در این پژوهش یک سیستم ترکیبی تولید توان شامل منبع فتوولتائیک، پیل¬سوختی و ذخیره-ساز باتری به¬صورت مستقل از شبکه مورد بررسی قرار گرفته و از نقطه¬نظر اقتصادی و هزینه تولید بهینه سازی می¬شود. توان منبع فتوولتائیک (ppv)، توان پیل¬سوختی (pfc)، زاویه استقرار پنل فتوولتائیک بر روی زمین (?)، ظرفیت باتری (qb)، حداکثر نقطه وضعیت شارژ باتری برای خاموش کردن پیل¬سوختی (socmax) و حداقل نقطه وضعیت شارژ باتری برای روشن کردن پیل¬سوختی (socmin)، شش متغیر سیستم هستند که مقادیر بهینه آن¬ها مشخص می¬شود. در واقع مقادیر و ظرفیت اسمی هر یک از متغیرهای سیستم به¬گونه¬ای تعیین می¬شود که ضمن تأمین بار، سیستم دارای کمترین هزینه است. همچنین با اعمال چهار نمودار مختلف بار با توان متوسط یکسان، اثر تغییر نمودار بار بر مقادیر بهینه و هزینه نهایی سیستم بررسی می¬شود. جهت بهینه سازی سیستم از دو روش مختلفاستفاده شده است. روش اول تشکیل تابع هزینه به¬عنوان تابع هدف با استفاده از مدل ریاضی عناصر است که تابع هدف به¬وسیله الگوریتم ژنتیک مینیمم شده و مقادیر بهینه مشخص می¬شود. روش دوم، شبیه سازی سیستم و یافتن سیستم بهینه با استفاده از نرم افزار هومر است. نتایج در هر دو روش تأثیر متغیر های انتخاب¬شده و نمودار بار اعمالی بر هزینه نهایی تولید را اثبات می¬کند. نتایج بررسی اثر نمودار بار نیز نشان می¬دهد نموداری که دارای توزیع یکنواخت¬تری از نظر شکل نمودار در طول روز است به¬علت هماهنگی با منبع فتوولتائیک، هزینه کمتری را برای سیستم رقم می¬زند و باری که نمودار توان مصرفی آن با منبع تولید توان فتوولتائیک هماهنگ نباشد (بار چهارم) به¬مراتب هزینه بیشتری را به سیستم تحمیل خواهد کرد.

آسمانها از دیر باز مورد توجه بشر بوده است. از آرزوهای بشر دستیابی به توانایی پرواز اجسام پرنده همچون هواپیماها، فضاپیما و موشک¬ها بوده است و آرزوی بزرگ¬تر این بود که این پرنده آهنین بدون خلبان بتواند به پرواز در¬آید. این عقیده بصورت موشک¬های هدایت¬شونده مطرح گردید. احتمالاً تصاویری را از تلویزیون دیده¬اید که یک علامت(+) بر روی یک ‏ساختمان قرار دارد. این تصاویر متعلق به غلاف هدفگیری موشک¬های لیزری است. خلبان با جستجوی هدف و نشانه¬گذاری هدف توسط علامت هدفگیری که معمولا ‏علامت(+) می¬باشد اقدام به قفل کردن سیستم از طریق دوربین بر روی هدف می‏کند. پس از آن یک پرتو لیزر به وسیله غلاف هدفگیری به هدف تابانده شده و ‏منعکس می¬شود. موشک دارای یک حسگر لیزری بر روی دماغه است و به کمک ‏این حسگر امواج لیزر منعکس شده از هدف را کشف کرده و این امواج را تعقیب ‏می¬کند. بعد از دریافت اطلاعات از جستجوگر لیزری، مغز موشک یا قسمت هدایت لیزری، اطلاعات سامانه¬ای فرمان را برای موشک محاسبه کرده و این داده¬ها را به بخش کنترل می¬فرستد. بخش کنترل دارای یک سامانه عملگر است که فرامین ارسالی از سیستم هدایت را به بالک¬های موشک اعمال می¬کنند. این بالک¬ها به موشک این امکان را می¬دهد که به سمت پرتو لیزری که از هدف منعکس می¬شود، حرکت کند. ما در این پایان نامه بخش کنترل موشک با استفاده از سطوح آیرودینامیکی را مورد مطالعه قرار خواهیم داد و از سیستم موشک زمین به زمین به عنوان جسم پرنده استفاده شده است. نوع هدایت، هدایت نیمه ¬فعال است(هدایتی که گیرنده سیگنال در موشک قرار دارد و سیگنال فرستنده از طریق ایستگاه¬های زمینی به سمت هدف ارسال می¬گردد). بنابراین نخست به شناسایی سیستم موشک و مطالعه اطلاعات موجود می¬پردازیم، سپس به رفتار دینامیکی سیستم به کمک بیان معادلات آن¬ها می¬پردازیم. در ادامه با مدنظر قرار دادن مفروضات به توابع تبدیل سیستم می-رسیم. در نهایت به شبیه¬سازی سیستم به کمک خلبان خودکار با شش درجه آزادی پرداخته و کارایی کنترل¬کننده¬های پیشنهادی ارائه شده است.

در این پژوهش ابتدا بستری مناسب برای پیاده سازی کنترل کننده ی تطبیقی بر روی هواپیمای بدون سرنشین انتخاب شده است. به منظور انجام این تحقیق لازم بود تا پرنده ای انتخاب شود که رژیم پروازی آن در حین پرواز تغییرات سریعی داشته باشد. پس از تست های متعدد بر روی هواپیماهای مختلف، مدل جدیدی بنام مونوکوپتر مورد بررسی قرار گرفت که با توجه به وجود دینامیک غیرخطی، می توانست گزینه مناسبی برای پیاده سازی و تست کنترل کننده های غیرخطی و تطبیقی باشد. مونوکوپتر، پرنده ایست تک باله و چرخنده که دارای تنها یک عملگر و بالک کنترلی است. ایده ی اصلی این پرنده از چرخش برگ افرا گرفته شده است. این پرنده قابلیت انجام پرواز عمودی را دارد و از لحاظ مفهوم کنترلی شباهت زیادی به سیستم تغییر جهت پیشرانه روتور در چرخ بال ها دارد. از طراحی و ساخت اولین مدل مونوکوپتر در جهان حدود 6 سال میگذرد. لذا به منظور طراحی و ساخت این پرنده چه از لحاظ آیرودینامیکی و چه از لحاظ گشتاورهای لختی وارد شده، تستهای متعددی انجام شد و در نهایت سیستم نهایی ساخته شده و تست پروازی مدل بدون کنترل آن انجام گرفت. افزایش سرعت دوران پرنده موجب افزایش سرعت جریان هوا بر روی بال می شود که این پدیده موجب تغییر در رژیم پروازی و تغییر مدل دینامیکی پرنده می شود. برای کنترل این سیستم که مدل دینامیکی آن در حال تغییر است، لازم است از کنترل کننده تطبیقی استفاده شود. که این کنترل کننده بر اساس نظریه بهره زیاد طراحی شده است. بدیهی است که برای پیاده سازی سخت افزاری آن یک مجموعه به عنوان کامپیوتر پرواز، طراحی و ساخته شد. که این مجموعه شامل دو میکروکنترلر و سیستم تعیین زوایای وضعیت و سمت و سیستم های واسط سخت افزاری متعددی می باشد. پس از پیاده سازی الگوریتم های کنترلی و انجام تست های پروازی، نسبت به عملکرد سیستم، راستی آزمایی به عمل آمد و نتایج حاصل قانع کننده است.