مبحث شبیه سازی و ناوبری یکی از مباحث مهم و ضروری وسایل متحرک می باشد. با توجه به اینکه سیستم های ناوبری بخصوص ناوبری های تلفیقی دارای کاربردهای مشابه هوافضایی می باشند. و همچنین نبودن سیستمهای آماده و اطلاعات آنها جهت بدست آوردن تکنولوژی بکار گرفته شده در این سیستمها اقدام گردید. در این پایان نامه در ابتدا به بررسی معادلات حرکت زیر دریایی پرداخته و ضمن استخراج معادلات غیر خطی حرکت زیر دریایی با استفاده از ضرایب هیدرودینامیکی موجود شبیه سازی کامل و دقیقی برای زیر دریایی انجام شده است سپس با ارایه نتایج شبیه سازی شش درجه آزادی حرکت زیر دریایی و با بکاربردن سطوح کنترلی مانورهای کاربردی خاص شبیه سازی شده است. در ادامه ضمن معرفی دقیق سیستمهای مختلف ناوبری، سیستم ناوبری اینرسی به عنوان یکی از پرکاربردترین و عمومی ترین سیستمهای ناوبری بدلیل عدم وابستگی به خارج از وسیله، مورد بررسی قرار داده و به معرفی روشهای دیگر ناوبری زیر دریایی و همچنین روشهای ناوبری تلفیقی پرداخته شده است سپس به کمک معادلات حرکت زیر دریایی و جدول خطای سنسورها، داده های اندازه گیری شتاب سنج، جایرو و سایر وسایل ناوبری تولید و با استفاده معادلات، سیستم ناوبری اینرسی و سیستم های ناوبری تلفیقی شبیه سازی شده است در نهایت با توجه به نتایج شبیه سازی، خطای تعیین موقعیت روشهای مختلف ناوبری مقایسه گردیده، و ناوبری بهینه ای براساس ابزارهای اندازه گیری و خطای تعیین موقعیت حداقل بدست امده است. نتایج بیانگر کارایی مناسب هر یک از سیستمهای ناوبری می باشد. مزیت این پروژه علاوه بر شبیه سازی دقیق معادلات حرکت شش درجه آزادی این است که می توان با توجه به ماموریت و دقت مورد نظر در ناوبری زیر دریایی و همچنین نتایج شبیه سازی سیستم های ناوبری مختلف بکار رفته در این پروژه به انتخاب سیستم ناوبری مناسب رسید

زمانیکه هواپیمای جنگنده پیشرفته در زوایای حمله بالا پرواز می کند، کوپلینگ اینرسی، تاثیرات آیرودینامیک ناپایا، لرزش بال(wing rock) و اشباع سطوح کنترل آیرودینامیکی منجر به اشکال در کنترل و مانورپذیری می شوند. هواپیماهای مدرن مستلزم مانورپذیری بالا هستند. دینامیک غیرخطی پیچیده بیان شده به سادگی توسط مدلهای خطی نمی تواند تخمین زده شود. همچنین از آنجایی که کنترلرهای خطی برای رسیدن به عملکرد و پایداری مطلوب، برای دینامیک خطی شده در نقاط عملکردی طراحی می شوند، استفاده از تیوری کنترل غیرخطی انگیزه ای جهت پاسخ به ملزومات پایداری و عملکرد با وجود دینامیک غیرخطی پیچیده می باشد. در طراحی کنترلر با استفاده از پسخوراندخطی ساز، مدل دقیق غیرخطی لازم می باشد، لذا مقاوم بودن را با وجود نامعینی تضمین نمی کند. سیستم های با نامعینی را می توان با کنترل مقاوم بررسی کرد. از ملزومات طراحی با کنترل مقاوم، معلوم بودن کران بالا روی خطای مدل سازی، مشخص بودن برخی خصوصیات نامعینی مدل و مدل نامی می باشد. روش دیگر برای بررسی این گونه مسایل استفاده از کنترل تطبیقی است. کنترل تطبیقی دارای این مزیت است که محدویت روی نامعینی لازم نیست شناخته شده باشد، همچنین نامعینی بطور همزمان حذف و سازگار می شود. کنترل تطبیقی برای دستگاههای که پارامترهای نامشخص بطور خطی در آن ظاهر می شوند، دارای عملکرد موفقی بوده است. روشهای طراحی کنترل تطبیقی استاندارد با فرض پارامتریزه کردن خطی نامعینی، دارای محدودیت می باشند. شبکه عصبی قدرت غلبه بر مشکلات مربوط به بکار بردن کنترل تطبیقی برای سیستم های نامعین غیرخطی را داراست. کاربرد شبکه عصبی در ساختار کنترل پرواز بر اساس پسخوراند خطی ساز و گام به عقب دینامیک هواپیما بعنوان ابزار مناسب برای این مسیله مد نظر می باشد. لذا از نقطه نظر تیوری ساختار تعقیب کنترل مستقیم با استفاده از شبکه عصبی بیان می شود. شبکه عصبی برای تبدیل معکوس غیرخطی که برای پسخوراند خطی ساز و گام به عقب لازم است استفاده می گردد. علاوه بر آن شبکه عصبی قادر به یادگیری همزمان جهت خطای معکوس که ممکن است از مدلسازی ناقص، تخمین معکوس یا تغییرات ناگهانی در دینامیک و ضرایب آیرودینامیکی هواپیما ناشی شود، می باشد. برای حصول اطمینان از سازگاری الگوریتم از فرضیات متعارف در مورد غیرخطی سازی که حاکی از خطای معکوس می باشد، استفاده می شود. از طریق تیوری پایداری لیاپانوف نشان داده می شود که خطاهای تعقیب و وزن های شبکه های عصبی بطور نمایی به یک مجموعه متراکم همگرا می شوند. هدف اصلی طراحی کنترلر نشان دادن تطبیق نامعینی آیرودینامیکی در شکل متغیرات پارامتریک و دینامیک مدل نشده می باشد که در طراحی کنترل معکوس نامی دیده نمی شود. در راستای مطالب گفته شده برای تایید سیستم کنترل پیشنهادی، شبیه سازیهایی با استفاده از دینامیک هواپیما اجرا و نتایج با پسخوراندخطی ساز مقایسه می گردد.

در این پایان نامه، پس از بررسی مختصر ادبیات مدیریت درآمد و موارد کاربرد آن به بررسی خط مشی بهینه جهت تخصیص بهترین ظرفیت و تعیین بهترین استراتژی قیمت گذاری و تخصیص زمان به طور همزمان برای هر دسته از مشتریان استفاده کننده از یک شبیه ساز پرواز پرداخته شده است. در مرحله اول در بخش مدل سازی ابتدا صرفاً یک مدل کنترل تخصیص ظرفیت بدون در نظر گرفتن هیچ گونه رابطه ای میان قیمت و تقاضا توسعه داده شده و آنگاه با روش برنامه ریزی پویای پیوسته زمان گسسته حل گردید. سپس در مرحله دوم جهت توسعه مدل یک رابطه مشخص میان قیمت و تقاضا برای هر دسته مشتری معرفی گردید و مجدداً مدل به کمک روش برنامه ریزی پویا حل شد. مدل ارایه شده پس از حل به یک دستگاه n معادله و n مجهول ساده منتهی گشت. استراتژی بهینه معرفی شده در این پایان نامه که توسط این دستگاه معادلات پیدا می شود ضمن سادگی و قابلیت کاربرد بالا قادر است به شکل همزمان بهترین قیمت فروش و بهترین ظرفیت تخصیص داده شده جهت فروش را برای هر دسته مشتری محاسبه نماید. لازم به ذکر است که مدل ارایه شده در این پایان نامه به سادگی در بسیاری از سیستم های رزرواسیون بلیط درشرکت های هواپیمایی ، کنترل و بهینه نمودن فروش صندلی های خطوط هوایی و همچنین صنعت هتل داری و صنایع قابل پیاده سازی و اجراست.

دراین گزارش به اجمال به بررسی مراحل مختلف پروژه کارشناسی ارشد تحت عنوان بررسی اثرات ارتعاشی منتقله از روتور هلی کوپتر به بدنه و کاهش اثرا ت مخرب آن از طریق اصلاح سازه ای پرداخته می شود . فعالیت های مختلفی که در ارتباط با این پروژه صورت گرفته شده است سه بخش عمده را شامل می شود که به تک تک آنها پرداخته خواهد شد .1 -مدل کردن modeling -آنالیز مودال و محاسبه فرکانسها و مود های طبیعی modal analysis3- آنالیز پاسخ هارمونیک وبه دست آوردن پاسخ سازه به بار واحد هارمونیک harmonic analysis1- مدل کردن: مدل کردن سازه مورد نظر دراین پروژه خود به دو قسمت مختلف قابل تقسیم است الف) هندسی ب) المان محدود در مدل سازی هندسی همانطور که از نامش پیداست هندسه سازه صرفاً مدل میشود این قسمت با توجه به نقشه های موجود و در رابطه با هلی کوپتر (بااستفاده از مراجع) قابل انجام است در این قسمت بخش های مختلف اسکلت هلی کوپتر با تقریب elastic-beam و نیز خواص مواد بکار رفته در آن مدل می شود در صفحات بعد خواص مواد و جزییات اسکلت ( pylon-ldg – wings – tail - …..) آورده شده است . در مدل سازی المان محدود بر اساس هندسه طرح عملیات node بندی meshing ، نوع المان ها و سایر تنظیمات جهت حل مسیله انجام می شود . در صفحات بعد این موارد به تفسیر آورده شده است .2- آنالیز مودال پس از مدل کردن کلیت مسیله دو بخش عمده که در بالا به آن اشاره شد باقی می ماند این دو بخش به هیچ وجه مستقل از یکدیگر نبوده و در حقیقت ارتباطی بسیار نزدیک وتنگاتنگ با هم دارند به این صورت که جواب های این مرحله روش و راهی برای توجه رفتار سازه از بخش سوم می باشد .دراین قسمت به دو روش و دو دیدگاه مسیله بررسی خواهد شد :الف) در حالی که سازه کاملا آزاد و بدون قید وبند فیزیکی باشد ب) در حالی که سازه از قسمت ldg کاملا در گیر وfix باشد قابل پیش بینی است که به دلیل ماهیتِِِdمساله در بررسی (الف) شش فرکانس طبیعی اول بسیار نزدیک به صفر باشد زیرا در قسمت مودهای rigid body motion هستند که از فضای سه بعدی برای یک جسم شش عدد می باشد .در قسمت (ب) سازه در قسمت ارابه فرو کاملا در تمامی 6 درجه آزادی fix شده و طبق روشهای کلاسیک آنالیز مودال به محاسبه مودها وفرکانسهای طبیعی پرداخته می شود . 3- آنالیز پاسخ هارمونیک :در این بخش با درنظر گرفتن بار واحد هارمونیک روی hub در محل اتصال روتور به بدنه پاسخ سازه را در فرکانسهای مختلف ( node های مختلف و بعضا بحرانی) بدست آورده می شود . و در نهایت با توجه به شکل deformation و نیز نمودارهای frequency domain جابجایی ها در نقاط مختلف تحت بار واحد هارمونیک مشاهده می شود که peak ها در نزدیکی فرکانسهای طبیعی سازه ( همانطورکه انتظار می رفت ) اتفاق می افتد . پس از طی مراحل فوق مدل اصلاح شده ونتایج در مدل جدید بررسی خواهد شد . به عنوان شاخص نیز از انتگرال یا سطح زیر منحنی های frf استفاده می شود.

شبیه ساز وسیله ای مناسب برای اجرای ایده های جدید در زمینه های تحقیقاتی هدایت , کنترل و ناوبری می باشد. به دلیل اهمیت این موضوع نسبت به طراحی و ساخت نمونه ثابت سیمولاتور پروازی هواپیمای cessna 172 اقدام گردیده است . در ابتدا سعی شده است تا نمایی کلی از تاریخچه روند رشد و جایگاه سیمولاتور پروازی در ایران و سایر کشورهای جهان و نیز دلایل نیاز به این وسیله در صنعت هوانوردی ارایه گردد.. معادلات حرکت، مدل ریاضی دینامیک حرکت یک وسیله را مشخص می کند. هر چه این مدل دقیقتر باشد، از مطابقت با واقعیت بالاتری برخوردار خواهیم شد. در این پروژه هدف تعیین بهترین مدل برای تحقق این موضوع می باشد ، به همین منظور معادلات حاکم بر حرکت یک هواپیما بدست آمده است و در مرحله بعد این معادلات به فرمی در آورده شد که برای استفاده در شبیه سازی مطلوب باشند. پارامترهای لازم برای تشکیل این معادلات مشخصات هندسی , آیرودینامیکی , وزنی و سیستم جلوبرنده هواپیما می باشند. در بخش بعد برنامه ای کامپیوتری به زبان visual c++ در محیط ویندوز نوشته شد که به شبیه سازی پرواز و با بهره گیری از direct x ادوات داخل کابین هواپیما و سیستم پروازی می پردازد . این برنامه ها اطلاعات ورودی خود را از برنامه اصلی که معادلات پرواز در آن حل می گردد دریافت می کنند. در خاتمه پس از بررسی انواع شبیه ساز های ثابت نسبت به طراحی و ساخت دستگاه و چک کردن صحت عملکرد آن پرداخته شده است. این شبیه ساز قادر است کلیه فرامین اصلی هواپیما را شامل الویتور , ایلوران , رادر و ... را به عنوان ورودی دریافت و با تغذیه آنها به ماجول اصلی برنامه نسبت به اجرای پرواز و ارایه تغییرات روی ادوات پروازی و سیستم بصری حس واقعی پرواز را ایجاد نماید.

به دلیل خلا موجود در صنعت ساخت و طراحی کشور از یک طرف و نیاز مبرم دانشکده هوافضا به وجود محیطی جهت تست و شبیه سازی سه بعدی طراحی های انجام شده از سویی دیگر، در این پایان نامه سعی شده است، طراحی آزمایشگاه واقعیت مجازی با توجه به توانمندی های داخلی انجام شود. در این نوشته، پس از بیان انواع سیستم های سخت افزاری و نرم افزاری در امر شبیه سازی حواس، به بررسی فیزیولوژی بدن انسان پرداخته می شود و نحوه درک محیط اطراف توسط انسان تشریح می شود. در انتها، با توجه به بررسی های انجام شده در سایر مراکز علمی دارای این نوع تکنولوژی، و منابع هدف مورد نیاز از آزمایشگاه ، دیده می شود که سیستم cave بهینه ترین نوع در این زمینه می باشد که می توان با توجه به قابلیت های موجود، در دانشکده ایجاد شود. قابلیت این سیستم در خلق محیط غوطه وری، امکان قرار گیری چندین کاربر به صورت همزمان در داخل فضای مجازی و امکان ساخت آن در کشور موجب شد که به عنوان سیستم برگزیده جهت ساخت در دانشکده انتخاب و طراحی شود.

هدف اصلی این پایان نامه، شناسایی خواص دینامیکی ا تصالات سازه ای بوسیله آنالیز و تست مودال می باشد. در این راستا پس از مرور روشهای مختلف موجود جهت شناسایی خواص اتصالات سازه ای، سه روش بروز رسانی مستقیم مودل، دکوپلینگ مودال و شبکه های عصبی مصنوعی جهت شناسایی خواص دینامیکی اتصالات سازه ای با استفاده از پارامترهای مودال و با رویکرد اعمال به نمونه های واقعی (تست) انتخاب شده است. روشهای مورد بررسی کلی بوده به نوع خاصی از اتصال سازه ای محدود نیستند و لیکن جهت نشان دادن کارایی، به اتصالات چسبی سازه ای اعمال شده اند. در ابتدا، پس از بازنویسی روش بروز رسانی مستقیم مودال، روش جدیدی جهت شناسایی مدولهای یانگ و برشی دینامیکی چسبهای سازه ای با استفاده از روش بروز رسانی مستقیم مودال و تست مودال ارایه شده است. جهت نشان دادن کارایی روش، خواص دینامیکی یک چسب تک جزیی پلی یورتان در مودهای خمشی و برشی شناسایی شده است . نتایج نشان داده که مدول یانگ و مدول برشی چسب تابع فرکانسی بوده و تغییرات ضخامت و طول خط اتصال چسبی بر روی این پارامترها تاثیر داشته و حساسیت مدول برشی به این تغییرات بیشتر است. قابلیت تکرار و اعتماد روش با تکرار فرایند برای چندین نمونه و با اجزاء مختلف اتصال به اثبات رسیده است. همچنین، بمنظور شناسایی خواص استهلاکی ماده اتصال، روش موجود بروز رسانی مستقیم مودال توسعه داده شده و دو رویکرد در فرآیند شناسایی اتخاذ شده است. در رویکرد اول، از مدولهای یانگ و برشی دینامیکی شناسایی شده از مدل بدون استهلاک در شناسایی ضرایب استهلاک استفاده شده و در رویکرد دوم مدولها و ضرایب استهلاک همزمان شناسایی شده اند. در این قسمت نیز جهت نشان دادن کارایی روش، ضرایب استهلاکی چسب سازه ای فوق الذکر شناسایی شده و نشان داده شده است که ضرایب استهلاک تابع فرکانسی هستند. در ادامه، کارایی روش "شناسایی خواص اتصالات بوسیله دکوپلینگ مودال" مورد ارزیابی قرار گرفته و نشان داده شده که این روش به تعداد ارقام اعشار مقادیر وی‍ژه و بردادرهای ویژه، در نظر گرفته نشدن اثرات مودهای حذف شده و وجود نویز در پارامترهای اندازه گیری شده بسیار حساس می باشد. این روش پس از اعمال به تست، در شناسایی خواص چسب توفیق چندانی نداشته است. در سومین روش مورد بررسی، خواص دینامیکی اتصالات سازه ای با توسعه شبکه های عصبی مصنوعی مناسب و با استفاده از پارامترهای مودال شناسایی شده است. در فرایند ایجاد شبکه های مناسب، تاثیر پارامترهای مختلف برکارایی شبکه ها بررسی شده و در ادامه با ارایه خواص مودال بدست آمده از تست برای اتصال چسبی مورد بررسی (برای چندین نمونه) به شبکه ها ، پارامترهای دینامیکی چسب شناسایی شده و کارایی شبکه های ایجاد شده مورد صحه گذاری قرار گرفته است.

شدت عملکرد مایکروبرست ، سوانح متعدد گزارش شده ، عدم موجود بودن دستورالعمل کاربردی و ناتوان بودن کنترلرهای موجود بواسطه محدودیت کارایی و خطی بودن معادلات کنترلی حاکم ، مهمترین دلایل پژوهش ، شناخت و کنترل هواپیما در برخورد با مایکروبرست می باشد . مدل مایکروبرست ازگورا- بولز بدلیل وابستگی توزیع سرعت های افقی به ارتفاع ، اثرات لایه مرزی سرعت در نزدیکی سطح زمین و ارضا معادلات بقای جرم استفاده شده و تاثیر آنها بر معادلات غیر خطی و سه بعدی هواپیما پردازش می گردد . استفاده از کنترلر های pid با ضرایب ثابت در طرح کنترلر خلبان خودکار نشست درحضور مایکروبرست و اثر ویندشیر نتایج نامناسبی ارایه داد. بجهت گستردگی واریانس تغییرات باد الگوریتم فیلتر کالمن توسعه یافته در جهت دنبال کردن و پیش بینی متغیرهای حاصل در طرحی خاص طراحی و بدنبال عدم رسیدن به جواب مطلوب ، حدس های اولیه ورودی به الگوریتم فیلترینگ ، بکمک عملکرد کنترلی پسخورد خطی ساز تولید و ویرایش شده که نتایج بهبود نسبی عملکرد فیلتر را نشان داد لیکن حیطه تغییرات و عملکرد سطوح کنترلی در حد مطلوب ارزیابی نگردید . در جهت طراحی روش هایی که قابلیت اطمینان بیشتری داشته باشند روش ضرایب تطبیقی بهینه طراحی گردید که بکمک الگوریتم گاوس نیوتن و sqp در هر حلقه کنترلی با تابع هزینه حفظ وضعیت طولی و عرضی مطلوب ، بهینه گردیدند. نتایج این روش در حد بسیار مطلوب در حیطه کنترل تغییرات مشاهده گردید لیکن بدلیل زمان تلف شده در محاسبات بهینگی و تنظیم جدول داده ، با تغییراتی در معادلات حرکت و انجام ساده سازی هایی قابل قبول بدون تغییر عمکرد هواپیما روش برخط ضرایب تطبیقی برنامه ریزی شده کنترلpid با استفاده از الگوی کنترلی مد لغزش طراحی گردید که عملکرد مطلوبی نیز در حیطه کنترل از خود نشان داد.

در این رساله به بیان مسئله کنترل بهینه و انواع روش های حل این مسئله پرداخته می شود و تقسیم بندی کلی که عبارت از روش های مستقیم و غیر مستقیم است توضیح داده شده است. در این راستا به مسئله گسسته سازی و پارامتری سازی و مسئله بهینه سازی پارامتری اشاره شده، و برخی روش های متداول و غیرمتداول در این زمینه معرفی می شوند. در ادامه به برخی معایب و مزایای برخی روش های مستقیم و غیر مستقیم اشاره می شود و انواع روش های حل مسئله کنترل بهینه و بهینه سازی مسیر و توضیحات مربوط به آنها تفصیلا مطرح می شوند.

در این پایان نامه ابتدا تخمین پارامتر، به عنوان علمی برای شناسایی سیستمهای اطراف بشرمعرفی شده و دورنمایی ازراه حل های موجود و روشهای ممکن در تخمین پارامترارایه گردیده است. سپس روش تخمین در حوزه فرکانسی بعنوان یک روش تخمین مناسب برای سیستم های خطی مورد بررسی قرار گرفته است و نتایج آن با نتایج تخمین در حوزه زمان مقایسه شده اند.در این مطالعه 18 پارامتر از مشتقات پایداری تخمین زده شده است که 11 تای آن مربوط به حرکت عرضی، 5 تای ان مربوط به مود پریود کوتاه در حرکت طولی و 2 تای آن مربوط به مود فوگویید در حرکت طولی می باشد. مقایسه پارامترهای تخمینی در دو حوزه نشان داد که روش حوزه فرکانس نسبت به روشهای زمانی خطای چشمگیری داشته که میزان این خطا برای مشتقات حرکت عرضی 3/15% و برای مشتقات حرکت طولی 6/9% بوده در حالیکه میزان این خطا در روش حوزه زمان برای مشتقات حرکت عرضی 4/6% و برای مشتقات حرکت طولی 2% بدست آمد. اما از آنجا که در تخمین و شناسایی پارامترها ، مقدار نامی را در اختیار نداریم، لذا ترجیح دادیم که بجای مقایسه دو روش بر مبنای درصد میانگین خطای نسبی، که هریک از پارامترها را نسبت به مقدار نامی می سنجید، از واریانس خطای معادله یا میانگین مجذور خطا استفاده کنیم، که میزان خطا و حساسیت پارامترها را در هر روش نسبت به پارامترهای بدست آمده در همان روش می سنجد. اما با اعمال این روش نیز مشاهده شد که واریانس خطا در حوزه فرکانس بیشتر از حوزه زمان می باشد. علل مربوط به این خطاها در فصل آخر مورد بررسی قرار گرفته شده است و راهکارهایی برای بهبود نتایج تخمین در حوزه فرکانس ارایه شد.

در این پایان نامه توضیح کلی در مورد سیستم بار کنترلی”control loading” و تاریخچه مربوط به علم کنترل و شبیه سازهای پروازی ”simulator” ارائه شده است، با ارائه بلوک دیاگرام مربوط به سیستم بار کنترلی تک تک اجزاء سیستم بار کنترلی، به طور جداگانه مورد بررسی قرار گرفته است. و در ادامه به طراحی و ساخت مدار هیدرولیکی سیستم بار کنترلی پرداخته شده است، سپس معادلات حاکم بر حرکت هواپیما و نیروهای وارد بر دسته فرمان استخراج و ارائه شده است، در نهایت به طراحی قسمت نرم افزاری و سیستم کنترل الکترونیکی و مدارهای واسطه پرداخته شده است. نتایج تست های صورت گرفته حاکی از آن است که سیستم طراحی شده قابلیت لازم جهت استفاده در شبیه سازهای پروازی جهت شبیه سازی نیروی دسته فرمان را دارد