Projeto de um controlador Fuzzy Takagi-Sugeno para uma estação de tratamento de esgoto por lodos ativados

Este trabalho propõe o projeto de um controlador Fuzzy do tipo Takagi-Sugeno em uma estação de tratamento de esgoto por lodos ativados. Este tipo de tratamento ocorre na presença de oxigênio, pois microorganismos aeróbios presentes no licor misto irão proporcionar a remoção tanto da matéria carbonácea quanto nutrientes formados por compostos à base de nitrogênio. O controlador atua via mecanismo de aeração e foi projetado para interpolar os ganhos proporcionais e integrativos de três controladores fixos locais que, por sua vez, foram projetados a partir da linearização de um modelo contínuo de balanço de massa de oxigênio. O controlador auxiliará manter a concentração de oxigênio dissolvido desejável na faixa de operação do processo para que ocorra a nitrificação, reação química de oxiredução que transforma amônio em nitrito, que é fundamental para o sucesso do processo, e poderá também economizar energia elétrica utilizada pelo mecanismo de aeração. Os ensaios foram realizados via simulação computacional em quatro cenários idealizados comparando o desempenho do controlador fuzzy e o desempenho de um controlador fixo projetado em um ponto de operação diferente do qual se utilizou como valor de referência na planta. Ao aplicar um degrau no valor de referência estabelecido no cenário de análise, observou-se o tempo de subida, o tempo de acomodação e o erro em regime. Após os ensaios, observou-se que o desempenho do controlador fuzzy nos quesitos tempo de subida e tempo de acomodação em relação ao controlador fixo foi melhor, enquanto nos quesitos sobressinal e erro em regime foi semelhante. Após as análises, concluiu-se que a estratégia de controle escolhida neste trabalho é viável, pois de acordo com o valor auferido de oxigênio dissolvido na entrada da planta, o controlador fuzzy irá interpolar os ganhos proporcionais e integrativos de um controlador fixo projetado na vizinhança deste valor e assim, atuar de forma bastante satisfatória.

Modelagem e controle de uma incubadora neonatal

Este trabalho apresenta uma introdução sobre a história da neonatologia, a conceituação e a modelagem matemática do sistema térmico de uma incubadora neonatal, contendo a relação da mesma com um recém-nascido quanto a trocas térmicas, a partir da primeira lei da termodinâmica. É apresentado o método que foi utilizado para a linearização (Séries de Taylor) e os pontos de operação calculados para o sistema linear obtido no formato de espaço de estados, e a partir deste foi obtida uma representação em função de transferência. A partir da modelagem matemática do sistema, foi realizado um teste em malha aberta para verificar as características do mesmo, como estabilidade, constante de tempo e convergência para um valor final desejado, e como o sistema real opera em malha fechada, foi também realizado um teste com o sistema nesta configuração contendo um ganho unitário de malha. O comportamento do sistema não linear foi comparado ao do sistema linearizado através de suas curvas de resposta temporal a uma entrada degrau para a verificação da validade da representação linear, e após a sua validação, diagramas de bode foram gerados para diferentes parâmetros do modelo, para observar-se o efeito desta variação no comportamento dinâmico da planta, e foi percebido que o comportamento do modelo não é alterado de forma substancial para a variação dentro das faixas verificadas. Um controlador proporcional e integral (PI) foi então projetado para a eliminação do erro de regime permanente presente resposta temporal do sistema.. Testes sob diversas condições de operação foram realizados no sistema linear assim como as curvas de variação de temperatura foram obtidas com o controlador aplicado no modelo não linear, sendo os resultados considerados satisfatórios para este tipo de aplicação. Este trabalho foi realizado com o auxílio da ferramenta computacional Simulink do software Matalb®.

Controlador adaptativo por posicionamento de pólos e estrutura variável aplicado ao controle de geradores eólicos baseados em máquina de indução duplamente alimentada

In the last decade, the renewable energy sources have present a major propulsion in the world due to several factors: political, environmental, financial and others. Within this context, we have in particular the energy obtained through wind, wind energy - that has highlighted with rapid growth in recent years, including in Brazil, mostly in the Northeast, due to it s benefit-cost between the clean energies. In this context, we propose to compare the variable structure adaptive pole placement control (VS-APPC) with a traditional control technique proportional integral controller (PI), applied to set the control of machine side in a conversion system using a wind generator based on Double-Fed Induction Generator (DFIG). Robustness and performance tests were carried out to the uncertainties of the internal parameters of the machine and variations of speed reference.

Eletroestimulador funcional de oito canais com malha de realimentação utilizando Controlador Digital

Pós-graduação em Engenharia Elétrica - FEIS

Acionamento vetorial por controlador fuzzy modo deslizante de motor de indução

Este trabalho estuda a técnica de acionamento vetorial aplicado ao motor de indução trifásico (MIT), utilizando como estratégia de controle a combinação de controle fuzzy com controladores chaveados do tipo modo deslizante, em uma configuração aqui denominada de Controlador Fuzzy Modo Deslizante (FSMC – Do inglês: Fuzzy Sliding Mode Control). Um modelo dinâmico do MIT é desenvolvido em variáveis ‘d-q’ o que conduziu a um modelo eletromecânico em espaço de estados que exibe fortes não linearidades. A este modelo são aplicadas as condições de controle vetorial que permitem desacoplar o torque e o fluxo no MIT, de maneira que o seu comportamento dinâmico se assemelha àquele verificado em uma máquina de corrente contínua. Nesta condição, são implementados controladores do tipo proporcional e integral (PI) às malhas de controle de corrente e velocidade do motor, e são realizadas simulações computacionais para o rastreamento de velocidade e perturbação de carga, o que levam a resultados satisfatórios do ponto de vista dinâmico. Visando investigar o desempenho das estratégias não lineares nesta abordagem é apresentado o estudo da técnica de controle a estrutura chaveada do tipo modo deslizante. Um controlador modo deslizante convencional é implementado, onde se verifica que, a despeito do excelente desempenho dinâmico a ocorrência do fenômeno do “chettering” inviabiliza a aplicação desta estratégia em testes reais. Assim, é proposta a estratégia de controle FSMC, buscando associar o bom resultado dinâmico obtido com o controlador modo deslizante e a supressão do fenômeno do chettering, o que se atinge pela definição de uma camada de chaveamento do tipo Fuzzy. O controlador FSMC proposto é submetido aos mesmos testes computacionais que o controlador PI, conduzindo a resultados superiores a este último no transitório da resposta dinâmica, porém com a presença de erro em regime permanente. Para atacar este problema é implementada uma combinação Fuzzy das estratégias FSMC com a ação de controle PI, onde o primeiro busca atuar em regiões afastadas da superfície de chaveamento e o segundo busca introduzir o efeito da ação integral próximo à superfície. Os resultados obtidos mostram a viabilidade da estratégia em acionamento de velocidade variável que exigem elevado desempenho dinâmico.

Controlador de temperatura para célula de medição de propriedades de líquidos por ultrassom

Coordenação de Aperfeiçoamento de Pessoal de Nível Superior (CAPES)

Controlo directo de binário de uma máquina assíncrona trifásica

Dissertação para obtenção do grau de Mestre em Engenharia Electrotécnica Ramo de Automação e Electrónica Industrial

Plataforma Off-shore com Turbina Eólica Simulação e Controlo

O objetivo deste trabalho é o de simular e controlar a plataforma de um aerogerador flutuante. Este aerogerador flutuante consiste numa plataforma do tipo semi-submersível, nomeadamente o DeepCwind acoplado a um aerogerador de 5 MW, mais especificamente o NREL offshore 5-MW baseline wind turbine. Descreve-se o modelo físico do aerogerador flutuante, a formulação teórica a ele subjacente, bem como a caraterização dos diferentes estados do vento e do mar utilizados para simulação. O modelo não linear do aerogerador flutuante foi simulado, utilizando o FAST como emulador do aerogerador flutuante, para condições ambientais determinísticas, por forma a compreender a dinâmica associada à plataforma. Modelos lineares foram obtidos, por linearização do modelo não linear, aplicando técnicas de identificação de sistemas e utilizando o módulo de linearização do simulador FAST. Estes modelos foram posteriormente comparados, utilizando um único modelo para síntese de controladores. Controladores esses, desenvolvidos com base num modelo linear simplificado que consiste no pitch da plataforma, transformando o problema global da plataforma num problema bidimensional. Projetou-se um controlador proporcional-integral-derivativo (PID) e um controlador em espaço de estados por colocação de pólos. A simulação do modelo não linear, com o controlo do pitch da plataforma, para diferentes condições ambientais, demonstrou o bom desempenho dos controladores. Foi possível com ambos os controladores garantir os requisitos do sistema controlado, em que se exigia que se evitasse ressonâncias e em que o pitch da plataforma fosse nulo, por forma a garantir a perpendicularidade do plano das pás (plano do rotor) do aerogerador em relação à direção do vento.

Uma fonte chaveada de 50kW com correção de fator de potência para alimentação de uma tocha de plasma Indutiva utilizando técnicas de controle digital

This work deals with the development of an experimental study on a power supply of high frequency that provides the toch plasmica to be implemented in PLASPETRO project, which consists of two static converters developed by using Insulated Gate Bipolar Transistor (IGBT). The drivers used to control these keys are triggered by Digital Signal Processor (DSP) through optical fibers to reduce problems with electromagnetic interference (EMI). The first stage consists of a pre-regulator in the form of an AC to DC converter with three-phase boost power factor correction which is the main theme of this work, while the second is the source of high frequency itself. A series-resonant inverter consists of four (4) cell inverters operating in a frequency around 115 kHz each one in soft switching mode, alternating itself to supply the load (plasma torch) an alternating current with a frequency of 450 kHz. The first stage has the function of providing the series-resonant inverter a DC voltage, with the value controlled from the power supply provided by the electrical system of the utility, and correct the power factor of the system as a whole. This level of DC bus voltage at the output of the first stage will be used to control the power transferred by the inverter to the load, and it may vary from 550 VDC to a maximum of 800 VDC. To control the voltage level of DC bus driver used a proportional integral (PI) controller and to achieve the unity power factor it was used two other proportional integral currents controllers. Computational simulations were performed to assist in sizing and forecasting performance. All the control and communications needed to stage supervisory were implemented on a DSP

Estudo de controladores aplicados a inversores para UPS com operação ilhada

Coordenação de Aperfeiçoamento de Pessoal de Nível Superior (CAPES)

Sistema de armazenamento de energia com base em baterias e no ondulador de tensão trifásico

Dissertação para obtenção do grau de Mestre em Engenharia Electrotécnica Ramo de Automação e Eletrotécnica Ramo de Automação e Eletrónica Industrial

Análise do sistema de tratamento de efluentes gasosos de uma central de valorização energética de resíduos sólidos urbanos

Trabalho Final de Mestrado para obtenção do grau de Mestre Em Engenharia Química e Biológica Ramo de processos Químicos

Análise do Sistema de Tratamento de Efluentes Gasosos de uma Central de Valorização Energética de Resíduos Sólidos Urbanos

O sistema de tratamento dos gases formados durante a combustão de Resíduos Sólidos Urbanos, (RSU), é um dos componentes mais importantes de uma instalação de incineração. O seu controlo e optimização asseguram a redução dos gases nocivos formados para valores que não representam quaisquer perigos para a saúde pública e ambiental, o que leva a incineração a ser considerada uma das técnicas mais seguras e eficientes para o tratamento dos RSU. A combinação desta técnica com produção de energia eléctrica, por recuperação de calor da combustão dos resíduos, tem contribuído gradualmente para o desenvolvimento socioeconómico. Este trabalho surgiu da necessidade de optimização do sistema de controlo dos gases ácidos, (HCl, NOx, SO2 e HF), da Central de Tratamento de Resíduos Sólidos Urbanos, (CTRSU), da Empresa Valorsul e dos respectivos consumos dos reagentes utilizados no tratamento dos referidos gases, nomeadamente o leite de cal e a amónia. No entanto, procedeu-se apenas com uma análise detalhada do referido sistema de controlo, de modo a identificar as principais dificuldades e possíveis soluções teóricas para as mesmas. Os conhecimentos adquiridos poderão contribuir futuramente para a optimização do sistema de controlo em questão, de modo a garantir a dosagem óptima dos referidos reagentes, diminuindo assim o custo dos mesmos. O presente trabalho também tem como objectivos, a compreensão da tecnologia de valorização energética de resíduos no contexto do tratamento de RSU em Portugal e a análise do processo de formação dos gases durante a combustão dos RSU, principalmente a dos gases ácidos. Em Portugal o tratamento dos RSU é sobretudo por eliminação, deposição directa em aterro sanitário, tendo ocupado em 2012, uma percentagem de 54% do total dos RSU produzidos, no entanto a valorização tem vindo a desenvolver-se e actualmente cerca de 21% dos resíduos produzidos é valorizado energeticamente. Do mesmo modo, a Reciclagem e a valorização orgânica têm progredido nos últimos anos, embora lentamente. A formação dos gases ácidos é influenciada sobretudo pela composição física dos RSU, que contêm na sua matriz materiais constituídos por átomos de azoto, enxofre, cloro e fluor e por certas condições operatórias de incineração, nomeadamente temperatura elevadas, humidade e excesso de ar. A composição física dos resíduos é um parâmetro não controlável pelo operador do sistema de tratamento dos gases, pelo que as condições de incineração devem ser adequadamente controladas, no âmbito de prevenir ou reduzir a formação destes gases. A CTRSU da Valorsul apresenta, em geral, um sistema de tratamento dos gases eficiente, garantido assim que os valores limites de emissão dos gases se encontrem em conformidade com a lei. No entanto, para cumprir este requisito é necessário um consumo excessivo da amónia e leite de cal utilizados no tratamento destes gases. O elevado consumo destes reagentes deve-se sobretudo à dificuldade de optimização da dosagem dos mesmos, como VI consequência de um atraso verificado no sistema de controlo dos gases implementado na Central, “Sample and Hold PID”. Este atraso é de aproximadamente dois minutos e é causado pelo tempo em que os gases levam a percorrer o ponto onde é feita a injecção dos reagentes até ao ponto de extracção dos gases na chaminé, mais o tempo de atraso imposto pelo sistema de monitorização em contínuo das emissões. Através do software simulink do MATLAB realizou-se uma simples simulação do sistema de controlo de emissão dos gases NOx e caudal de amónia, em malha aberta com controlador proporcional, com o objectivo de reproduzir os resultados obtidos através de um controlo real em malha aberta realizada na CTRSU. Verificou-se que estes estão de acordo com o esperado, ou seja as saídas dos controladores do caudal de amónia e concentração do NOx, correspondem às variações efectuadas na válvula de regulação de amónia. Como possíveis soluções teóricas para a redução do atraso do sistema, sugeriu-se a introdução de um compensador de atraso baseado na técnica de Predição de Smith, no sistema de controlo já implementado, ou a implementação de um novo sistema de controlo baseado em sistemas de inteligências artificiais, nomeadamente as Redes Neuronais.

Optimization of the Integrated Guidance and Control for a Dual Aerodynamic Control Missile

Las futuras misiones para misiles aire-aire operando dentro de la atmósfera requieren la interceptación de blancos a mayores velocidades y más maniobrables, incluyendo los esperados vehículos aéreos de combate no tripulados. La intercepción tiene que lograrse desde cualquier ángulo de lanzamiento. Una de las principales discusiones en la tecnología de misiles en la actualidad es cómo satisfacer estos nuevos requisitos incrementando la capacidad de maniobra del misil y en paralelo, a través de mejoras en los métodos de guiado y control modernos. Esta Tesis aborda estos dos objetivos simultáneamente, al proponer un diseño integrando el guiado y el control de vuelo (autopiloto) y aplicarlo a misiles con control aerodinámico simultáneo en canard y cola. Un primer avance de los resultados obtenidos ha sido publicado recientemente en el Journal of Aerospace Engineering, en Abril de 2015, [Ibarrondo y Sanz-Aranguez, 2015]. El valor del diseño integrado obtenido es que permite al misil cumplir con los requisitos operacionales mencionados empleando únicamente control aerodinámico. El diseño propuesto se compara favorablemente con esquemas más tradicionales, consiguiendo menores distancias de paso al blanco y necesitando de menores esfuerzos de control incluso en presencia de ruidos. En esta Tesis se demostrará cómo la introducción del doble mando, donde tanto el canard como las aletas de cola son móviles, puede mejorar las actuaciones de un misil existente. Comparado con un misil con control en cola, el doble control requiere sólo introducir dos servos adicionales para accionar los canards también en guiñada y cabeceo. La sección de cola será responsable de controlar el misil en balanceo mediante deflexiones diferenciales de los controles. En el caso del doble mando, la complicación añadida es que los vórtices desprendidos de los canards se propagan corriente abajo y pueden incidir sobre las superficies de cola, alterando sus características de control. Como un primer aporte, se ha desarrollado un modelo analítico completo para la aerodinámica no lineal de un misil con doble control, incluyendo la caracterización de este efecto de acoplamiento aerodinámico. Hay dos modos de funcionamiento en picado y guiñada para un misil de doble mando: ”desviación” y ”opuesto”. En modo ”desviación”, los controles actúan en la misma dirección, generando un cambio inmediato en la sustentación y produciendo un movimiento de translación en el misil. La respuesta es rápida, pero en el modo ”desviación” los misiles con doble control pueden tener dificultades para alcanzar grandes ángulos de ataque y altas aceleraciones laterales. Cuando los controles actúan en direcciones opuestas, el misil rota y el ángulo de ataque del fuselaje se incrementa para generar mayores aceleraciones en estado estacionario, aunque el tiempo de respuesta es mayor. Con el modelo aerodinámico completo, es posible obtener una parametrización dependiente de los estados de la dinámica de corto periodo del misil. Debido al efecto de acoplamiento entre los controles, la respuesta en bucle abierto no depende linealmente de los controles. El autopiloto se optimiza para obtener la maniobra requerida por la ley de guiado sin exceder ninguno de los límites aerodinámicos o mecánicos del misil. Una segunda contribución de la tesis es el desarrollo de un autopiloto con múltiples entradas de control y que integra la aerodinámica no lineal, controlando los tres canales de picado, guiñada y cabeceo de forma simultánea. Las ganancias del autopiloto dependen de los estados del misil y se calculan a cada paso de integración mediante la resolución de una ecuación de Riccati de orden 21x21. Las ganancias obtenidas son sub-óptimas, debido a que una solución completa de la ecuación de Hamilton-Jacobi-Bellman no puede obtenerse de manera práctica, y se asumen ciertas simplificaciones. Se incorpora asimismo un mecanismo que permite acelerar la respuesta en caso necesario. Como parte del autopiloto, se define una estrategia para repartir el esfuerzo de control entre el canard y la cola. Esto se consigue mediante un controlador aumentado situado antes del bucle de optimización, que minimiza el esfuerzo total de control para maniobrar. Esta ley de alimentación directa mantiene al misil cerca de sus condiciones de equilibrio, garantizando una respuesta transitoria adecuada. El controlador no lineal elimina la respuesta de fase no-mínima característica de la cola. En esta Tesis se consideran dos diseños para el guiado y control, el control en Doble-Lazo y el control Integrado. En la aproximación de Doble-Lazo, el autopiloto se sitúa dentro de un bucle interior y se diseña independientemente del guiado, que conforma el bucle más exterior del control. Esta estructura asume que existe separación espectral entre los dos, esto es, que los tiempos de respuesta del autopiloto son mucho mayores que los tiempos característicos del guiado. En el estudio se combina el autopiloto desarrollado con una ley de guiado óptimo. Los resultados obtenidos demuestran que se consiguen aumentos muy importantes en las actuaciones frente a misiles con control canard o control en cola, y que la interceptación, cuando se lanza cerca del curso de colisión, se consigue desde cualquier ángulo alrededor del blanco. Para el misil de doble mando, la estrategia óptima resulta en utilizar el modo de control opuesto en la aproximación al blanco y utilizar el modo de desviación justo antes del impacto. Sin embargo la lógica de doble bucle no consigue el impacto cuando hay desviaciones importantes con respecto al curso de colisión. Una de las razones es que parte de la demanda de guiado se pierde, ya que el misil solo es capaz de modificar su aceleración lateral, y no tiene control sobre su aceleración axial, a no ser que incorpore un motor de empuje regulable. La hipótesis de separación mencionada, y que constituye la base del Doble-Bucle, puede no ser aplicable cuando la dinámica del misil es muy alta en las proximidades del blanco. Si se combinan el guiado y el autopiloto en un único bucle, la información de los estados del misil está disponible para el cálculo de la ley de guiado, y puede calcularse la estrategia optima de guiado considerando las capacidades y la actitud del misil. Una tercera contribución de la Tesis es la resolución de este segundo diseño, la integración no lineal del guiado y del autopiloto (IGA) para el misil de doble control. Aproximaciones anteriores en la literatura han planteado este sistema en ejes cuerpo, resultando en un sistema muy inestable debido al bajo amortiguamiento del misil en cabeceo y guiñada. Las simplificaciones que se tomaron también causan que el misil se deslice alrededor del blanco y no consiga la intercepción. En nuestra aproximación el problema se plantea en ejes inerciales y se recurre a la dinámica de los cuaterniones, eliminado estos inconvenientes. No se limita a la dinámica de corto periodo del misil, porque se construye incluyendo de modo explícito la velocidad dentro del bucle de optimización. La formulación resultante en el IGA es independiente de la maniobra del blanco, que sin embargo se ha de incluir en el cálculo del modelo en Doble-bucle. Un típico inconveniente de los sistemas integrados con controlador proporcional, es el problema de las escalas. Los errores de guiado dominan sobre los errores de posición del misil y saturan el controlador, provocando la pérdida del misil. Este problema se ha tratado aquí con un controlador aumentado previo al bucle de optimización, que define un estado de equilibrio local para el sistema integrado, que pasa a actuar como un regulador. Los criterios de actuaciones para el IGA son los mismos que para el sistema de Doble-Bucle. Sin embargo el problema matemático resultante es muy complejo. El problema óptimo para tiempo finito resulta en una ecuación diferencial de Riccati con condiciones terminales, que no puede resolverse. Mediante un cambio de variable y la introducción de una matriz de transición, este problema se transforma en una ecuación diferencial de Lyapunov que puede resolverse mediante métodos numéricos. La solución resultante solo es aplicable en un entorno cercano del blanco. Cuando la distancia entre misil y blanco es mayor, se desarrolla una solución aproximada basada en la solución de una ecuación algebraica de Riccati para cada paso de integración. Los resultados que se han obtenido demuestran, a través de análisis numéricos en distintos escenarios, que la solución integrada es mejor que el sistema de Doble-Bucle. Las trayectorias resultantes son muy distintas. El IGA preserva el guiado del misil y consigue maximizar el uso de la propulsión, consiguiendo la interceptación del blanco en menores tiempos de vuelo. El sistema es capaz de lograr el impacto donde el Doble-Bucle falla, y además requiere un orden menos de magnitud en la cantidad de cálculos necesarios. El efecto de los ruidos radar, datos discretos y errores del radomo se investigan. El IGA es más robusto, resultando menos afectado por perturbaciones que el Doble- Bucle, especialmente porque el núcleo de optimización en el IGA es independiente de la maniobra del blanco. La estimación de la maniobra del blanco es siempre imprecisa y contaminada por ruido, y degrada la precisión de la solución de Doble-Bucle. Finalmente, como una cuarta contribución, se demuestra que el misil con guiado IGA es capaz de realizar una maniobra de defensa contra un blanco que ataque por su cola, sólo con control aerodinámico. Las trayectorias estudiadas consideran una fase pre-programada de alta velocidad de giro, manteniendo siempre el misil dentro de su envuelta de vuelo. Este procedimiento no necesita recurrir a soluciones técnicamente más complejas como el control vectorial del empuje o control por chorro para ejecutar esta maniobra. En todas las demostraciones matemáticas se utiliza el producto de Kronecker como una herramienta practica para manejar las parametrizaciones dependientes de variables, que resultan en matrices de grandes dimensiones. ABSTRACT Future missions for air to air endo-atmospheric missiles require the interception of targets with higher speeds and more maneuverable, including forthcoming unmanned supersonic combat vehicles. The interception will need to be achieved from any angle and off-boresight launch conditions. One of the most significant discussions in missile technology today is how to satisfy these new operational requirements by increasing missile maneuvering capabilities and in parallel, through the development of more advanced guidance and control methods. This Thesis addresses these two objectives by proposing a novel optimal integrated guidance and autopilot design scheme, applicable to more maneuverable missiles with forward and rearward aerodynamic controls. A first insight of these results have been recently published in the Journal of Aerospace Engineering in April 2015, [Ibarrondo and Sanz-Aránguez, 2015]. The value of this integrated solution is that it allows the missile to comply with the aforementioned requirements only by applying aerodynamic control. The proposed design is compared against more traditional guidance and control approaches with positive results, achieving reduced control efforts and lower miss distances with the integrated logic even in the presence of noises. In this Thesis it will be demonstrated how the dual control missile, where canard and tail fins are both movable, can enhance the capabilities of an existing missile airframe. Compared to a tail missile, dual control only requires two additional servos to actuate the canards in pitch and yaw. The tail section will be responsible to maintain the missile stabilized in roll, like in a classic tail missile. The additional complexity is that the vortices shed from the canard propagate downstream where they interact with the tail surfaces, altering the tail expected control characteristics. These aerodynamic phenomena must be properly described, as a preliminary step, with high enough precision for advanced guidance and control studies. As a first contribution we have developed a full analytical model of the nonlinear aerodynamics of a missile with dual control, including the characterization of this cross-control coupling effect. This development has been produced from a theoretical model validated with reliable practical data obtained from wind tunnel experiments available in the scientific literature, complement with computer fluid dynamics and semi-experimental methods. There are two modes of operating a missile with forward and rear controls, ”divert” and ”opposite” modes. In divert mode, controls are deflected in the same direction, generating an increment in direct lift and missile translation. Response is fast, but in this mode, dual control missiles may have difficulties in achieving large angles of attack and high level of lateral accelerations. When controls are deflected in opposite directions (opposite mode) the missile airframe rotates and the body angle of attack is increased to generate greater accelerations in steady-state, although the response time is larger. With the aero-model, a state dependent parametrization of the dual control missile short term dynamics can be obtained. Due to the cross-coupling effect, the open loop dynamics for the dual control missile is not linearly dependent of the fin positions. The short term missile dynamics are blended with the servo system to obtain an extended autopilot model, where the response is linear with the control fins turning rates, that will be the control variables. The flight control loop is optimized to achieve the maneuver required by the guidance law without exceeding any of the missile aerodynamic or mechanical limitations. The specific aero-limitations and relevant performance indicators for the dual control are set as part of the analysis. A second contribution of this Thesis is the development of a step-tracking multi-input autopilot that integrates non-linear aerodynamics. The designed dual control missile autopilot is a full three dimensional autopilot, where roll, pitch and yaw are integrated, calculating command inputs simultaneously. The autopilot control gains are state dependent, and calculated at each integration step solving a matrix Riccati equation of order 21x21. The resulting gains are sub-optimal as a full solution for the Hamilton-Jacobi-Bellman equation cannot be resolved in practical terms and some simplifications are taken. Acceleration mechanisms with an λ-shift is incorporated in the design. As part of the autopilot, a strategy is defined for proper allocation of control effort between canard and tail channels. This is achieved with an augmented feed forward controller that minimizes the total control effort of the missile to maneuver. The feedforward law also maintains the missile near trim conditions, obtaining a well manner response of the missile. The nonlinear controller proves to eliminate the non-minimum phase effect of the tail. Two guidance and control designs have been considered in this Thesis: the Two- Loop and the Integrated approaches. In the Two-Loop approach, the autopilot is placed in an inner loop and designed separately from an outer guidance loop. This structure assumes that spectral separation holds, meaning that the autopilot response times are much higher than the guidance command updates. The developed nonlinear autopilot is linked in the study to an optimal guidance law. Simulations are carried on launching close to collision course against supersonic and highly maneuver targets. Results demonstrate a large boost in performance provided by the dual control versus more traditional canard and tail missiles, where interception with the dual control close to collision course is achieved form 365deg all around the target. It is shown that for the dual control missile the optimal flight strategy results in using opposite control in its approach to target and quick corrections with divert just before impact. However the Two-Loop logic fails to achieve target interception when there are large deviations initially from collision course. One of the reasons is that part of the guidance command is not followed, because the missile is not able to control its axial acceleration without a throttleable engine. Also the separation hypothesis may not be applicable for a high dynamic vehicle like a dual control missile approaching a maneuvering target. If the guidance and autopilot are combined into a single loop, the guidance law will have information of the missile states and could calculate the most optimal approach to the target considering the actual capabilities and attitude of the missile. A third contribution of this Thesis is the resolution of the mentioned second design, the non-linear integrated guidance and autopilot (IGA) problem for the dual control missile. Previous approaches in the literature have posed the problem in body axes, resulting in high unstable behavior due to the low damping of the missile, and have also caused the missile to slide around the target and not actually hitting it. The IGA system is posed here in inertial axes and quaternion dynamics, eliminating these inconveniences. It is not restricted to the missile short term dynamic, and we have explicitly included the missile speed as a state variable. The IGA formulation is also independent of the target maneuver model that is explicitly included in the Two-loop optimal guidance law model. A typical problem of the integrated systems with a proportional control law is the problem of scales. The guidance errors are larger than missile state errors during most of the flight and result in high gains, control saturation and loss of control. It has been addressed here with an integrated feedforward controller that defines a local equilibrium state at each flight point and the controller acts as a regulator to minimize the IGA states excursions versus the defined feedforward state. The performance criteria for the IGA are the same as in the Two-Loop case. However the resulting optimization problem is mathematically very complex. The optimal problem in a finite-time horizon results in an irresoluble state dependent differential Riccati equation with terminal conditions. With a change of variable and the introduction of a transition matrix, the equation is transformed into a time differential Lyapunov equation that can be solved with known numerical methods in real time. This solution results range limited, and applicable when the missile is in a close neighborhood of the target. For larger ranges, an approximate solution is used, obtained from solution of an algebraic matrix Riccati equation at each integration step. The results obtained show, by mean of several comparative numerical tests in diverse homing scenarios, than the integrated approach is a better solution that the Two- Loop scheme. Trajectories obtained are very different in the two cases. The IGA fully preserves the guidance command and it is able to maximize the utilization of the missile propulsion system, achieving interception with lower miss distances and in lower flight times. The IGA can achieve interception against off-boresight targets where the Two- Loop was not able to success. As an additional advantage, the IGA also requires one order of magnitude less calculations than the Two-Loop solution. The effects of radar noises, discrete radar data and radome errors are investigated. IGA solution is robust, and less affected by radar than the Two-Loop, especially because the target maneuvers are not part of the IGA core optimization loop. Estimation of target acceleration is always imprecise and noisy and degrade the performance of the two-Loop solution. The IGA trajectories are such that minimize the impact of radome errors in the guidance loop. Finally, as a fourth contribution, it is demonstrated that the missile with IGA guidance is capable of performing a defense against attacks from its rear hemisphere, as a tail attack, only with aerodynamic control. The studied trajectories have a preprogrammed high rate turn maneuver, maintaining the missile within its controllable envelope. This solution does not recur to more complex features in service today, like vector control of the missile thrust or side thrusters. In all the mathematical treatments and demonstrations, the Kronecker product has been introduced as a practical tool to handle the state dependent parametrizations that have resulted in very high order matrix equations.

Modelagem e análise de desempenho de sistema para geração de energia elétrica através de ondas marítimas.

Mediante a crescente necessidade de aumento na oferta de energia elétrica devido à constante elevação na demanda mundial, esta dissertação avalia o desempenho de um sistema conversor de energia de ondas marítimas em energia elétrica. O sistema em análise é o de coluna de água oscilante com turbina de dupla ação instalado na costa. Utiliza-se um modelo regular de ondas como perturbação à dinâmica de uma câmara semi-submersa gerando fluxo de ar através de uma turbina à ar de dupla ação. O sistema final é não linear e com parâmetros variantes no tempo. A dissertação investiga possibilidades para o aumento do rendimento da turbina em diferentes condições de mar através do método de simulação numérica. Após a modelagem física e matemática do sistema escolhido, inicia-se a síntese de um controlador proporcional derivativo para controle da pressão de ar na turbina em torno da pressão ideal de trabalho da mesma. A análise inclui o comparativo entre os resultados do sistema com e sem controlador e a avaliação de robustez utilizando ondas com amplitude variável. O trabalho apresenta ainda propostas de otimização do sistema para trabalhar em condições similares a região de Pecém no Brasil. Pelos resultados obtidos nas simulações, conclui-se que o rendimento e a robustez do sistema podem melhorar utilizando um sistema controlado. O rendimento do sistema poderá ainda ser otimizado para a região de instalação.