Projeto de controlador proporcional derivativo para o terceiro estágio de um veículo lançador

Abstract

Esta dissertação possui foco no problema de controle de guinada do terceiro estágio de um veículo lançador similar ao Cyclone-$4$, o mais novo integrante da família de lançadores ucranianos Cyclone. Imprecisões de manufatura e instalação do sistema de propulsão e de instrumentos de direção podem causar desalinhamento do vetor empuxo em relação ao eixo longitudinal do foguete, provocando assim um deslocamento no centro de massa e uma pequena variação no ângulo de guinada. Nesta dissertação é proposta uma nova abordagem de sintonização de um controlador do tipo proporcional derivativo para o ângulo de guinada do veículo lançador utilizando uma válvula servo eletro-hidráulica como atuador. Os ganhos desse controlador são determinados em duas etapas. Na primeira etapa são construídas regiões de estabilidade por meio do método de Decomposição-D. A partir delas são encontrados valores iniciais para os ganhos do controlador que, na segunda etapa, são otimizados por meio da minimização de uma função custo que envolve o erro do ângulo de guinada e de sua derivada usando o método simplex de Nelder-Mead. Na determinação dos ganhos do controlador, é levado em conta que o módulo do ângulo de deflexão mecânica do bocal não pode ultrapassar um valor máximo. Simulações computacionais atestam o desempenho do sistema de controle proposto. _______________________________________________________________________________________ ABSTRACT

This dissertation has focused on the yaw control problem of a launch vehicle third stage similar to Cyclone-4, the newest member of the family of Ukrainian launchers Cyclone. Inaccuracies manufacturing and installation of the propulsion system and steering instruments may cause misalignment of the thrust vector with respect to the longitudinal axis of the rocket, thus causing a shift in the center of mass and a small variation in the yaw angle. This master thesis proposes a new approach to tuning a proportional derivative controller for the yaw angle of the launch vehicle using an electro-hydraulic servo valve as actuator. The gains of this controller are determined in two stages. In the first stage stability regions are constructed by the method of Decomposition-D. From these areas, initial values to the controller gains are found. In the second stage these initial values are optimized by minimizing a cost function that involves the error of yaw angle and its derivative using the simplex method of Nelder-Mead. In determining the controller gains, it is taken into account that the magnitude of nozzle gimbal angle can not exceed a maximum value. Computer simulations attest to the performance of the proposed control system.