Análise e projeto de sistemas de controle de atitude para o Veículo Lançador de Satélites (VLS)

• Ano de defesa: 2014
• Autor(a) principal: Adolfo Graciano Silva
• Orientador(a): Waldemar de Castro Leite Filho, Alexandro Garro Brito
• Banca de defesa: Fernando José de Oliveira Moreira, Luis Henrique de Carvalho Ferreira
• Tipo de documento: Dissertação
• Tipo de acesso: Acesso aberto
• Idioma: por
• Instituição de defesa: Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
• Programa de Pós-Graduação: Programa de Pós-Graduação do INPE em Mecânica Espacial e Controle
• País: BR
• Resumo em Inglês: In this work is performed the analysis and design of four different controllers to the attitude control systern, of the Brazilian Satellite Launcher Vehicle (SLV). First of a11, is discussed the mathematical model of the dynamics of a launch vehicle, which can be represented by a svstern of nonlinear equations. In the following, a coupled of assumptions are made and the systern is linearized around the reference trajectory. Thus, the linear systerns theory can be applied in the design phase of the controller. Before starting the design of the controller, the requirernents for performance and robustness typically used in the design of launch vehicles are defined. The system robustness is primarily evaluated by the stability margins of the system, which may be associated with physical parameters of the vehicle, and the elements of actuation and sensing in the loop. The system performance is evaluated in the time domain by means of the classical metrics used in the control of linear systems. During this work, are also studied the two stabilization techniques of the bending modes, the phase stabilization and gain stabilization. From the requirernents of robustness associated with the techniques of stabilization of bending modes, a methodology is proposed to spccify thc charactcristics of the frequency response of a filter, which is used to stabilize the bending modes. Finally, the four controllers are designed using the data related to the SLV and the concepts developed during this work. To evaluate the performance of the four different controllers, a 6 degrees of freedom simulator are used. The controllers are evaluated in the nominal case and non-nominal case. Frorn the analysis of the time domain response is defined that, the architecture IV had the best performance.
• Link de acesso: http://urlib.net/sid.inpe.br/mtc-m21b/2014/03.06.16.40

Neste trabalho é realizada a análise e projeto de quatro estruturas diferentes de controlador para o sistema de controle de atitude do Veículo Lançador de Satélites Brasileiro (VLS). Primeiramente, é abordada a modelagem matemática da dinâmica de um veículo lançador, a qual pode ser representada por um sistema de equações não lineares. Em seguida. o sistema é linearizado em torno da trajetória de referência. para que se possa aplicar a teoria de sistemas lineares para. análise e projeto Antes de se iniciar o projeto, são definidos os requisitos de desempenho e robustez tipicamente utilizados no projeto de veículos lançadores. A robustez do sistema é avaliada primeiramente por meio das margens de estabilidade do sistema, as quais podem ser associadas aos parâmetros físicos do veículo, e aos elementos de atuação e medição da malha. O desempenho do sistema por sua vez, é avaliado no domínio do tempo. por meio das métricas clássicas utilizadas nos sistema de controle lineares. Também são abordadas as duas técnicas de estabilização dos modos de flexão a estabilização por fase e a estabilização por ganho. A partir dos requisitos de robustez, associados as técnicas de estabilização dos modos de flexão, é proposta uma metodologia para se especificar as características da resposta em frequência que o filtro utilizado para estabilizar os modos de flexão deve possuir. Por fim, é projetado o sistema de controle para as quatro arquiteturas, utilizando-se os dados referentes ao VLS. Para avaliar o desempenho é utilizado um simulador de 6 graus de liberdade. As estruturas são avaliadas para o caso nominal e não nominal de voo. A partir da análise da resposta temporal é definida que a estrutura IV obteve o melhor desempenho.