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Quality of Service (QoS) and Energy Saving (ES) are complex and crucial problems in Web service systems. In this paper, the combined management of the QoS and ES trade-off is solved via an LPV Model Predictive Controller, complemented with a state observer. The controller is designed based on an LPV model of the Web Service dynamics, identified on experimental data. The effectiveness of the proposed controller is validated via both time and frequency domain simulations.

International audience; The problem of the recursive formulation of the MOESP class of subspace identification algorithms is considered and two novel instrumental variable approaches are introduced. The first one leads to an RLS-like implementation, the second to a gradient type iteration. The relative merits of both approaches are analysed and discussed, while simulation results are used to compare their performance with the one of existing techniques

Active control techniques aimed at reducing helicopter vibrations have been extensively studied in the last few decades. The most studied control law is the so-called T -matrix algorithm; its implementation requires knowledge of the frequency response relating the control input to the output measurements at the disturbance frequency, which is very hard to characterise analytically. Adaptive schemes have been employed in literature to handle this problem. Surprisingly, however, very little effort has been devoted to the analysis of the T -matrix algorithm and in particular to the trade-off between robustness and adaptation in its deployment. In this paper an H ∞ approach to the design of a robust T -matrix algorithm is proposed, with the aim of developing a systematic approach to the design of active vibration control laws for helicopters.

The problem of inertial pointing for a spacecraft with magnetic actuators is addressed. It is shown that a global solution to the problem can be obtained by means of (static) attitude and rate feedback and (dynamic) attitude feedback. Simulation results demonstrate the practical applicability of the proposed approach.

In this paper, the problem of tuning the attitude control system of a multirotor unmanned aerial vehicle (UAV) is tackled and a data-driven approach is proposed. With respect to previous work, the data used to tune the controller gains is collected in flight during closed-loop experiments. Furthermore, the simultaneous tuning of roll and pitch attitude control loops is demonstrated, thus paving the way to MIMO data-driven attitude control design. Simulation results confirmed that a MIMO controller allows rejecting undesired coupling effects that affect the performance of a standard decoupled controller usually employed in autopilots for multirotor UAVs. Finally, the results based on experimental work carried out on a quadrotor UAV show that a good level of performance can be achieved in typical operating conditions with the proposed tuning method.

We present a systematic way to identify multi-input, multioutput (MIMO) bilinear state space systems subject to white noise inputs, in the presence of process and measurement noise. The algorithm we present is based on a family of subspace identification algorithms for linear systems. It requires the linear pair (A, C) to be observable. We use subspace identification to determine the model order, to identify the linear part of the model, and to compute an initial estimate for the nonlinear part. The final estimate of the nonlinear part is computed by numerically solving a nonlinear optimization problem. A series of simulation experiments showed that the initial estimate is close to the optimum and allows convergence of the nonlinear optimization problem.

This paper deals with the problem of structure identification for polynomial NARX models in long-term prediction, based on the minimization of the simulation error. The effect of the sampling time on structure selection is analyzed first, comparing the identification approach with classical prediction error minimization (PEM) methods. A two-stage identification algorithm is then proposed, to cope with the high computational load inherent in simulation-based approaches. The first stage performs a coarse identification of the model structure considering oversampled input-output data, while in the second stage the structure is iteratively refined considering a decimated version of the data.

Black-box identification techniques have been recently applied to the helicopter rotor, in order to develop dynamic models of rotor hub loads. Since all the black-box models obtained exhibited non-minimum phase characteristics, which are of major importance in control system design, the need arose for a first principle analysis of the system. The objective of this paper is then to analyse a linear model for the response of the vertical component of the rotor loading to perturbations in the blade control input, in order to investigate its non-minimum phase (NMP) characteristics. The cases of hover and forward flight, with rigid and flexible blades, are discussed. In all the considered flight conditions, the model exhibits a real zero located in the right half plane. In the hover case, when considering an ideally rigid blade, the zero is approximately located at the coordinate 2 2 Ω, where Ω is the rotor rotational frequency. The paper ends with a study of the modifications in this NMP property arising when considering flexible blades or forward flight, a different velocities.

The problem of determining spacecraft attitude and angular rates from vector measurements is analysed; a number of approaches to the problem are compared and their relative merits discussed with particular reference to the problem of attitude and rate determination from magnetic field vector measurements.

We consider the problem of decoupling the output from a disturbance by means of a quadratically stabilizing state feedback for a general class of linear parameter varying systems. Solutions are characterized from the structural point of view in geometric terms. Under suitable hypotheses, a checkable sufficient condition and a viable procedure for constructing solutions are provided.

Proceedings du Workshop édités de façon électronique par IFAC-PapersOnLine; International audience; Linear Parameter Varying systems have state space representations that depend on time-varying parameters. This class of systems allows representing several types of systems such as non-linear systems, switching systems, multi-models, etc. This workshop aims at presenting some results in the field of LPV systems and applications, more and more studied in the control community. The aim is to bring together experts working in LPV systems to discuss new trends, exchange new ideas, establish fruitful contacts, and promote interactions among the various fields of interest.The proceedings gather the papers presented at the workshop.

Financement d'Alcatel Alenia Space AAS; Our thesis work focuses on the problem of station keeping maneuver planning for geostationary satellites equipped with thrusters at low thrust level. We evaluate the opportunity of substituting such a planning to the more traditional one used for geostationary satellites equipped with thrusters at high thrust.Since the birth of low thrust technology, its use has always met with the spacecraft companies approval. The well-known advantage of low fuel consumption due to the high specific impulse achieved by the high values of specific impulsion makes this technology highly competitive with respect to the high trust level one, especially during transfer and rendez vous phases of space missions.The trajectory optimization problems which have to be solved during the mission design in order to analyze the feasibility of transfer and rendez vous mission phases have begun to be solved with alternative optimization solutions, since the low thrust propulsion systems have to be activated for longer periods of the transfer time. High thrust trajectory optimization problems, typically formulated as discrete, have been replaced with low thrust trajectory optimization problems formulated as continuous and solved by continuous control techniques.The goal of this thesis is to understand what is the impact of the low thrust propulsion technology on the station keeping phase feasibility analysis performed during the design of a geostationary mission. In particular we study the impact that the low thrust propulsion systems have on the station keeping maneuver planning and on the realization of the whole station keeping control loop. The goal is to deduce whether the maneuver planning related with this technology is competitive with respect to the more classical one based on high thrust level.Usually the well known long term strategies for the SK maneuver are deduced from simplified propagation orbit models(in function of mean orbital elements) mainly because the following three conditions are met: high thrust level propulsions, SK dead band box sizes not very stringent and the possibility to execute low frequency maneuvers.In the framework of this dissertation, given the low thrust level propulsion and increasingly stringent dead band requirements, we think it is more appropriate to make the hypothesis of a much higher maneuver execution frequency in order to achieve a finer control of the GEO satellite position and to use an orbit propagation model described by the motion equations in terms of osculating elements.For the maneuver planning we propose a solution based on a direct approach considered as the transcription in terms of parameter optimization problem of the constrained optimal control problem associated to the planning task. Two optimization techniques have been considered: the fixed horizon optimization under constraints and the receding horizon one.This second is also used with the linearized motion equations appropriately transformed via a Lyapunov variable change on the state space of the osculating equinoctial element deviations. This Lyapunov transformation leads to the definition of a new set of orbital parameters. It makes the planning process more immediately understandable from a control viewpoint and easier to implement from a numerical viewpoint, thanks to the differential flatness and inclusion concepts. All the low thrust maneuver planning results are obtained in a first time in terms of thrust velocity increments and in a second time directly in terms of thrust, considering typical propulsion system configurations with the goal of determining the more efficient one in nominal conditions and in the condition of failure of one of the thrusters. The problem of collocation of more geostationary satellites in a same big box has not been explicitly addressed but is implicitly solved once the fine control technique with a relative stringent dead band requirement is proposed for each satellite.; Les travaux de thèse traitent du problème de la planification de manœuvres pour le maintien à poste de satellites géostationnaires équipés de tuyères électriques (à poussée faible). Nous évaluons l'opportunité de substituer une telle planification à celle traditionnellement utilisée pour les satellites géostationnaires équipés de tuyères chimiques (à poussée forte). Dès son apparition, la technologie des systèmes de propulsion à poussée faible a rencontré un vif intérêt auprès des agences et des sociétés spatiales. Grâce à sa haute impulsion spécifique (qui implique une basse consommation de carburant), cette technologie est devenue très compétitive par rapport à la technologie traditionnelle des propulseurs chimiques à poussée forte, surtout dans les phases de transfert et rendez-vous des missions spatiales. Pendant la définition des missions à poussée faible, les analyses de faisabilité des phases de transfert et rendez-vous (via la solution de problèmes d'optimisation de trajectoire) ont été réalisées avec des solutions d'optimisation alternatives. En effet, pendant ces phases, il est nécessaire d'activer les systèmes de propulsion à faible poussée sur des longues portions du temps de transfert.Par conséquent, les problèmes d'optimisation de trajectoire à poussée forte (typiquement formulés en temps discret) ont été remplacés par des problèmes d'optimisation de trajectoire à poussée faible formulés en temps continu et résolus par des techniques de contrôle en temps continu.Le premier objectif de cette thèse est de comprendre quel est l'impact de la technologie à faible poussée lors de l'analyse de faisabilité de la phase de maintien à poste de satellites géostationnaires. Nous étudions en particulier l'impact de l'utilisation des systèmes de propulsion à faible poussée sur la planification de manœuvres et sur la boucle entière de maintien à poste géostationnaire.L'étude consiste à déduire si la planification de manœuvres à poussée faible est compétitive au regard des stratégies classiques de planification couramment employées pour des manœuvres à poussée forte.Généralement, les stratégies classiques à long terme pour le maintien à poste sont déduites de modèles de propagation d'orbite simplifiés (en fonctions des paramètres orbitaux moyennés) par la conjonction des trois facteurs suivants : la forte poussée des propulseurs, la dimension de la fenêtre de maintien à poste pas très contraignante ainsi que la possibilité d'exécuter des manœuvres à basse fréquence.Dans le cadre de cette thèse, compte tenu du faible niveau des poussées et des contraintes strictes en position (fenêtres de maintien à poste petites), nous considérons comme plus appropriés l'hypothèse d'une plus haute fréquence de manœuvres et l'utilisation d'un modèle de propagation d'orbite en fonction de paramètres osculateurs.Pour la planification de manœuvres, nous proposons une solution par approche directe : le problème de maintien à poste en tant que problème de contrôle optimal est discrétisé et traduit en un problème d'optimisation paramétrique. Deux techniques différentes d'optimisation sont proposées : l'optimisation sous contraintes à horizon fixe et celle à horizon glissant.Cette deuxième technique est appliquée aux équations linéarisées du mouvement préalablement transformées via un changement de variable à la Lyapunov sur l'état des déviations des paramètres équinoxiaux osculateurs. Cette transformation de Lyapunov définit des nouveaux paramètres orbitaux. Elle rend le processus de planification plus compréhensible du point de vue du contrôle et plus facile à implémenter d'un point de vue numérique, grâce aux concepts de platitude et inclusion différentielles.Les résultats de la planification de manœuvres à poussée faible sont obtenus dans un premier temps en fonction des changements de vitesse, dans un deuxième temps en fonction des forces engendrées par les tuyères des systèmes de propulsion classiques. Le but est de déterminer la solution la plus efficace en conditions nominales et en cas de panne d'un des propulseurs.Le problème du positionnement simultané de plusieurs satellites dans une même grande fenêtre de maintien à poste n'est pas adressé explicitement. Il est implicitement résolu en proposant une technique fine de contrôle pour maintenir chaque satellite à poste dans une fenêtre de dimension très petite.

Financement d'Alcatel Alenia Space AAS; Our thesis work focuses on the problem of station keeping maneuver planning for geostationary satellites equipped with thrusters at low thrust level. We evaluate the opportunity of substituting such a planning to the more traditional one used for geostationary satellites equipped with thrusters at high thrust.Since the birth of low thrust technology, its use has always met with the spacecraft companies approval. The well-known advantage of low fuel consumption due to the high specific impulse achieved by the high values of specific impulsion makes this technology highly competitive with respect to the high trust level one, especially during transfer and rendez vous phases of space missions.The trajectory optimization problems which have to be solved during the mission design in order to analyze the feasibility of transfer and rendez vous mission phases have begun to be solved with alternative optimization solutions, since the low thrust propulsion systems have to be activated for longer periods of the transfer time. High thrust trajectory optimization problems, typically formulated as discrete, have been replaced with low thrust trajectory optimization problems formulated as continuous and solved by continuous control techniques.The goal of this thesis is to understand what is the impact of the low thrust propulsion technology on the station keeping phase feasibility analysis performed during the design of a geostationary mission. In particular we study the impact that the low thrust propulsion systems have on the station keeping maneuver planning and on the realization of the whole station keeping control loop. The goal is to deduce whether the maneuver planning related with this technology is competitive with respect to the more classical one based on high thrust level.Usually the well known long term strategies for the SK maneuver are deduced from simplified propagation orbit models(in function of mean orbital elements) mainly because the following three conditions are met: high thrust level propulsions, SK dead band box sizes not very stringent and the possibility to execute low frequency maneuvers.In the framework of this dissertation, given the low thrust level propulsion and increasingly stringent dead band requirements, we think it is more appropriate to make the hypothesis of a much higher maneuver execution frequency in order to achieve a finer control of the GEO satellite position and to use an orbit propagation model described by the motion equations in terms of osculating elements.For the maneuver planning we propose a solution based on a direct approach considered as the transcription in terms of parameter optimization problem of the constrained optimal control problem associated to the planning task. Two optimization techniques have been considered: the fixed horizon optimization under constraints and the receding horizon one.This second is also used with the linearized motion equations appropriately transformed via a Lyapunov variable change on the state space of the osculating equinoctial element deviations. This Lyapunov transformation leads to the definition of a new set of orbital parameters. It makes the planning process more immediately understandable from a control viewpoint and easier to implement from a numerical viewpoint, thanks to the differential flatness and inclusion concepts. All the low thrust maneuver planning results are obtained in a first time in terms of thrust velocity increments and in a second time directly in terms of thrust, considering typical propulsion system configurations with the goal of determining the more efficient one in nominal conditions and in the condition of failure of one of the thrusters. The problem of collocation of more geostationary satellites in a same big box has not been explicitly addressed but is implicitly solved once the fine control technique with a relative stringent dead band requirement is proposed for each satellite.; Les travaux de thèse traitent du problème de la planification de manœuvres pour le maintien à poste de satellites géostationnaires équipés de tuyères électriques (à poussée faible). Nous évaluons l'opportunité de substituer une telle planification à celle traditionnellement utilisée pour les satellites géostationnaires équipés de tuyères chimiques (à poussée forte). Dès son apparition, la technologie des systèmes de propulsion à poussée faible a rencontré un vif intérêt auprès des agences et des sociétés spatiales. Grâce à sa haute impulsion spécifique (qui implique une basse consommation de carburant), cette technologie est devenue très compétitive par rapport à la technologie traditionnelle des propulseurs chimiques à poussée forte, surtout dans les phases de transfert et rendez-vous des missions spatiales. Pendant la définition des missions à poussée faible, les analyses de faisabilité des phases de transfert et rendez-vous (via la solution de problèmes d'optimisation de trajectoire) ont été réalisées avec des solutions d'optimisation alternatives. En effet, pendant ces phases, il est nécessaire d'activer les systèmes de propulsion à faible poussée sur des longues portions du temps de transfert.Par conséquent, les problèmes d'optimisation de trajectoire à poussée forte (typiquement formulés en temps discret) ont été remplacés par des problèmes d'optimisation de trajectoire à poussée faible formulés en temps continu et résolus par des techniques de contrôle en temps continu.Le premier objectif de cette thèse est de comprendre quel est l'impact de la technologie à faible poussée lors de l'analyse de faisabilité de la phase de maintien à poste de satellites géostationnaires. Nous étudions en particulier l'impact de l'utilisation des systèmes de propulsion à faible poussée sur la planification de manœuvres et sur la boucle entière de maintien à poste géostationnaire.L'étude consiste à déduire si la planification de manœuvres à poussée faible est compétitive au regard des stratégies classiques de planification couramment employées pour des manœuvres à poussée forte.Généralement, les stratégies classiques à long terme pour le maintien à poste sont déduites de modèles de propagation d'orbite simplifiés (en fonctions des paramètres orbitaux moyennés) par la conjonction des trois facteurs suivants : la forte poussée des propulseurs, la dimension de la fenêtre de maintien à poste pas très contraignante ainsi que la possibilité d'exécuter des manœuvres à basse fréquence.Dans le cadre de cette thèse, compte tenu du faible niveau des poussées et des contraintes strictes en position (fenêtres de maintien à poste petites), nous considérons comme plus appropriés l'hypothèse d'une plus haute fréquence de manœuvres et l'utilisation d'un modèle de propagation d'orbite en fonction de paramètres osculateurs.Pour la planification de manœuvres, nous proposons une solution par approche directe : le problème de maintien à poste en tant que problème de contrôle optimal est discrétisé et traduit en un problème d'optimisation paramétrique. Deux techniques différentes d'optimisation sont proposées : l'optimisation sous contraintes à horizon fixe et celle à horizon glissant.Cette deuxième technique est appliquée aux équations linéarisées du mouvement préalablement transformées via un changement de variable à la Lyapunov sur l'état des déviations des paramètres équinoxiaux osculateurs. Cette transformation de Lyapunov définit des nouveaux paramètres orbitaux. Elle rend le processus de planification plus compréhensible du point de vue du contrôle et plus facile à implémenter d'un point de vue numérique, grâce aux concepts de platitude et inclusion différentielles.Les résultats de la planification de manœuvres à poussée faible sont obtenus dans un premier temps en fonction des changements de vitesse, dans un deuxième temps en fonction des forces engendrées par les tuyères des systèmes de propulsion classiques. Le but est de déterminer la solution la plus efficace en conditions nominales et en cas de panne d'un des propulseurs.Le problème du positionnement simultané de plusieurs satellites dans une même grande fenêtre de maintien à poste n'est pas adressé explicitement. Il est implicitement résolu en proposant une technique fine de contrôle pour maintenir chaque satellite à poste dans une fenêtre de dimension très petite.