Multi Objective Optimization of Multi Component Isothermal Liquid-Phase Kinetic Sequence using Multivariable PI Control

In this paper, an optimal tuned saturated PI type controller with anti-windup structure is used for process control. In first step, a single objective genetic algorithm is used to find the optimal values of controller parameters. To show the difference between optimal and non-optimal control, we use this controller to track the square pulse. The results show that by choosing the control parameters randomly the output cannot track the reference signal but by optimizing the control parameters, the error, and settling time decreases significantly and efficiency of control increases but it needs more control effort. To find the optimal control parameters with lower control input, a multi objective genetic algorithm is used in next step and three points in Pareto front are analysed. It is shown that this method increases the control efficiency and needs lower control input than obtained by single objective genetic algorithm

CONTROLE DE UMA AERONAVE FLEXÍVEL

A aviação civil e militar vem buscando ao longo dos anos uma modernização das aeronaves com vias a se ter dispositivos com maior capacidade de carga, menor peso estrutural e maior eficiência aerodinâmica. Com o surgimento dos chamados materiais compósitos (fibra de carbono, dentre outras) abrem-se novas possibilidades de se terem aeronaves mais sofisticadas e de diferentes comportamentos. Seguindo esta tendência, avaliou-se o comportamento de uma aeronave com características de grande flexibilidade, o avião B-1, o que influi na capacidade de voo da aeronave, com vias de utilização futura da mesma categoria de não tripulada. Assim, aplicou-se uma lei de controle não linear com a técnica do regulador integrativo universal que foi capaz de permitir que a aeronave percorra uma trajetória pré-estabelecida sem a necessidade de interferência humana. Foi feita formulação matemática da aeronave (dinâmica), lei de controle e simulações numéricas como forma de comprovar a eficácia e robustez da lei de controle adotada. Palavras-chaves: Aeronáutica, Aeronave flexível, Controle não linear, Regulador integrativo universal

Nonlinear Flight Control Design Using Backstepping Methodology

The subject of nonlinear flight control design using backstepping control methodology is investigated in the dissertation research presented here. Control design methods based on nonlinear models of the dynamic system provide higher utility and versatility because the design model more closely matches the physical system behavior. Obtaining requisite model fidelity is only half of the overall design process, however. Design of the nonlinear control loops can lessen the effects of nonlinearity, or even exploit nonlinearity, to achieve higher levels of closed-loop stability, performance, and robustness. The goal of the research is to improve control quality for a general class of strict-feedback dynamic systems and provide flight control architectures to augment the aircraft motion. The research is divided into two parts: theoretical control development for the strict-feedback form of nonlinear dynamic systems and application of the proposed theory for nonlinear flight dynamics. In the first part, the research is built on two components: transforming the nonlinear dynamic model to a canonical strict-feedback form and then applying backstepping control theory to the canonical model. The research considers a process to determine when this transformation is possible, and when it is possible, a systematic process to transfer the model is also considered when practical. When this is not the case, certain modeling assumptions are explored to facilitate the transformation. After achieving the canonical form, a systematic design procedure for formulating a backstepping control law is explored in the research. Starting with the simplest subsystem and ending with the full system, pseudo control concepts based on Lyapunov control functions are used to control each successive subsystem. Typically each pseudo control must be solved from a nonlinear algebraic equation. At the end of this process, the physical control input must be re-expressed in terms of the physical states by eliminating the pseudo control transformations. In the second part, the research focuses on nonlinear control design for flight dynamics of aircraft motion. Some assumptions on aerodynamics of the aircraft are addressed to transform full nonlinear flight dynamics into the canonical strict-feedback form. The assumptions are also analyzed, validated, and compared to show the advantages and disadvantages of the design models. With the achieved models, investigation focuses on formulating the backstepping control laws and provides an advanced control algorithm for nonlinear flight dynamics of the aircraft. Experimental and simulation studies are successfully implemented to validate the proposed control method. Advancement of nonlinear backstepping control theory and its application to nonlinear flight control are achieved in the dissertation research

Comparação do desempenho de diferentes técnicas de controle aplicadas a dinâmica de voo de aeronaves.

As aeronaves nem sempre têm qualidades de voo adequadas e estudos visando uma melhora neste quesito vem sendo feitos por diferentes pesquisadores. Uma forma de melhorar as qualidades de voo das aeronaves, sem a necessidade de grandes mudanças no projeto inicial das mesmas, é obtida com a implementação de leis de controle de voo que auxiliam o piloto no comando da aeronave. Esta estratégia vem sendo bastante avaliada e estudada na indústria aeronáutica moderna. O presente trabalho apresenta um estudo detalhado, via simulações numéricas e controle de voo, acerca do uso de leis de controle para controlar a dinâmica de duas aeronaves: uma aeronave rígida e outra flexível. As leis de controle utilizadas foram i) controle proporcional derivativo integrativo, ii) regulador integrativo universal, iii) inversão dinâmica e iv) sliding mode. As aeronaves utilizadas foram Mirage III que é uma aeronave rígida e uma aeronave flexível, com a metodologia NFNS_s (Non Linear Flight Dynamics – Non Linear Structural Dynamics, strain based formulation), NFNS_s190 (AEROFLEX), buscando um maior desempenho dos sistemas de controle, sem afetar a segurança de voo. Foi realizada uma comparação dessas técnicas de controle com base em resultados de simulações feitas para verificar o desempenho e sintonia dos controladores. Foram notadas diferenças entre os tipos de controle. As causas encontradas para estas diferenças indicam algumas melhorias necessárias na obtenção dos ganhos ótimos para obter melhores resultados. Os resultados demonstram eficácia das leis de controle projetadas

Estudo acerca do uso de controle adaptativo baseado na estrutura do regulador integrativo universal aplicado a controle de voo de aeronaves

This thesis addresses studies carried out in order to integrate the adaptive control techniques and the Universal Integral Regulator (UIR). The studies started with the implementation of a non-constant gain, but based on the error. This controller was called MUIR (Modified Universal Integral Regulator). This will be the first step towards implementing adaptive gains. Simulations with flight control of a quadrotor were performed. In order to validate the proposed technique, comparisons were made with the UIR, MRAC (Model Reference Adaptive Control) techniques and combinations of these techniques were tested. Comparisons were based on the results plotted on graphs and on the calculation of two performance indices: the accumulated error (AE) and the control demand (CD). An analytical stability demonstration of the MUIR control technique was also presented. After that, ways of integrating adaptive control with UIR were analyzed, and the obtained ways were tested. The contributions of this work were the presentation and detailed study of the MUIR controller applied to a quadrotor, and the initial studies carried out in order to design a Universal Integral Regulator with adaptive gains (AUIR).Esta tese aborda estudos feitos no sentido de se integrar as técnicas de controle adaptativo e do Regulador Integrativo Universal (RIU). Os estudos começaram com a implementação de um ganho não constante, mas em função do erro. Este controlador foi chamado de RIUM (Regulador Integrativo Universal Modificado). Isso será o primeiro passo rumo a implementação de ganhos adaptativos. Foram feitas simulações com o controle de voo de um quadrirotor. Com o intuito de validar a técnica proposta, foram feitas comparações com as técnicas RIU, MRAC (Model Reference Adaptive Control) e combinações destas técnicas. As comparações foram feitas a partir dos resultados plotados nos gráficos e no cálculo de dois índices de desempenho: o erro acumulado (EA) e a demanda de controle (DC). Uma demonstração analítica de estabilidade da técnica de controle RIUM também foi apresentada. Depois disso, foram analisadas formas de se integrar controle adaptativo com RIU, e foram testadas as formas obtidas. As contribuições deste trabalho foram a apresentação e estudo detalhado do controlador RIUM aplicados a um quadrirotor, e os estudos inicias feitos no intuito de projetar um Regulador Integrativo Universal com ganhos adaptativos (RIUA)

Utilização de Controle Reconfigurável para um avião com falhas induzidas em Superfícies de Controle.

Este trabalho se trata da implementação e da proposição de diferentes técnicas de controle para controlar uma aeronave militar, de asa rígida, o caça francês Mirage III. Visa-se o estudo do comportamento da aeronave quando a mesma apresentar defeitos em suas superfícies de controle, mais especificamente no aileron e no profundor. Através da reconfiguração dos controladores, propõe-se um sistema automático de atuação para que estes controles sejam tolerantes a falhas. Primeiramente, foram introduzidos os conceitos básicos de aviação, caracterização da aeronave e dinâmica de voo, bem como todas as equações do movimento utilizadas no modelo matemático. Então, foram apresentadas as leis de controles utilizadas, sua fundamentação teórica, ganhos e a metodologia da inserção das falhas. Utilizando um programa computacional de engenharia, foram realizadas simulações no domínio do tempo com finalidade da validação do modelo, estudo do comportamento da aeronave e sua controlabilidade, com e sem defeitos, para o controle das diferentes variáveis de estado e utilizando as diferentes técnicas. Para cada variável foram realizadas qualificações para as técnicas de controle utilizadas em diferentes quesitos. Foi avaliada a controlabilidade da aeronave e se o conjunto, aeronave mais sistema de controle, tem a capacidade de completar sua missão mesmo com a ocorrência de falhas