador com os algoritmos sob teste, tanto através de um computador pessoal compatível com IBM-PC, como através de um simulador capaz de executar código compilado para o processador escolhido para o sensor estelar. Foram avaliados itens como taxa de sucesso, taxa de identificações errôneas, tempo de execução e quantidade de memória utilizada. Foi também realizado um estudo preliminar sobre a influência da área do campo de visada no desempenho dos algoritmos testados, através do uso de um campo de visada reduzido de 20 x 20 .

Satélites artificiais, em sua grande maioria, requerem algum tipo de sistema de controle de atitude (SCA) embarcado. A utilização de simuladores para avaliar este tipo de sistema é uma técnica bastante difundida na _área de engenharia, pois viabiliza a realização de testes de maneira rápida e a um custo menor do que utilizando ambientes com componentes reais. Contudo, de ciências no desenvolvimento de softwares embarcados podem ser difíceis de detectar quando o ambiente de teste não leva em consideração restrições comuns aos ambientes de tempo real. Partindo deste preâmbulo, este trabalho apresenta e analisa a modelagem em UML (Unified Modeling Language) de um sistema de controle de atitude autônomo para satélites estabilizados por rotação, bem como implementação de um ambiente de teste, com base na técnica de simulação hardware-in-the-loop, utilizando um sistema operacional de tempo real para escalonamento das tarefas, e um típico computador de bordo com processador ERC32. Na simulação hardware-in-the-loop o SCA é realimentado por estimativas da atitude em 3 eixos e da velocidade angular do satélite fornecidas pelo sistema de determinação de atitude (SDA). O SDA consiste de um filtro de Kalman estendido (FKE) que processa as medidas vetoriais da direção do Sol e campo geomagnético para gerar as estimativas. Resultados experimentais mostram que o sistema de controle de atitude foi bem-sucedido em regime após uma fase inicial de manobras para aquisição da atitude desejada.

Made available in DSpace on 2014-12-17T14:55:09Z (GMT). No. of bitstreams: 1 JoaoPFG_DISSERT.pdf: 1458535 bytes, checksum: fae41c0cfc4b0b09e65c1f69ec230a28 (MD5) Previous issue date: 2012-12-19 / Coordena??o de Aperfei?oamento de Pessoal de N?vel Superior / A Quadrotor is an Unmanned Aerial Vehicle (UAV) equipped with four rotors distributed on a simple mechanical "X"form structure. The aim of this work is to build and stabilize a Quadrotor aircraft in the roll, pitch and yaw angles at a certain altitude. The stabilization control approach is based on a transformation in the input variables in order to perform a decoupled control. The proposed strategy is based on breaking the control problem into two hierarchical levels: A lower level, object of this work, maintains the desired altitude an angles of the vehicle while the higher level establishes appropriate references to the lower level, performing the desired movements. A hardware and software architecture was specially developed and implemented for an experimental prototype used to test and validate the proposed control approach / Um Quadrirrotor ? um Ve?culo A?reo N?o Tripulado (VANT) dotado de quatro rotores distribu?dos nas extremidades de uma estrutura mec?nica simples em forma de "X". O objetivo desse trabalho ? construir e estabilizar uma aeronave desse tipo, com alta capacidade de carga, em uma determinada altitude, sob ?ngulos de rolagem, guinada e arfagem pr?-definidos. A abordagem de controle de estabiliza??o baseia-se numa transforma??o das vari?veis de entrada do sistema a fim de realizar o controle de forma desacoplada. A estrat?gia proposta se baseia na divis?o do problema de controle em dois n?veis hier?rquicos: o n?vel inferior, objeto deste trabalho, mant?m os ?ngulos e a altitude do ve?culo em valores desejados, enquanto o n?vel superior estabelece refer?ncias adequadas para o n?vel inferior, de forma a executar os movimentos desejados Uma arquitetura de hardware e software foi especialmente desenvolvida e implementada para um prot?tipo experimental usado para testar e validar a abordagem de controle proposta

O sistema de controle por alocação dos pólos com filtro foi utilizado para controlar a atitude de um modelo de veículo lançador de satélites. Com este intuito, foram confeccionados um modelo e uma base de fixação que permite a movimentação nos três graus de liberdade. Utilizando a resposta à entrada degrau em conjunto com um sistema de controle PID obtido de forma empírica para estabilizar o sistema, as características da planta foram identificadas e então o sistema de controle por alocação de pólos foi projetado. Este sistema apresentou uma oscilação em torno da referência com amplitude menor do que 0,5° e tempo de pico para a entrada degrau na ordem de 2,17 segundos. Um segundo controlador PID foi projetado de forma analítica para se obter uma referência, porém apresentou resposta com características inferiores ao controlador por alocação de pólos. Os dois sistemas de controle projetados conseguem manter o modelo estável mesmo quando um dos motores é desligado. / Pole placement control system with filter was implemented to control the attitude of a satellite launch vehicle model. With this purpose, a model and a fixing base with three degrees of freedom was made. Utilizing the system response to step input with PID controller empirically designed to stabilize the system, the model characteristics were identified and the pole placement control system was designed. This system oscillated around the reference with amplitude smaller than 0.5° and peak time around 2.17 seconds. Another PID controller was designed analytically for reference, however the pole placement controller had better response characteristics than the PID controller. Both controllers can stabilize the system even when one engine is shut off.

Orientador: Luiz de Siqueira Matins FIlho. / Dissertação (mestrado) - Universidade Federal do ABC. Programa de Pós-Graduação em Engenharia da Informação.

[pt] Quadrirrotores são veículos aéreos que possuem quatro rotores fixos e orientados na direção vertical. Devido à sua simplicidade mecânica frente aos helicópteros tradicionais, os mesmos têm se tornado cada vez mais populares nos meios de pesquisa, militares e, mais recentemente, industriais. Essa topologia de veículo data do início do século XX mas o desenvolvimento em escala só foi possível após a recente evolução e miniaturização dos sistemas eletrônicos embarcados, dos motores elétricos e das baterias. A movimentação desses veículos no espaço é possível graças à sua inclinação em relação ao solo e, para tal, é imprescindível obter e controlar corretamente a atitude do mesmo. As unidades de medidas inerciais (IMU) surgiram como uma solução para esse problema. Através da fusão dos dados obtidos com os sensores presentes nessas centrais (acelerômetros, girômetros e magnetômetro) é possível estimar a atitude do veículo. O presente trabalho apresenta soluções tanto para a estimativa quanto para o controle de atitude de quadrirrotor. Os modelos matemáticos desenvolvidos são validados em simulações numéricas e em testes experimentais. O objetivo é que as soluções propostas apresentem resultados positivos para que possam ser empregadas nos quadrirrotores em escala. / [en] Quadrotors are vehicles that have four fixed rotors in the vertical direction. Due to its mechanical simplicity compared to traditional helicopters, these vehicles have become increasingly popular in the research, military and, more recently, industrial fields. This type of vehicle first appeared in the early twentieth century, but the development of small-scale models was only possible after the recent evolution and miniaturization of embedded electronics, electric motors and batteries. A Quadrotor can fly in any direction by changing its inclination relative to the ground, so it is essential to calculate and properly adjust its attitude. The inertial measurement units (IMU) emerged as one solution to this problem. By merging the IMU sensors data, it is possible to estimate the vehicle s attitude. This dissertation presents solutions for both the estimation and the control of the vehicle s attitude. The developed mathematical models are validated with numerical simulations and experimental tests. The goal is that the presented solutions give enough good results so they can be used in small-scale Quadrotors.