A estimação de atitude e velocidade angular para um satélite pode ser realizada tanto por métodos instantâneos, quanto por de estimação recursiva de estado, que quando implementados com precisão restrita na representação das variáveis em ambiente embarcado, podem apresentar comportamentos adversos como consequência de erros de truncamento numérico no processamento embarcado. Neste contexto, o presente trabalho apresenta um estudo sobre o desempenho de cada um desses métodos de estimação de atitude e velocidade angular aplicados a 2 configurações distintas de satélites estabilizados em 3 eixos. A primeira configuração considera um satélite estabilizado por rotação dual, que utiliza como algoritmo estimador de atitude uma formulação do filtro estendido de Kalman (EKF), que sofre deveras com problemas de instabilidade numérica em ambiente embarcado 32 bits. São consideradas, então, quatro formulações alternativas ao EKF: o filtro com processamento sequencial das medidas (EKFSeq), o filtro com fatoração de Cholesky da matriz de covariância da inovação (EKFChol) e os filtros de raiz quadrada (SRKF) e com fatoração UD da matriz de covariância (UDKF), todas algebricamente equivalentes ao EKF, mas com características melhoradas de susceptibilidade a erros numéricos. A segunda configuração analisada considera um satélite estabilizado por triedro de rodas de reação e emprega somente algoritmos estimadores baseados em abordagens instantâneas: TRIAD, interseção de cones e QUEST para a estimação de atitude combinados com abordagens derivativas para a estimação de velocidade angular. O desempenho dos algoritmos estimadores é analisado para cada configuração de satélite por meio de simulações do tipo hardware-in-the-loop (HIL), sendo os algoritmos implementados em ambiente embarcado com 32 bits, o que permite verificar a susceptibilidade de cada formulação a erros numéricos. Por fim, considera-se também, para cada configuração, uma análise acerca do efeito desses erros de origem numérica no desempenho em malha fechada do sistema.

This thesis is concerned with the study of the classical intertemporal continuous time optimal portfolio problem in the switching diffusion market and the problem of optimal control of the switching reserves of an insurance company. The switching diffusion market is a jumping Markov parameter diffusion market which has two independent sources of uncertainties: a Brownian motion and a continuous time Markov chain (CTMC). While the brownian motion intends to model the normal oscillations of the asset prices, the CTMC aims at modelling the abrupt changes that can occur in the parameters of the stock model. Although the problem considered in this thesis is not a linear one with quadratic cost, it is shown in this work that one can use techniques similar to that ones used to deal with the LQG problem with jumping parameters.

Este trabalho avalia duas leis de controle com atuação magnética para estabilização e apontamento de um satélite universitário de baixo custo, a ser lançado de carona e que deverá operar estabilizado por rotação (spin) em torno do seu eixo de maior momento de inércia. As duas leis de controle objetivam, partindo da separação do veículo lançador, apontar o eixo de maior momento de inércia do satélite em direção ortogonal ao plano da eclíptica e prover a rotação desejada para sua estabilização. Essa escolha de direção simplifica a análise da estabilidade das leis de controle. Pretende-se que os painéis solares nas laterais do satélite captem mais eficazmente energia solar para carregar as baterias embarcadas. Adicionalmente, o calor gerado pelos componentes embarcados pode ser dissipado pelos painéis superior e inferior do satélite, que não deverão ser demasiadamente expostos ao Sol. A primeira lei de controle é baseada no erro entre momentum angular de referência e o momentum angular do satélite. Já a segunda lei de controle é baseada no erro entre a velocidade angular de referência e a velocidade angular satélite. A primeira lei de controle apresentou resultado insatisfatório quando o movimento inicial foi de capotamento e não havia amortecimento de nutação passivo. No capotamento, a segunda lei investigada mostrou-se muito lenta no apontamento do satélite, o que representa risco para a missão, pois requer maior quantidade de carga elétrica. Assim, foi motivada a inclusão de amortecedor de nutação para auxílio ao sistema de controle. A malha de controle integra-se com os filtros de Kalman estendidos investigados em SANTOS (2008) para estimar o bias de magnetômetro, atitude e velocidade angular. O desempenho é reavaliado a partir de simulações de Monte Carlo, com 50 realizações, utilizando incertezas na estimativa inicial do filtro de Kalman maiores do que as utilizadas originalmente por SANTOS (2008) no movimento lento. Os sensores de baixo custo são um magnetômetro triaxial e sensores de Sol. Os atuadores de baixo custo são magnetotorqueadores com bobinas com núcleo de ar. Este trabalho também considera a dinâmica da corrente elétrica que circula pelas bobinas para avaliar o impacto da dispensa de drivers para regulação da corrente elétrica e consequente simplificação do sistema de acionamento dos atuadores. Também verifica o impacto da variação na tensão no barramento de alimentação elétrica dos atuadores. Inicialmente, o satélite é considerado como corpo rígido. Para amortecer mais eficazmente o ângulo de nutação, cujo decaimento leva dias no controle de atitude com atuação puramente magnética (WASCHBURGER, 2009), investiga-se o auxílio de um amortecedor mecânico de nutação. Nele, uma pequena massa sofre deslocamento devido ao movimento de nutação. O atrito drena energia cinética e, assim, busca-se alinhar o eixo de rotação com o eixo de maior momento de inércia. Resultados mostraram que o uso desta técnica é eficaz para as condições investigadas. São investigados amortecedores mecânicos de nutação com atrito viscoso e com atrito seco. As duas leis de controle investigadas apresentaram resultados satisfatórios quando foram adicionados amortecedores de nutação, isto é, o satélite foi devidamente apontado ortogonalmente à eclíptica em torno do quinto dia de operação. São comparados os resultados obtidos por simulação numérica em ambiente Matlab/Simulink, cuja precisão numérica é dupla, com resultados obtidos com HIL (Hardware-in-the-loop). Neste, uma réplica do computador embarcado se encarrega de executar os filtros de Kalman estendidos, modelos de referência e a lei de controle. Verificou-se o impacto dos erros numéricos do computador embarcado, cuja precisão numérica é simples, com apenas 32 bits.

O modelo dinâmico da aeronave é combinado com medidas obtidas com sensores GPS e INS visando obter redução nas incertezas de determinação de posição. Esta combinação é calculada de modo ótimo, no sentido de média quadrática, empregando-se o Filtro de Kalman Estendido para obter estimativas de posição com acurácia adequada para utilização em navegação de área (RNAV). As medidas obtidas com os sensores GPS e INS são simuladas através da utilização de modelos de erros conservativos para corromper a informação de posição dada pelo método dinâmico da aeronave. As medidas do GPS são disponibilizadas com freqüência de 2Hz enquanto que as do INS são disponibilizadas com 100Hz, sendo também esta a freqüência de atualização do Filtro de Kalman. Na configuração proposta, as estimativas de posição obtidas são suficientemente acuradas para garantir níveis RNP da ordem de 0,037 milha náutica durante um mínimo de 95% do tempo de vôo.

Este trabalho avalia os efeitos na estimação de parâmetros aerodinâmicos de uma aeronave devido a erros não modelados da instrumentação de ensaio em vôo. O algoritmo utilizado para estimação dos parâmetros da aeronave é do tipo output error e a ferramenta estatística para análise da distribuição dos parâmetros estimados foi Monte Carlo. A análise estatística dos efeitos dos erros não modelados foi realizada com dados sintéticos de vôo, o que facilitou bastante as diferentes combinações de tipos de erros tais como ruído de medição, erro de polarização, fator de escala, atraso temporal, erros interferentes associados com cruzamento entre variáveis, latência dinâmica dos sensores e desalinhamento geométrico dos sensores. Foi verificado que o ruído de medição, o fator de escala e o cruzamento de variável não causam grandes erros nos parâmetros aerodinâmicos estimados enquanto que os demais tipos de erros geram erros que invalidam a estimativa dos parâmetros aerodinâmicos.

A utilização de controladores preditivos já está de certa forma consolidada na indústria de processos, porém é aplicada, geralmente, a plantas cuja dinâmica é lenta e estável em malha aberta. A proposta deste trabalho é implementar um algoritmo que realize o controle preditivo de um sistema não-linear, instável em malha aberta e com dinâmica relativamente rápida, e que possua técnicas para correção de erro em regime, rejeição de perturbações, tratamento de restrições de entrada e saída, e seguimento de referência. Como sistema-exemplo, empregou-se um processo de levitação magnética construído pela Feedback Instruments. Para possibilitar a utilização de técnicas bem estabelecidas de controle preditivo baseadas em modelos lineares, a estratégia adotada usa versões linearizadas do modelo do levitador. A linearização é refeita a cada período de amostragem, de forma a manter o mais próximo possível o comportamento da planta e do modelo. O algoritmo de controle foi executado no computador mestre de uma topologia mestre-escravo implementada com a ferramenta xPC Target do aplicativo Matlab. Os computadores se comunicam através da interface serial RS-232, e é no computador escrvo, que é inicializado com o kernel xPC Target, que está instalada uma placa de conversão analógica-digital a qual realiza a interface entre o algoritmo e o sistema físico. As simulações computacionais são resolvidas utilizando-se um algoritmo de programação quadrática, acionado pelo comando "quadprog" do matlab. Os teste experimentais também são resolvidos através de uma lei de controle obtida a partir dos conceitos de controle preditivo, porém não levam em consideração as restrições do sistema físico, ou seja as simulações levam em consideração o tratamento de restrições, porém no caso experimental a lei de controle é obtida a partir do caso irrestrito. Ao longo do trabalho são observados, analisados e discutidos resultados obtidos inicialmente por meio de simulação computacional, em seguida através da utilização de um computador analógico e por fim através da implementação do controle junto ao sistema físico. Em todos os casos foi possível não só estabilizar a saída do sistema, como também fazê-la seguir uma determinada trajetória de referência.

Apresentam-se nessa tese dois filtros de partículas aperfeiçoados para rastreamento automático de alvos balísticos a partir de medidas de radar convencional. O primeiro rastreador proposto é um filtro SIR que usa uma função de importância localmente otimizada e re-amostragem residual para combater o efeito de degeneração de partículas, e também incorpora um passo adicional de movimento MCMC para prevenir o empobrecimento de partículas. O segundo algoritmo proposto é um filtro de partículas auxiliar. Avaliou-se o desempenho dos algoritmos assumindo modelo de movimento com coeficiente balístico conhecido e modelo com coeficiente balístico aleatório. Os resultados das simulações mostram que, utilizando um número de partículas significativamente menor do que foi mencionado anteriormente na literatura, os erros quadráticos médios do filtro SIR otimizado e do filtro de partículas auxiliar aproximam-se da raiz quadrada do limite inferior ideal de Cramér-Rao. Nas mesmas condições de simulação, o filtro de partículas bootstrap convencional previamente proposto na literatura foi incapaz de seguir alvo na fase final do vôo balístico quando o alvo penetra nas camadas mais densas da atmosfera.

Neste trabalho, desenvolve-se um algoritmo detector de PCDs - Plataformas de Coleta de Dados, primeira etapa do processo de regeneração a bordo, que possa ser utilizado nos satélites de coleta de dados da Missão Espacial Completa Brasileira - MECB. Os sistemas atuais utilizam busca no tempo dos vários sinais que chegam aleatoriamente ao receptor. A proposta é utilizar processamento digital de sinais para identificar, no domínio da freqüência, os sinais das PCDs e direcioná-los para os estágios seguintes de demodulação. Para isso, técnicas de estimação espectral foram estudas para se decidir quanto ao método de deteção mais adequado à aplicação. Foram levados em conta, nessa análise, não apenas o desempenho das técnicas de estimação, mas também a complexidade computacional e a capacidade de tratar, em tempo real, sinais com um número de PCDs desconhecido a priori; optando-se pela utilização do estimador direto constituído pelo periodograma com janela de dados temporal prolata de ordem zero. Em paralelo, foi desenvolvido um programa simulador e analisador de sinais, utilizado para avaliar o algoritmo de detecção desenvolvido. Finalmente, o algoritmo de detecção, com aplicação também nos detectores terrenos de PCDs, foi avaliado com sinais simulados e com sinais reais de PCDs,| recolhidos na estação de recepção de sinais de satélites do INPE, em Cuiabá.

Este trabalho trata da aplicação de técnicas de otimização via algoritmos genéticos para o desenvolvimento de manobras de ensaios em vôo para estimação de parâmetros aerodinâmicos de aeronaves. As manobras otimizadas são necessárias para aumentar a eficiência dos algoritmos de estimação paramétrica, respeitando o envelope operacional das aeronaves quanto à segurança de vôo e quanto às limitações matemáticas dos modelos assumidos. Neste trabalho é feita a comparação entre a eficiência do procedimento de estimação com a aplicação de manobras convencionais e a eficiência do procedimento de estimação com a aplicação das manobras otimizadas. Em ambos os casos, o aumento da eficiência do algoritmo de estimação busca a maximização da sensitividade das variáveis de saída aos parâmetros do modelo. Para as manobras convencionais, os sinais são especificados de maneira indireta, através da maximização de suas densidades espectrais de potência nas freqüências próximas dos modos naturais do sistema dinâmico. A técnica de otimização, entretanto, baseada no conteúdo de informação dos dados de ensaios em vôo, diretamente utiliza-se dos conceitos de matriz de informação e limitantes de Cramer-Rao para compor os critérios de otimização e gerar sinais globalmente ótimos através de algoritmos genéticos que minimizem as incertezas relacionadas com as estimativas dos parâmetros aerodinâmicos. A presente abordagem considera problemas com multi-objetivos, multi-entradas e para o mínimo tempo, tratando os resíduos coloridos nas variáveis de medida. Vários estudos de caso são discutidos com a utilização dos modelos dinâmicos de período curto e oscilatório em derrapagem, incluindo resultados de ensaios em vôo de uma aeronave de pequeno porte. As vantagens e desvantagens das técnicas propostas são apresentadas, enfatizando a facilidade de implementação dos sinais ótimos resultantes. Por fim, considerações e recomendações a respeito da importância das manobras de ensaios em vôo para os procedimentos de estimação de derivadas de estabilidade e controle de aeronaves são feitas.

Neste trabalho é desenvolvida a estimação paramétrica de derivadas de estabilidade e controle para a aeronave AT-26 4509 do GEEV através da aplicação do método do erro de saída com otimização por Levenberg-Marquardt a dados reais de ensaios em vôo. O modelo adotado para a dinâmica da aeronave, denominado neste trabalho de global, possui 6 graus de liberdade e emprega equacionamento não-linear, compreendendo o conjunto de equações de estado. Como equações de saída, são apresentadas as expressões que modelam as medidas esperadas nos sensores. São selecionados os sensores das grandezas físicas mais relevantes para as manobras. A partir das equações de estado e saída e dos valores medidos pelos sensores, são definidos os parâmetros a serem estimados e é aplicada a metodologia de estimação. O processo é operacionalizado através de um programa de computador em ambiente MATLAB 6.5, que apresenta versão com interface gráfica e integrada a um pacote de estimação pré-existente. Utilizando-se como plataforma uma aeronave AT-26 instrumentada, são executadas manobras definidas com base na necessidade do modelo dinâmico empregado e no envelope da aeronave, levantado-se os dados necessários para o programa de estimação. Após processo iterativo de ajustes das estimativas iniciais e de combinação de modelos dinâmicos, chega-se aos resultados da estimação com modelo global, que são analisados e validados com base em programa de referência, comprovando-se a adequação de todo o processo de estimação apresentado.