رساله حاضر مبتنی بر توسعه رویکردهای هدایتی صریح و حل معکوس در هدایت ورود به جو است. جسم پرنده مورد نظر نوعی سرجنگی بوده که به سمت هدفی ثابت با مختصات معلوم هدایت می شود. فرامین هدایت، شتابهای جانبی و نرمال (معادل با زوایای غلت و حمله) بوده و فیود مسیر پرواز شامل حداکثر فرمان شتاب و ارضای شرایط ورود به جو می باشد. در این رویکرد ابتدا با حذف متغیر زمان، متغیر مستقل به برد تغییر یافته و در نتیجه تعداد معادلات حرکت کاهش می یابد؛ سپس با استفاده از روش حل معکوس، فرامین هدایت محاسبه و براساس ایده مطرح در هدایت صریح، این فرامین به شکل هندسی مسیر مرتبط می گردند. نشان داده می شود برای تولید مسیر، با استفاده از منحنی بیزیه درجه سه به حداقل پارامترها (دو عدد) نیاز خواهد بود وسیله تا زمانی که به قیود برخورد نکند روی مسیر بیزیه حرکت کرده و به محض برخورد با هر نوع قید، مسیر بیزیه دیگری به گونه ای تولید می گردد که شرایط پیوستگی سه گانه را با مسیر قبل ارضا نماید. وسیله با مقادیر مرزی روی مسیر جدید ادامه حرکت داده و به محض خارج شدن از قید مسیر بیزیه دیگری با همان شرایط پیوستگی جایگزین مسیر قبل خواهد شد. این فرایند تا انتهای پرواز تکرار شده و رویکرد جدیدی در هدایت ورود به جو، شکل خواهد گرفت. مسیر بهینه بیزیه، وابسته به انتخاب بهینه پارامترهای مسیر در ابتدای ورود به جو است، از روشهای بهینه سازی متفاوتی بدین منظور می توان استفاده نمود که پس ار مروری بر آنها، رویکرد الگوریتمهای تکاملی با کد حقیقی پیشنهاد شده است. نشان داده می شود حل بهینه برای حداکثر سرعت اصابت به هدف، سعی بر این دارد، جسم پرنده بیشترین قسمت از مسیر پرواز خود را در اتمسفر رقیق طی کرده و با بزرگترین زاویه مسیر پرواز به هدف اصابت نماید. این نتیجه با استفاده از روش ترتیب مستقیم در حل این مسیله نیز تأیید می گردد. به منظور کاربرد این رویکرد، با توسل به مفهوم فزیکی حل بهینه، تقریبی از حل الگوریتم ژنتیک پیشنهاد شده است. در روش پیشنهادی جسم پرنده در ابتدایث ورود به جو بدون توجه به خطای سمت، تمام نیروی کنترلی خود را در جهت بالا اعمال کرده به نحوی که پارامترهای مسیر بیزیه در ابتدای ورود به جو مقادیر مرزی گرفته و در ادامه حرکت همانند قبل با استفاده از شرایط پیوستگی سه گانه، مسیر بیزیه جدید تولید و قیود ارضا می گردند. مقایسه این راهکار با حلهای بهینه همخوانی بسیار خوبی داشته و در مقایسه با روش

در این پایان نامه مفهوم هندسه زیر فینسلر را به عنوان تعمیمی از هندسه زیر ریمانی با انگیزه کاربرد در کنترل بهینه معرفی می کنیم. برخی نتایج را از تز دکتری کینز هنگن با عنوان هندسه منیفلدهای زیر ریمانی 3-بعدی و هم چنین مواردی را از مقاله آر.برایانت با عنوان ساختارهای فینسلر روی کره های 2-بعدی با 1=.. یاد آور می شویم. هم چنین ضمن معرفی روش هم ارزی الی کارتان و ادغام این تکنیک ها مجموعه ی کاملی از ناورداهای موضعی، معادلات ژیودزیک و عملگر ژاکوبی برای حالت 3-بعدی را محاسبه کرده و در آخر مثال هایی همگن را بررسی می کنیم .

در این پروژه اثرات انعطاف پذیری سازه هواپیما بر روی خصوصیات پروازی و معادلات حرکت مورد مطالعه قرار گرفته است. در فصل اول مواردی از مشکلات ایجاد شده ناشی از انعطاف پذیری سازه شرح داده شده است. سپس در فصل دوم اثر خمش بدنه ناشی از نیروی وارد توسط دم افقی و عمودی بر روی مشتقات پایداری طولی و عرضی و نیز پایداری طولی و عرضی هواپیما مورد بحث واقع گردیده اند. با استفاده از اطلاعات سازه ای هواپیمای ایران 140، نتایج بدست آمده در فصل دوم برای این هواپیما مورد بررسی واقع گردیده اند. در فصل سوم معادلات حرکت شش درجه آزادی غیر خطی هواپیما با در نظر گرفتن انعطاف پذیری سازه بدست آمده اند. شیوه تعیین فرکانسهای طبیعی ارتعاشی سازه با استفاده از روش شکل مودهای فرضی در فصل چهارم شرح داده شده است و فرکانسهای طبیعی ارتعاشی سازه هواپیمای ایران 140 با استفاده از این روش و نیز روش المان محدود بدست آمده اند. در فصل پنجم، با استفاده از معادلات بدست آمده در فصل سوم، ونیز نتایج حاصل شده در فصل چهارم، پرواز هواپیمای ایران 140 با درنظر گرفتن خمش بدنه مورد شبیه سازی قرار گرفته است. درفصل ششم نیز نتایج حاصل از این بررسی همراه با پیشنهاداتی برای ادامه کار ارایه گردیده است.

با توجه به اینکه موشک بالستیک در فاز فعال مسیر، دستخوش تغییرات پارامترهای سیستمی (شامل اطلاعات جرمی- اینرسی،ارتفاع پروازی،سرعت، و ....) است هدف طراحی کنترلری است که بتواند جوابگوی این تغییرات باشد ابتدا معادلات حرکت موشک نوشته شده سپس با فرض تقارن هندسی- جرمی ساده سازی می شوند و با استفاده از روش خطی سازی حول نقطه کاری به سه دسته جدا از هم تقسیم می شوند که عبارتند از: 1-معادلات کانال پیچ. 2-معادلات کانال یاو. 3-معادلات کانال رول. ابتدا محدوده تغییرات ارتفاع،سرعت و مشخصات جرمی-اینرسی محاسبه شده و سپس توابع تبدیل در زمانهای مختلف پروازی بدست می آیند. که با اعمال روش qft(quantitative feedback theory) برای کلیه مدلهای خطی بدست آمده برای کانال پیچ کنترلری طراحی می گردد.و درنهایت عملکرد و رفتار دینامیکی موشک با اتوپایلوت qft و کلاسیک مورد بررسی و تحلیل قرار می گیرد.

دینامیک ماهواره، شامل دو بحث اصلی بررسی حرکت انتقالی ماهواره روی مدار و بررسی حرکت دورانی ماهواره می باشد. پایدارسازی وضعیت، ثابت نگه داشتن وضعیت ماهواره نسبت به یک دستگاه مختصات، مثل دستگاه مختصات مرجع مداری می باشد. به منظور طراحی سیستم کنترل وضعیت ماهواره، بدست آوردن مدلی مناسب برای نیروها و گشتاورهایی که از طرف محیط به ماهواره اعمال می شوند، امری اجتناب ناپذیر می باشد. اهم این گشتاورها عبارتند از : گشتاور گرادیان جاذبه، گشتاور آیرودینامیکی، گشتاور فشار تشعشعات خورشیدی و گشتاور مغناطیسی. در این پروژه، پس از بدست آوردن مدل ریاضی این گشتاورها، دینامیک دورانی ماهواره مورد بررسی قرار خواهد گرفت. سپس مدل خطی ماهواره های ترکیبی (ماهواره های مجهز به ابزار تبادل مومنتوم) بدست آورده می شود. روشهای کنترل وضعیت به دو دسته فعال و غیر فعال تقسیم می شوند. در سیستمهای کنترل فعال از اجزاء تولید کننده گشتاور، یا محرکه هایی که نیازمند توان می باشند، استفاده می شود. در حالیکه در سیستمهای کنترل غیر فعال، گشتاور از طریق محیط، مانند میدان مغناطیسی زمین و یا گرادیان جاذبه تولید می گردد. چون ماهواره مورد بررسی، ماهواره مدار پایین می باشد، لذا از گشتاور گرادیان جاذبه برای بهبود وضعیت آن استفاده خواهد شد. در نهایت از روشهای کنترل فعال، که شامل استفاده از چرخ مومنتوم معلق یا چرخ عکس العملی می باشد، بمنظور کنترل وضعیت ماهواره استفاده خواهد شد.

در این پروژه به طراحی و ساخت یک کنترلر برای کنترل زاویه پیچ هواپیما پرداخته است. برای این کار، ابتدا اطلاعات کامل هندسی و وزنی هواپیمای مورد نظر را به دست جمع آوری شده و پس از آن توسط نرم افزار aaa مشتقات پایداری و ضرایب آیرودینامیکی مود طولی هواپیما محاسبه شده اند. سپس برخی از این مشتقات به صورت عملی در تونل باد محاسبه گشته و به مقایسه نتایج aaa با نتایج تجربی پرداخته شده است در این قسمت می توان به دقت این نرم افزار نیز پی برد. پس از آن تابع تبدیل زاویه پیچ هواپیما به الویتور محاسبه گشته و سپس به مدلسازی هواپیما و کنترلر آن در نرم افزار سیمولینک پرداخته شده است. پس از آن که مدل کامپیوتری هواپیما و کنترلر آن تست شد، به مرحله ساخت کنترلر و نصب آن بر روی هواپیا پرداخته شده است. پس از طراحی و نصب کنترلر در ابتدا رفتار کلی هواپیما بصورت عملی تست گردیده و سپس مجددا در تونل باد تست شده و نتایج آن با نتایج تئوری مقایسه شده است.

با توجه به رشد روزافزون علوم نظامی و افزایش ظرافت های طراحی وسایل پرنده از جمله راکت های تحقیقاتی، نرم افزاری ارائه گردیده، تا محیطی مناسب با هدف سهولت فرآیند طراحی برای کاربر ایجاد گردد و کاربر بتواند بدون برخورد با سوالات و مشکلات متعدد، با پیروی کردن از ترتیب اتخاذ شده در پروسه طراحی، توسط نرم افزار، اقدام به طراحی راکت های کاوش نماید. یک راکت کاوش، راکتی با توانایی حمل ابزارآلات فیلمبرداری و اندازه گیر، به منظور ثبت و ضبط اطلاعات در داخل جو می باشد. این راکت ها معمولا در ارتفاع بین 50 تا 150 کیلومتر (در حالت تک مرحله ای) به کار گرفته می شود. این ارفاع، مابین ارتفاعی است که بالون های هوایی و ماهواره ها به جمع آوری اطلاعات می پردازند. متوسط زمان پروازی آنها کمتر از 40 دقیقه می باشد. راکت کاوش عموما شامل یک موتور سوخت جامد و یک قسمت بار مفید حاوی ابزار اندازه گیری می باشد که توسط مکانیزمی ، مانند چتر، بازیابی می شود. کاربر با استفاده از این نرم افزار، برای ایجاد راکت مورد نظر خود در محیط گرافیکی، با استفاده از دکمه های مربوط به انتخاب قسمت های مختلف، اقدام به ترسیم شکل مطلوب توسط حرکت موشواره می نماید و در ادامه با وارد کردن ابعاد واندازه های دلخواه برای هر یک از اجزاء، به طور مجزا، شکل ایجاد شده را مشخص می نماید. کاربر در صورت تمایل، می تواند از راکت های از قبل طراحی شده که در فایل مربوط ذخیره شده و شامل تمام اجزای ضروری یک راکت کاوش می باشد، استفاده نماید. به علاوه، کاربر می تواند با توجه به ورودی های دلخواهی که انتخاب می کند، پس از انتخاب موتور برای راکت طراحی شده، در مرحله ی بعد آن را پرتاب کند و خروجی های پروازی را در طول مسیر پروازی مشاهده نماید، به این ترتیب می تواند تا حدودی از موفقیت و یا عدم موفقیت راکت ایجاد شده ، مطلع شود. ضمنا کاربر در تمام مراحل، مجاز به ایجاد تغییر در هر قسمت از طراحی خود می باشد. با توجه به هزینه های اجرایی برای هر پروژه ی صنعتی، مطمئنا پیش بینی نتیجه، کمک شایانی به بهبود طراحی و رفع نواقص و معایب احتمالی پروژه در بدو اجرا، می نماید.

در این پایان نامه هدف ساخت یک کنترلر برای کنترل عرضی یک هواپیمای مدل است. از ضرایب و مشتقات آیرودینامیکی این هواپیما که به صورت دستی محاسبه شده اند، استفاده شده تا معادلات حرکت عرضی هواپیما بدست آید، سپس تابع تبدیل عرضی هواپیما از این معادلات استخراج شده است. ریشه های این تابع تبدیل مرتبه پنج، مودهای حرکت عرضی هواپیما هستند. دو ریشه مختلط این معادله همان مود داچ-رول هواپیما است. یک بار تابع تبدیل هواپیما (بدون اعمال کنترلر) به ازای ورودی رادر و خروجی های ، و مورد بررسی قرار گرفته و یک بار همین توابع تبدیل با اعمال یک پسخور مورد بررسی قرار گرفته است. البته به دلیل مشکلاتی که در عمل به وجود می آید از جمله خرید سنسور و عدم دقت مورد نیاز در صورت استفاده از مشتق به جای و برخی مشکلات دیگر که در متن به آنها اشاره خواهد شد، ساخت دقیق این کنترلر با مشکلاتی مواجه شد و به ناچار به جای آن از یک کنترلر p در مسیر پیشرو استفاده شده است(بر اساس کنترل موقعیت)، و نهایتاً با استفاده از دو پتایسیومتر و پسخور گرفتن از و رادر در هر لحظه، مداری بر پایه کنترل موقعیت طراحی شد. اما برای حذف خطای حالت ماندگار هواپیما مدار دیگری بر اساس کنترل ولتاژ (کنترلر pi) طراحی شد که از طریق یک پورت سریال قابلیت اتصال به کامپیوتر را نیز دارد.