A determinação da atitude baseada em GNSS constitui uma extensão do método de posicionamento diferencial, no qual é possível obter a posição relativa, com exatidão de $mm$, entre um par de antenas, desde que as grandezas envolvidas sejam conhecidas. Entretanto, é necessário o uso de múltiplos receptores e uma configuração especial das antenas, conhecida como sistema multi antena GNSS. Duas linhas de base definidas por três antenas determinam completamente os ângulos de Euler associados à atitude do veículo. Para que as linhas de base sejam calculadas, é necessário resolver o problema da ambiguidade de fase da onda portadora e técnicas baseadas em Mínimos Quadrados (MQ) são as mais utilizadas para este propósito. Dois algoritmos baseados em MQ foram implementados, a saber MILES e Decomposição de Cholesky, e avaliados no processo de determinação da atitude utilizando dados simulados e reais. A partir dos dados simulados efetuou-se a análise da implementação e a robustez dos métodos de busca, livre de perturbações desconhecidas. Com o conjunto de dados reais a atitude também foi calculada e comparada com a obtida a partir de um navegador de alta precisão. Os resultados obtidos apresentaram um bom desempenho para ambos os métodos de busca avaliados assim como potencial para utilização em aplicações que exijam o processamento da atitude em tempo real.

Estimar atitude de forma acurada, usualmente emprega medidas de vertical local e norte magnético obtidas de, respectivamente, acelerômetros e magnetômetro, um modelo cinemático da rotação com parâmetros obtidos de girômetros, e um filtro capaz de fundir estas informações. Acelerômetros, entretanto, medem não só a força específica referente à reação à gravidade, mas também componentes de força específica referentes a manobras. Isso afeta negativamente a estimação de atitude durante manobras intensas. Adicionalmente, o emprego de redundância de sensores e processadores permite obter estimativas mais acuradas, tolerância a falhas, escalabilidade e modularidade mediante o uso de algoritmos adequados. Este trabalho revisa abordagens distintas de estimadores de atitude baseados no filtro de Kalman estendido parametrizado por quatérnion. Então, estudam-se duas abordagens distintas para o problema das medidas de acelerômetro sob manobras. A primeira detecta e descarta as medidas corrompidas por manobras e a segunda computa e compensa componentes de força específica das medidas do acelerômetro. Propõe-se computar analiticamente a covariância do ruído da medida resultante da segunda abordagem, o que permite uma sintonia correta do filtro de Kalman. Também se propõe uma combinação das abordagens, gerando resultados iguais ou melhores. Testam-se, então, neste problema de estimação de atitude, diversos algoritmos de fusão de dados segundo as arquiteturas centralizada, hierárquica e distribuída. Os algoritmos de fusão se mostram promissores quando os estimadores locais estimam apenas atitude. Entretanto, quando os estimadores estimam atitude e deriva de girômetro, a estimativa de deriva resulta degradada.

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.

Este trabalho se propõe a apresentar um estudo sobre duas abordagens para a compensação das dispersões propulsivas de um lançador de satélites através do sistema de controle de atitude, mais especificamente para o Veículo Lançador de Satélites Brasileiro, VLS. Primeiramente, é proposto que se realize uma correção de atitude pela realimentação da diferença da velocidade aparente (não-gravitacional) na atitude de referência, gerando assim um ângulo de atitude em função da velocidade. A outra proposta de correção, diz respeito à criação de uma tabela da atitude pré-programada baseada na atitude de referência em função da velocidade aparente. Para a implementação destas técnicas, utilizou-se um software para simulações que cria vários cenários de voo para o VLS, o ADAGA. Este software está "habilitado" ao Estudo de Monte Carlo (EMC) para criar efeitos dispersivos observados durante um voo real, como dispersões no arrasto e na propulsão. Estas estratégias de controle objetivam tornar o foguete menos sensível às dispersões de empuxo e às influências da fase atmosférica, diminuindo as dispersões no decorrer da trajetória e nas dispersões da quantidade de acertos em órbita.

O problema de manobras ótimas de atitude de um satélite artificial com simetria cilíndrica ou esférica é analisado, considerando um sistema de propulsão a baixo empuxo e potência limitada. O problema de Mayer, com o sistema dinâmico descrito pelas equações do movimento rotacional do satélite, na forma canônica estendida, nas variáveis de Andoyer, é considerado. Um modelo analítico para manobras de atitude de pequena amplitude, considerando a atitude de referência descrita pelo movimento rotacional livre de torques externos do satélite, é apresentado. Uma solução analítica de primeira ordem para as correções ótimas de atitude de satélite, é obtida por simples quadraturas, e representada por um sistema linear algébrico, envolvendo os valores iniciais das variáveis adjuntas. Os efeitos do torque de gradiente de gravidade no controle ótimo de atitude do satálite, são incluídos. O problema de manobras ótimas de atitude do satélite, formulado em termos dos ângulos de Euler, também é analisado. Aplicando o Princípio de Máximo de Pontryagin ao problema de otimização, nas variáveis ângulos de Euler, um problema não-linear de valor de contorno em dois pontos, é determinado. Uma solução numérica é obtida resolvendo-se o problema não-linear pelo método do shooting. A comparação dos resultados numéricos e anlíticos mostram que as soluções analíticas fornecem uma boa aproximação da solução numérica, para o intervalo de tempo considerado.Os resultados obtidos mostram que é possível propor uma lei de controle ótimo, na forma explícita, para a atitude do satélite artificial.

This thesis discusses the design of Active Sidestick for commercial airplanes. The Active Sidestick is a control device installed in the airplane cockpit, and used to convert the pilot's arm and wrist movements into attitude commands to the airplane. Simultaneously, the Active Sidestick provides to the pilot, by means of actuators connected to its hinges, a force in response to the command demand, which direction and intensity - modulated accordingly to the airplane configuration and flight conditions - relates in a unique manner to the direction and response of the airplane.The discussions and conclusions in this Thesis constitute the Viability Analysis of the Active Sidestick. The following aspects are covered:The need for Active Sidesticks - JustificationDesign requirements definitionProposal of design solutionsDevelopment of dynamic models for simulation and analysisDevelopment of a functional prototype for the validation of the dynamic models, and verification of the viability of the proposed solutions.The background required for the understanding of the discussions related to the Viability Analysis of the Active Sidestick, and a complete definition of what is an Active Sidestick are provided in the first Chapters of this thesis. The selection of the best solution for the design of the Active Sidestick is not a subject of this thesis.

In dealing with rigid body three-dimensional rotational motion, one is inevitably led to face the fact that rotations are not vector quantities. They may, however, be treated as such when the angle of rotation is (very) small. In this context, i.e. the infinitesimal case analysis, the time derivatives of the rotation variables hold simple (sometimes vector-like) relationships to the components of the angular velocity vector. Conventionally, this distinctive characteristic cannot be associated with general moderate-to-large rotations.In this thesis, it is demonstrated that the kinematical differential relationship between the rotation vector and the angular velocity vector may, in fact, be expressed in terms of a mere time derivative, provided that the angle of rotation is kept within moderate bounds. The key to achieve such simplicity in the kinematical equation (linear attitude kinematics) within moderate angles of rotation is a judicious choice of the basis from which the time derivative is observed. This result is used to advantage within a generalised version of Euler's motion equations to construct a simple control law, which nominally realises both linear attitude tracking and linear angular velocity tracking (nominal linear attitude state tracking), within moderate attitude tracking errors. The analytical work presented here is unique in the sense that it combines attitude kinematics, dynamics and control in such a way that nominal linearity between the attitude state error variables is achieved within moderate attitude tracking errors. For the first time, an attitude control law explicitly enables the nominal closed-loop attitude state error dynamics to be chosen and motivated by useful physical concepts from linear control theory. The text also includes numerical simulations that validate and illustrate the theoretically achieved results.

O presente trabalho tem como objetivo o desenvolvimento de uma lei de controle longitudinal e látero-direcional para uma aeronave militar em procedimento de pouso, na etapa de aproximação. Primeiramente foi feita uma revisão dos principais fundamentos teóricos envolvidos, tais como a dinâmica do movimento da aeronave, o conceito de sistemas de comando de voo e controle de voo, as técnicas utilizadas no projeto dos controladores, e por fim as etapas de um pouso e os sistemas de navegação que auxiliam o mesmo. Um modelo não-linear da aeronave militar F-16 é utilizado. Para o projeto dos controladores é feita uma linearização em torno de uma condição típica de aproximação. É também verificada a posição dos pólos das duas dinâmicas (longitudinal e látero-direcional) para diferentes ângulos de aproximação, a fim de verificar se o controlador projetado pode ser aplicado para outras situações de pouso. Na etapa do projeto dos controladores primeiramente é exibida a estrutura dos sistemas de controle utilizados, um Sistema de Aumento de Estabilidade longitudinal, um Sistema de Aumento de Estabilidade látero-direcional, um Piloto Automático de aproximação longitudinal e um Piloto Automático de aproximação lateral. Em seguida são expostos os requisitos de projeto para cada um deles e só então são calculados os ganhos. O cálculo dos ganhos foi realizado por diferentes métodos algorítmicos com e sem restrições. Buscou-se através deles minimizar diferentes índices de desempenho. Na validação do projeto foi verificado se os controladores projetados atendem aos requisitos de qualidade de voo, margem de estabilidade e desempenho robusto através de técnicas como o lugar das raízes, diagramas de Nichols e análise dos valores singulares. Por último, foram feitas simulações no tempo com o modelo não-linear para uma atmosfera tranqüila e com a presença de distúrbios, a fim de comprovar o desempenho satisfatório também nestas condições.

Multirotors Unmanned Aerial Vehicles (UAV), specially quadrotors, have been attracting large interest from the academy and the industry due to factors such as simplified mechanics, low cost, high maneuverability, vertical take-off and landing (VTOL) and wide variety of applications (fire fighting, surveillance, filming etc.). This work deals with the attitude control problem for a quadrotor UAV. In order to solve the problem, a backstepping attitude controller that guarantees the asymptotic stability of the system was designed using quaternion as attitude parametrization. The result was a control law similar to a P-D law with an additional nonlinear term in order to compensate the nonlinear term from the attitude dynamics. Simulations were made to validate the attitude control law achieved as well as experiments with an equipment similar to a quadrotor, but mounted on a three degree of freedom pivot joint that enables only the rotational motion, the Quanser 3D Hover. Additionally, the system was simulated with 6 degrees of freedom (3 translational and 3 rotational) and a P-D controller with constraints on the total thrust and on the inclination angle was used for the position control and to provide the desired attitude for the attitude controller. Propeller dynamics and perturbations acting on the quadrotor were modelled to obtain a more realistic result. Several Monte Carlo simulations were made to assess the mean effect of these random perturbations, and the results were effective for a way point trajectory.

Introdução. A preocupação com saúde e o interesse por uma alimentação saudável com alimentos ricos em vitaminas e minerais, mais naturais, menos processados e sem resíduos tóxicos é uma realidade. O motivo pelo qual os indivíduos escolhem seus alimentos e como fazem estas escolhas é uma etapa importante na realização de orientações dietéticas adequadas, pois diversos fatores como atitude, hábito, valores, crenças e normas sociais afetam a maneira como os consumidores vivem, compram e consomem. Objetivo. Estudar o interesse em relação à saúde e comportamento de compra de produtos orgânicos entre funcionários e alunos da Faculdade de Saúde Pública/USP. Métodos. Um total de 221 voluntários responderam o questionário composto pela Escala de Atitude em Relação à Saúde (HTAS), perguntas sobre comportamento do consumidor e aspectos sociodemográficos. Realizou-se a análise descritiva dos dados, bem como testes de associação pelo qui-quadrado de Pearson, teste de Kruskal-Wallis para verificar diferenças entre distribuições e análise fatorial exploratória com rotação Varimax para identificação dos fatores de influência de compra de orgânicos. Resultados. A subescala de Interesse em Saúde Geral apresentou a maior média (5,03). Identificou-se um maior interesse por produtos light entre os homens e por produtos naturais entre as mulheres. A decisão de compra de produtos orgânicos está associada à renda (p=0,022) e entre os que compram, a proteção ambiental é o fator mais importante, seguido da saúde, informação e mercado, além de apresentarem maior interesse em saúde geral e em produtos naturais. Conclusão. A maior atitude em relação à saúde foi verificada entre aqueles que efetivamente compram produtos orgânicos, por apresentarem maior interesse em saúde geral e produtos naturais, buscando uma alimentação mais saudável, com menos alimentos processados e produtos químicos / Introduction. Concern for health and interest in healthy eating with food rich in vitamins and minerals, more natural, less processed and no toxic waste is a reality. The reason why individuals choose their food and how they make these choices is an important step in making appropriate dietary guidelines, since several factors such as attitude, habits, values, beliefs and social norms affect the way consumers live, buy and consume. Objective. Study the health interest and buying behavior of organic products in students and staff of the School of Public Health / USP. Methods. A total of 221 volunteers answered a questionnaire composed of Health Attitude Scale (HTAS), questions about consumer behavior and demographic aspects. We conducted a descriptive analysis of data, and association tests by the Pearson´s chi-square test, Kruskal-Wallis test to verify the differences among distributions and exploratory factor analysis with Varimax rotation to identify factors which influence the purchase of organic food. Results. The subscale of Interest in General Health had the highest average (5.03). It identified a greater interest in light products among men and natural products for women. The decision to purchase organic products is associated to income (p = 0.022) and among those who purchase, environmental protection is the most important factor, followed by health, information and market, besides having greater interest in overall health and products natural. Conclusion. The greatest attitude towards health was observed among those who actually buy organic products because they have more interest in general health and natural products, looking for a healthier diet with less processed foods and chemicals.