@MastersThesis{Campos:2004:EsMéCá,
               author = "Campos, Daniel Carmona de",
                title = "Estudos de um m{\'e}todo para c{\'a}lculo de ganhos da malha de 
                         controle de atitude de um lan{\c{c}}ador de sat{\'e}lites",
               school = "Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)",
                 year = "2004",
              address = "S{\~a}o Jos{\'e} dos Campos",
                month = "2004-04-05",
             keywords = "controle de atitude, controle autom{\'a}tico de v{\^o}o, 
                         ve{\'{\i}}culos lan{\c{c}}adores, lan{\c{c}}amento de 
                         espa{\c{c}}onaves, sistemas de controle SISO, regulador 
                         quadr{\'a}tico linear, sistemas n{\~a}o-lineares, attitude 
                         control, automatic flight control, launch vehicles, spacecraft 
                         launching, SISO (control systems), linear quadratic regulator, 
                         nonlinear systems.",
             abstract = "Neste trabalho, os ganhos do controlador do VLS s{\~a}o 
                         calculados aplicando-se a t{\'e}cnica de p{\'o}los congelados em 
                         intervalos de 1 segundo de v{\^o}o, permitindo que uma 
                         an{\'a}lise linear invariante seja adotada para cada intervalo de 
                         tempo ao longo de todas fases de v{\^o}o. Como a arquitetura de 
                         controle adotada {\'e} fixa (PID), os valores dos ganhos devem 
                         ser escalonados ao longo do tempo (gain scheduling) para que o 
                         foguete cumpra os diversos requisitos de estabilidade e 
                         performance determinados para a miss{\~a}o. Utilizando-se uma 
                         metodologia LQ (Linear Quadr{\'a}tica), para um instante de tempo 
                         escolhido, obt{\^e}m-se um modelo de refer{\^e}ncia que {\'e} 
                         estendido para todos instantes de v{\^o}o. Por{\'e}m, 
                         atrav{\'e}s dos 3 ganhos do controlador (eixo de arfagem) 
                         n{\~a}o {\'e} poss{\'{\i}}vel em cada instante de v{\^o}o se 
                         fixar todos os par{\^a}metros do modelo, fazendo como que este 
                         varie em rela{\c{c}}{\~a}o ao modelo de refer{\^e}ncia e 
                         degradando o controle de atitude em rela{\c{c}}{\~a}o ao 
                         instante onde o funcional foi minimizado. Al{\'e}m disso, a 
                         escolha das matrizes de pondera{\c{c}}{\~a}o {\'e} extremamente 
                         emp{\'{\i}}rica, tendo pouco significado f{\'{\i}}sico e 
                         rela{\c{c}}{\~a}o com a resposta no tempo. Neste trabalho, 
                         utiliza-se um m{\'e}todo anal{\'{\i}}tico para 
                         determina{\c{c}}{\~a}o dos ganhos da malha de controle de 
                         atitude. Esta t{\'e}cnica visa definir os requisitos de resposta 
                         no tempo, a saber, tempo de subida, tempo de assentamento e 
                         m{\'a}ximo erro {\`a} entrada rampa. Desta maneira fixam-se as 
                         caracter{\'{\i}}sticas da resposta no tempo, permitindo com que 
                         os p{\'o}los e zeros variem dentro de uma certa faixa 
                         (respeitando assim a ?natureza? vari{\'a}vel do sistema). Este 
                         m{\'e}todo mostra-se promissor quando comparado com o m{\'e}todo 
                         j{\'a} implementado, pois permite uma rela{\c{c}}{\~a}o mais 
                         direta entre os par{\^a}metros de ajuste e a resposta no tempo, 
                         al{\'e}m de maiores margens de fase e ganho. ABSTRACT: In this 
                         work, the VLS (Satellite Launcher Vehicle) control gains are 
                         calculated applying a frozen poles technique for each 1-second 
                         interval, allowing that a linear time invariant analysis to be 
                         executed inside each time interval during all flight phases. The 
                         system control architecture is proportional-integral with 
                         derivative feedback, making the 3 gains (pitch axis) to be 
                         scheduled with time so that the launcher can achieve the 
                         performance and stability requirements for the mission. A LQ 
                         (Linear Quadratic) methodology is applied for a chosen time 
                         instant, achieving a reference model that is adopted for all 
                         instants. However, making use of the 3 controller gains, it is not 
                         possible in each time to freeze all parameters of the model. This 
                         way, the controlled model varies during the flight and degenerates 
                         the attitude control in comparison with the reference model. Also, 
                         the specification of the weighting matrixes is an extremely 
                         empirical procedure, has poor physical meaning and relation with 
                         the time response. In this work, an analytic method is used for 
                         the determination of the gains, establishing the time response 
                         parameters: rising time, settling time and maximum ramp error. 
                         This way, the poles and zeros are free to move (respecting the 
                         variable {"}nature{"} of this system), regarding only the time 
                         requirements. This method appears to be better than the LQ method 
                         already in use, since it allows a corresponding between the 
                         adjustable parameters and the time response and has larger phase 
                         and gain margins.",
            committee = "Carrara, Valdemir (presidente) and Leite Filho, Waldemar de Castro 
                         (orientador) and Ricci, M{\'a}rio C{\'e}sar and Oliveira e 
                         Souza, Marcelo Lopes de and Kienitz, Karl Heinz",
           copyholder = "SID/SCD",
         englishtitle = "Analytical method for computing the controller gains of a 
                         satellite launcher",
             language = "pt",
                pages = "160",
                  ibi = "6qtX3pFwXQZ3P8SECKy/C9y5v",
                  url = "http://urlib.net/ibi/6qtX3pFwXQZ3P8SECKy/C9y5v",
           targetfile = "publicacao (2).pdf",
        urlaccessdate = "15 jun. 2024"
}