Doenças infecciosas têm sido causa de mortes e prejuízos para a humanidade durante séculos. No século XXI, a iminência de novas epidemias têm motivado o aumento de esforços para a compreensão dos mecanismos de transmissão de doenças. A correta compreensão destes mecanismos de transmissão é fundamental no desenvolvimento de modelos matemáticos para epidemias. Estes modelos são utilizados para prever o comportamento dinâmico da epidemia e seus efeitos na população. Neste trabalho foram elaborados os conceitos teóricos e os algoritmos base de um ambiente virtual para simulação de epidemias em populações heterogêneas e metapopulações. Foi utilizada a modelagem baseada em indivíduos para implementação de heterogeneidades e de migração entre populações acopladas ou metapopulações. As heterogeneidades são incorporadas utilizando o tamanho das subpopulações, o número de indivíduos por região, a probabilidade de infecção, a probabilidade de migração e o número de contatos entre pares de indivíduos. Os modelos desenvolvidos permitem a visualização de fenômenos como a persistência da epidemia e o efeito do acoplamento entre populações com características heterogêneas. O ambiente virtual pode contribuir no desenvolvimento de estratégias de prevenção e de controle mais eficazes e com menores custos.

Um projeto de lei de controle de voo é composto de várias fases. Cada fase, embora independente uma da outra, deve ser facilmente acessada e rapidamente modificada quando sua retomada for necessária. O sucesso de um projeto de controle de voo depende não apenas da flexibilidade das partes envolvidas no processo, mas da redução, em estágios futuros do desenvolvimento, de situações que demandem algum reprojeto (isto é, retorno a fases anteriores). Cada etapa passada que precisa ser refeita aumenta significativamente os custos do projeto. Entretanto, muitas características da aeronave não podem ser precisadas no momento exato de sua concepção, aumentando os riscos de reprojetos. Considerando a diversidade de critérios para avaliação das qualidades de pilotagem e o fato de que, frequentemente, projetistas utilizam esses critérios extrapolando suas definições originais, este trabalho sugere, dentre os critérios disponíveis, a adoção do critério de largura de banda e do critério C* para análise do maior número de topologias de controle possível. As avaliações são feitas em malha aberta e em malha fechada, considerando as variações das condições de voo, do CG e do atraso de tempo na malha de controle da aeronave. A contribuição deste trabalho está na proposta de opções que possam auxiliar na análise do projeto do sistema de controle como um todo em fases iniciais do desenvolvimento.

O escopo do presente trabalho envolve a síntese de leis de aumento de estabilidade e controle de uma aeronave a jato comercial, que possui estabilidade longitudinal relaxada inerente. As características de estabilidade e de resposta desta aeronave são avaliadas em várias condições de vôo, incluindo diferentes posicionamentos de flapes, variações de CG, de peso, de altitude e de velocidade. Controladores são, então, projetados com a finalidade de aumentar tanto a estabilidade quanto o controle do sistema. Com o objetivo de selecionar a estrutura de controle mais adequada à aeronave em questão, pontos críticos do envelope de cada posição de flap da aeronave são escolhidos e uma estrutura de controle simples é aplicada, o Nz. A definição da estrutura realizou-se de acordo com a necessidade de melhoria das respostas, que está intrinsecamente relacionada aos requisitos de projeto. Dentre os requisitos de projeto, cita-se o cumprimento de determinados critérios de qualidade de vôo, como o C*. Como as respostas obtidas pelo controlador Nz (aceleração normal) não satisfazem este critério, optou-se pela aplicação de uma estrutura com realimentação da velocidade de arfagem ($q$) no CAS. O requisito de estabilidade de velocidade firma, então, a estrutura C*u como a mais adequada. A estrutura utilizada envolve um SAS com realimentação de saída do ângulo de ataque e de $q$ na malha interna, um CAS com realimentação de $n_z$, $q$ e de velocidade, além de um compensador PID na malha externa. Com base no C*u, ganhos são calculados para o ponto crítico de cruzeiro. O cálculo dos ganhos é realizado de acordo com a metodologia LQR, cujas matrizes de ponderação são estimadas por aproximações das regras de Bryson e de Gangsaas. O peso das variáveis que não são pré-determinadas por estas regras é variado para a obtenção da melhor ponderação. Antes da otimização dos ganhos propriamente dito, uma estimativa de ganhos iniciais é aplicada com o objetivo afastar o pólo com a maior parte real do eixo imaginário. Diversas respostas são obtidas devido à gama de parâmetros variáveis de projeto descritos acima. Dentre estas, as respostas consideradas mais satisfatórias são elegidas e aplicadas à diversos pontos de operação. O uso dos ganhos obtidos dividem naturalmente os pontos de operação em quatro intervalos de variação da pressão dinâmica, cada um com seus respectivos ganhos. O escalonamento de ganhos é, então, validado por intermédio da aplicação da estrutura de controle final em pontos de operação com CG e peso da aeronave distintos dos de projeto.

O trabalho trata do controle adaptativo de sistemas estocasticos com parametros desconhecidos e variantes aleatoriamenteno tempo. Para tais sistemas, o problema de controle otimo e de dificil solucao devido a intratabilidade da equacao de programacao dinamica associada. Muitas estrategias subotimas de controle foram propostas, utilizando a propriedade dual da lei de controle otimo e simplificando sua solucao. As principais estrategias sao discutidas e analisadas. Desenvolveu-se controladores cuja funcao custo a ser minimizada considera a soma das variancas das saidas M passos adiante no tempo. Preditores otimos aproximados sao utilizados para substituir as saidas futuras que sao necessarias para a solucao do problema de otimizacao. As consequencias desta simplificacao sao investigadas. Obteve-se a formula para o sinal de controle do Controlador Adaptativo Subotimo Dual de M estagios com Preditores Otimos Aproximados aplicado a sistemas com parametros estocasticos e com atraso de transporte. Outras estrategias de controle subotimo adaptativo dual mais simples foram obtidas. As relacoes entre os controladores desenvolvidos no trabalho e outros controladores subotimos duais sao analisadas utilizando simulacoes Monte Carlo e metodos estatisticos. Usa-se um exemplo de simulacao classico encontrado na literatura e um outro exemplo de controle adaptativo da pressao arterial de um paciente no periodo pos-operatorio.

Many schemes that aim to tune the IEEE 802.11e EDCA transmission parameters have been proposed in the literature. Based on them, we notice that the knowledge of the numbers of active transmission queues of each Access Category has an important role in modeling and optimizing the network. In this dissertation, we propose a simple and standard-compliant mechanism that processes easily obtained traffic measurements into a novel Extended Kalman Filter (EKF) to obtain estimates of those numbers. For validating the filter, we simulate an EDCA network that uses a dynamic throughput optimization scheme requiring knowledge of the numbers of active queues of each Access Category. We compare the performance results when the optimizer is fed with estimates of the EKF (practical setting) and when the inputs are the exact numbers of active queues (ideal setting). We find out that the filter is precise and accurate enough to match closely the ideal performance.

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.

Esta dissertação apresenta o desenvolvimento do método do gradiente de segunda ordem para a resolução de problemas de otimização de sistemas dinâmicos. O método é aplicado, em particular, a problemas de otimização de trajetórias espaciais: transferência entre a Terra e Marte e transferência entre órbitas circulares. Visando mostrar a sua eficiência e aplicabilidade, são resolvidos, primeniramente, problemas clássicos em teoria do controle ótimo como: distância entre dois pontos no plano; distância entre ponto e reta; problema de Zermelo; problema da brachistócrona e perfil aerodinâmico de arrasto mínimo.

Este trabalho demonstra um método de controle tolerante a falhas. O desejo de criar um sistema de controle que faça com que a aeronave tenha respostas similares às entradas do piloto com ou sem uma falha no sistema de comando de vôo requer um conhecimento das possíveis falhas e como tratá-las. O método proposto integra a aeronave, a lei de controle não linear utilizando a técnica backstepping e a alocação de controle. A técnica de alocação de controle faz com que a lei de controle possa ser projetada independentemente do método de detecção da falha e do projeto do controlador.

Este trabalho possuiu como objetivo o desenvolvimento de leis de controle para o movimento longitudinal baseadas no critério C* de qualidade de vôo. Para isto, utilizou-se um modelo de aeronave regional de 50 passageiros. Foram realizadas simulações do modelo em malha de aeronave aberta e em malha fechada para efeitos de comparação. O modelo em malha fechada apresentou uma resposta dinâmica mais eficiente, satisfazendo aos requisitos de qualidade de vôo C*, enquanto que o modelo em malha aberta apresentou uma resposta oscilatória e pouca amortecida, não cumprindo com os requisitos de qualidade de vôo C*. Utilizaram-se também outros critérios de qualidade de vôo para efeitos de comparação, como o critério clássico e o critério de Gibson. Além disso, realizaram-se simulações com o modelo em malha fechada variando-se os parâmetros de altitude, velocidade e massa da aeronave, e observando a influência dos mesmos no comportamento da aeronave. Foi analisada também a robustez do sistema às variações na estabilidade da aeronave. Para se testar a eficácia do sistema de controle em aeronaves de estabilidade relaxada, reduziu-se a estabilidade do modelo utilizado e analisaram-se suas respostas em malha aberta e fechada. O sistema de controle desenvolvido se mostrou capaz de se adaptar às diferentes condições de vôo, fazendo com que a influência desses parâmetros não refletisse em uma alteração significativa da resposta da aeronave.

Neste trabalho elaborou-se um modelo linear a parâmetros variáveis (LPV) de um sistema pneumático aeronáutico a partir do seu modelo não-linear validado, este modelo foi utilizado no projeto de um controlador não-linear utilizando escalonamento de ganhos considerando a abordagem LPV. A obtenção da representação LPV exigiu a avaliação de duas metodologias de modelagem de escoamento compressível e várias mudanças de variáveis até se conseguir um bom resultado no projeto do controlador, que foi feito sem a linearização e a realização de cálculos exaustivos, no entanto, cálculos mais complexos foram feitos com o suporte do pacote LMI Control Toolbox para a geração e solução das inequações matriciais lineares. Os resultados mostraram que o controlador LPV apresentou um desempenho muito bom, com sobressinais pequenos e poucas oscilações após os distúrbios e variações de referência. Estimou-se uma regio de atração para a qual existe garantia teórica de estabilidade. Entendeu-se as desvantagens e os impactos associados à utilização da abordagem LPV para se controlar um sistema pneumático aeronáutico quando comparado com a utilização de técnicas de controle linear, entendeu-se também que esses impactos poderiam ser compensados em alguns cenários pelo fato de existir garantia teórica de estabilidade para a abordagem LPV, estabilidade que aumentaria a vida dos componentes do sistema e a prontidão da aeronave para operação.