Imposto pessoal sobre o rendimento: compatibilidade com um modelo dual de tributação

De entre os impostos que integram o nosso sistema fiscal, o imposto sobre o rendimento das pessoas singulares, ocupa um lugar de destaque na arrecadação de receitas. A sua im-portância coloca este imposto sobre pressão, pondo em confronto a tributação dos rendi-mentos de capitais e a tributação dos rendimentos do trabalho. O modelo de base compreensiva em que assenta o imposto pessoal está semi dualizado, dado tributar de forma diferente os rendimentos com origem em investimentos financeiros, subtraindo-os ao englobamento com os restantes rendimentos. Com a presente dissertação, pretende-se averiguar se o imposto pessoal, face ao recorte constitucional, pode adoptar um modelo de base semi-dual. Esta configuração permitiria simplificar o imposto, assumir duas bases e coloca-lo em linha com os modelos de tributação pessoal adoptados em alguns países europeus. O estudo realizado permitiu concluir que é possível a adopção de um modelo de base semi-dual, desde que se mantenha, por opção do contribuinte, o regime do englobamento com os restantes rendimentos. A dúvida que manifestamos relaciona-se com a oportuni-dade da concretização da reforma. O momento delicado de finanças públicas que o nosso país atravessa, traz tarefas acrescidas aos políticos, fruto dos compromissos internacionais assumidos, o que pode obstar ao agendamento da reforma do imposto pessoal que muitos reclamam. Daí que o caminho a seguir seria o do aperfeiçoamento do actual modelo.

La ense??anza de espa??ol en Estados Unidos dentro del Modelo de Inmersi??n Dual G??mez y G??mez

Resumen basado en el de la publicaci??n

Simples nacional: novo modelo de tributação das microempresas e empresas de pequeno porte

o presente estudo aborda o modelo Simples Nacional como diferencial de tributação aplicado as microempresas e empresas de pequeno porte com a finalidade de garantir maiores perspectivas de consolidação desses negócios no mercado, a partir de um tratamento tributário diferenciado. Tal mudança deu-se a partir das determinações do novo Código Tributário em vigor por meio da Lei Complementar nO. 123, da Microempresa (ME) e da Empresa de Pequeno Porte (EPP). Trata-se de um conjunto de normas que determinam um tratamento simplificado e favorecido aos pequenos negócios, conhecida no âmbito tributário como Simples Nacional ou "Super Simples". O estudo objetiva analisar a relevância do tratamento tributário diferenciado como forma de estimular o desenvolvimento desse segmento na economia nacional. Adotei como percurso metodológico para o estudo a pesquisa bibliográfica e documental, complementado por um estudo de caso realizado em empresa de pequeno porte na cidade de Belém. Verifica-se que a implementação do modelo Simples Nacional ainda está em fase de experimentações, não sendo possível ainda perceber vantagens significativas no desenvolvimento das microempresas e empresas de pequeno porte, contudo, é possível que se avance no sentido de minimizar as situações de informalidade. Conclui-se que mesmo com o tratamento tributário diferenciado aplicado as microempresas e empresas de pequeno porte, o Simples Nacional expressa vantagens e desvantagens para este setor produtivo.

La autonomía y descentralización del modelo federal venezolano. Una mutación del federalismo dual en el marco del ordenamiento latinoamericano

En la presente investigación se estudió la organización administrativa y territorial de la República Bolivariana de Venezuela, para poder identificar si se podían definir y catalogar a Venezuela como un Estado federal como manda su Constitución, o si por el contrario, podríamos estar hablando de una organización distinta llámese autonómica o unitaria, o simplemente un modelo federal diferente al dual influenciado por las diferentes formas de organización.

Controle semi-ativo de vibrações com fluido magnetoreológico utilizando LMis e lógica nebulosa otimizada por algoritmo genético

Pós-graduação em Engenharia Mecânica - FEIS

A TRIBUTAÇÃO INTERNACIONAL DOS DESPORTISTAS NA ÓTICA DOS IMPOSTOS SOBRE O RENDIMENTO

Esta dissertação tem por objeto “A Tributação Internacional dos Desportistas na Ótica dos Impostos sobre o Rendimento”, pretendendo-se analisar o objeto e o alcance das convenções fiscais bilaterais, no âmbito da tributação dos desportistas, caraterizando as suas regras, bem como as regras constantes da legislação nacional em sede de Imposto sobre o Rendimento das Pessoas Singulares (IRS) e de Imposto sobre o Rendimento das Pessoas Coletivas (IRC).A evolução da economia portuguesa, e em especial do desporto, fruto da globalização, internacionalização e mobilidade dos fatores de produção, verificada na União Europeia (UE) e a nível mundial, tem originado que cada vez mais fluxos de rendimentos e de capitais circulem de e para Portugal, factos que levam a que a Fiscalidade já não possa ser estudada de uma forma isolada sem se conhecer o regime das convenções de dupla tributação (CDT) celebradas por Portugal relativas aos impostos sobre o rendimento.A diversidade dos rendimentos auferidos, bem como a natureza dos serviços prestados, fazem dos desportistas das pessoas mais móveis do mundo, levantando-se as mais diversas questões no campo tributário, nomeadamente ao nível do conceito de desportista e da qualificação dos rendimentos por eles auferidos, a que pretendemos dar resposta ao longo deste trabalho. A maioria das CDT define como regra geral, no que concerne aos desportistas, a competência cumulativa para a tributação dos rendimentos auferidos pelos mesmos, suscitando desde logo a questão de saber se o modelo de tributação dos desportistas é suficiente ou necessário nos dias de hoje. A esta questão procuraremos dar resposta no final.

Segmentação de imagens utilizando competição e cooperação entre partículas

Este artigo apresenta uma proposta de extensão do modelo de aprendizado semi-supervisionado conhecido como Competição e Cooperação entre Partículas para a realização de tarefas de segmentação de imagens. Resultados preliminares mostram que esta é uma abordagem promissora.

Avaliação de um modelo físico de produção de bovinos no semi-árido integrando caatinga, capim-buffel e leucena.: I. fase de cria

O estudo teve como objetivo avaliar um modelo físico do sistema de cria de bovinos para as áreas mais secas do Semi-Árido brasileiro, associando a pastagem natural com pastos cultivados tolerantes à seca. A caatinga foi pastejada no período verde, e o capim buffel no restante do ano. A suplementação com leucena ocorreu no período seco, sob pastejo direto e feno no cocho. Parâmetros de desempenho, monitorados de novembro de 1991 a outubro de 1995, mostraram uma taxa média de parição da ordem de 72,8% ao ano e taxas de mortalidade praticamente nulas. O peso vivo médio dos bezerros aos 205 dias de idade foi de 153,4 kg e a produ- ção de bezerros desmamados foi de 109,5 kg/matriz exposta/ano e de 25,5 kg/hectare/ano. Os resultados são considerados bastante expressivos, considerando-se que mais da metade da área era ocupada com pastagens nativas de caatinga e que a oferta de leucena foi limitada pela ocorrência de uma forte estiagem.

La educación española de adultos en el contexto internacional : la consolidación del modelo dual.

La división entre las políticas educativas y laborales españolas no se ha modificado con la promulgación de la LOGSE ni de la LOCE. Dos acontecimientos internacionales refuerzan el dualismo: la doble cultura de la educación, centrada en los aspectos sociales y compensatorios; y de la formación, volcada hacia la mejora de las cualificaciones profesionales y del sistema productivo. El Foro Mundial sobre Educación de Dakar muestra tanto la dificultad de conseguir la reducción de las tasas de analfabetismo de los adultos a nivel mundial, como la de llegar a la universalización de la educación básica. La formación profesional acentúa su carácter estratégico y su condición de mercado primario de formación para la población adulta. El Memorándum sobre la formación profesional para la década de los noventa, publicado en 1991, acentúa la idea de considerar la formación como inversión. Así, un aumento y una mejora de la formación redundan directamente sobre la competitividad del sistema productivo europeo. Se promulga la creación de un sistema europeo de cualificaciones profesionales. Así, cuando entra en vigor el Tratado de Maastrich, se publica el Libro Blanco de la Comisión Europea, Crecimiento, Competitividad y Empleo, en el que se expone que sólo un 42 por ciento de los jóvenes europeos que abandona el sistema educativo a la edad legal establecida alcanza los objetivos de la Educación Secundaria. De este modo, la Unión Europea se preocupa por el mantenimiento de su potencial económico derivado de la competitividad de su sistema productivo. Por ello, la mano de obra debe adaptarse cada vez a situaciones más cambiantes, y esto sólo es posible flexibilizando las prácticas educativas y formativas, y transformando la concepción social de la educación y la formación. Por su parte, el Informe Delors ofrece una visión utópica de la educación de adultos opuesta a la visión pragmática adoptada antes por la Unión Europea. En él se expresa que las sociedades modernas deben convertirse en sociedades educativas con cuatro aspiraciones para las personas: aprender a ser, a hacer, a conocer y a vivir juntos. A diferencia de la UNESCO, el discurso europeo vincula el aprendizaje permanente con el desarrollo económico y con la mejora de la competitividad mediante la consecución, por parte de los ciudadanos, de las cualificaciones básicas precisas. Sin embargo, en la educación de adultos española conviene integrar el modelo educativo, fundamentalmente compensatorio, y el modelo formativo, vinculado al sistema productivo y al desarrollo.

Integração semi-Lagrangeana num modelo oceano-atmosfera e ajuste geostrófico no domínio tempo

Este trabalho visa o uso da função de Green de valor inicial no ajuste geostrófico e do método Semi-Lagrangeano na integração de um modelo acoplado oceano-atmosfera descrito pelas equações de águas rasas. O ajuste geostrófico é considerado atravées de perturbações na pressão e do vento. No caso de sistemas sem rotação, é discutida a relação da equação hidrostática com ondas longas não-dispersivas. Com rotação, a conservação da vorticidade potencial permite escolher a elevação correspondente a um estado de equilíbrio geostrófico. O sistema de equações de águas rasas é desacoplado em equações de Klein-Gordon com valores iniciais e termos não-homogêneos acoplados. A resposta dinâmica formada pela resposta transiente e a resposta forçada é obtida para uma perturbação inicial da elevação. A ação do vento como forçante nas equações de momento 2D, através do transporte de Eckman, conduz a uma equação de águas rasas forçada. Uma decomposição da resposta forçada é realizada com uma resposta permanente, que satisfaz a equação de Helmholtz , e com o uso da base dinâmica gerada pela resposta impulso. Um modelo hidrodinâmico 3D introduzido por Casulli e governado por equações não-lineares de águas rasas é integrado na vertical para a obtenção de um modelo 2D. Com isto, as condições de contorno devido a tensão do vento e a fricção devido a topografia do fundo, transformam-se em forçantes do modelo. O modelo foi integrado com um método semi-implícito em diferenças finitas, utilizando-se o método Semi-Lagrangeano para a parte advectiva. Simulações simbólicas foram realizadas para o ajuste geostrófico devido a perturbações de duração infinita e finita para a elevação e para o efeito da tensão do vento. Foram realizadas simulações numéricas para variadas geometrias, em particular a Baia de Guanabara e a Lagoa do Patos.

Eficiência do gasto público na América Latina: uma análise comparativa a partir do modelo semi-paramétrico com estimativa em dois estágios

Incluye Bibliografía

Extração semi-automática de edificações com análise do modelo numérico de elevações

Fundação de Amparo à Pesquisa do Estado de São Paulo (FAPESP)

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.

Modelo de análise técnico-tática do jogo de handebol : necessidades, perspectivas e implicações de um modelo de interpretação das situações de jogo em tempo real

Universidade Estadual de Campinas . Faculdade de Educação Física

Modelo de programação linear para otimização econômica do projeto de irrigação Baixo Acaraú - CE

The present work had as objective uses a model of lineal programming algorithm to optimize the use of the water in the District of Irrigation Baixo Acarau-CE proposing the best combination of crop types and areas established of 8,0 ha. The model aim maximize the net benefit of small farmer, incorporating the constraints in water and land availability, and constraints on the market. Considering crop types and the constraints, the study lead to the following conclusions: 1. The water availability in the District was not a limiting resources, while all available land was assigned in six of the seven cultivation plans analyzed. Furthermore, water availability was a restrictive factor as compared with land only when its availability was made to reduce to 60% of its actual value; 2. The combination of soursop and melon plants was the one that presented the largest net benefit, corresponding to R$ 5,250.00/ha/yr. The planting area for each crop made up to 50% of the area of the plot; 3. The plan that suggests the substitution of the cultivation of the soursop, since a decrease in annual net revenue of 5.87%. However, the plan that contemplates the simultaneous substitution of both soursop and melon produced the lowest liquid revenue, with reduction of 33.8%.