چکیده : در این پایان نامه که در ادامه موضوع سمینار اینجانب صورت گرفته، مفاهیم کنترل مقاوم برای پیاده سازی بر روی یک مدل هواپیمای بدون سرنشین ارائه شده است. در ابتدا کلیه مفاهیم پایه کنترل مقاوم ارائه شده و پس از آن چندین نمونه از روش های پر کاربرد در زمینه کنترل مقاوم بطور کامل تشریح شده است. در مراحل بعدی مدل هواپیمای انتخابی تشریح شده و در فصل پس از آن برای یک شبیه سازی غیرخطی کامل و یک شبیه سازی خطی با صرف نظر از اثر کوپلینگ، مدلسازی دینامیکی بطور کامل صورت گرفته است. در بخش های بعدی نیز با کمک سه روش کنترلی pid و روش های مقاوم h? تک وردی و تک خروجی و h? loop shaping چند ورودی و چند خروجی سیستم خلبان خودکار برای هواپیمای انتخابی طراحی شده است. در پایان نیز هر سه کنترلر در شبیه سازی غیرخطی در حضور اغتشاشات مورد آزمایش قرار گرفته و نتایج حاصله از آنها با یکدیگر مقایسه شده است.

معادلات دینامیک مسیر پرواز به عنوان روشی ارزان و کارا در تصحیح خطاهای موقعیت و وضعیت سامانه ناوبری اینرسی میتواند در تکنولوژیهای هوافضایی نقش موثری ایفا نماید. اولین ایده در این پایان نامه ، تلفیق سامانه ناوبری اینرسی با سامانه کمک ناوبری بر مبنای حل زمان حقیقی معادلات پرواز و استفاده از ناوبری رادیویی می باشد. برای این منظور دو پیشنهاد استفاده از فرم لاگرانژی معادلات کپلر و بیان نیوتونی معادلات پرواز سه درجهآزادی انتقالی جسم پرنده مورد مطالعه قرار میگیرد. دقت بالا و قابل حل بودن به صورت زمان حقیقی توسط کامپیوتر پرواز از ویژگیهایی است که در توسعه این معادلات مد نظر قرار میگیرد. برای تلفیق پارامترهای پروازی حاصل از ناوبری اینرسی و معادلات پرواز از الگوریتم های تلفیق مانند فیلتر کالمن استفاده میشود. همچنین در این پایان نامه یک سامانه جدید برای ناوبری رادیویی طراحی شده است. این سامانه قادر است بدون سنکرون سازی ایستگاه ها و یا ارتباط دو طرفه و بین ایستگاهی بصورت کاملاً مستقل ناوبری دقیقی برای سامانه مداری انجام دهد. برای این منظور از معادله حرکت در تخمیگر پردازشگر گروهی استفاده شده است. این روش قادر است بایاس زمانی و فرکانسی ایستگاه ها را تخمین بزند. علاوه بر موارد فوق در این پایان نامه جهت افزایش دقت سامانه ناوبری اینرسی در سامانههای فضایی به طراحی فیلتر موجک جهت حذف نوسانات فرکانس بالا و طراحی چیدمان بهینه برای استفاده از اندازهگیرهای بیشتر جهت افزایش دقت ناوبری اینرسی پرداخته شده است.

در این پروژه به طراحی سیستم هدایت و کنترل متناسب با ساختار وسایل پرنده بازگشتی با ساختار ساده و نسبت برا به پسای پایین در مرحله بازگشت به جو پرداخته شده است.مأموریت وسیله پرنده مرحله پرواز در جو بازگشت در نظر گرفته شده است و وسیله باید در کریدور بازگشت که با توجه به شرایط محدودیت های مرحله بازگشت تعیین شده است، حرکت کند. به طور کلی، روش های هدایتی در بازگشت به جواز دو استراتژی پیروی می کنند: 1- هدایت با استفاده از قابلیت پیشگویی که در آن کنترلی مسیر رسیدن به هدف مورد نظر را از موقعیت متغیرهای حالت اندازه گیری شده لحظه ای محاسبه می کند. 2- هدایت با استفاده از مسیرنامی از پیش محاسبه شده و ذخیره شده در کامپیوتر آنبرد که در آن وظیفه کنترلر به حداقل رساندن اختلاف متغیرهای حالت اندازه گیری شده لحظه ای و مقادیر ذخیره شده است. در دو حالت محدوده های گرما و شتاب باید در محاسبات در نظر گرفته شود، در حالت اول این مسئله به مجموعه ای از قیدها در تعریف مسیر واقعی منجر می شود در حالی که در دومی محدوده ها در طی محاسبه مسیر حرکت نامی در نظر گرفته شده است. در انجام این پروژه از روش های هدایتی بر مبنای تعقیب مسیر نامی پیروی شده است و هدف دستیابی به الگوریتم هدایتی ساده، بدون استفاده از سیستم های پر هزینه برای وسایل بازگشتی نه چندان پیچیده بوده است در این تحقیق سه الگوریتم هدایتی طراحی شده است که باعث می شوند نیروی آیرودینامیکی لازم برای بازگرداندن وسیله پرنده روی مسیر نامی مرجع و افزایش دقت فرود تأمین شود. الگوریتم هدایتی فرمان هدایتی را محاسبه می کند، سیستم کنترل وضعیت میزان انحراف ارگان های کنترلی لازم برای برآورده شدن فرمان کنترلی و تأمین نیروی آیرودینامیکی که مسیر حرکت واقعی را نزدیک به مسیر نامی دلخواه نگه می دارد. مشخص می کند را الگوریتم پیشنهادی اول به یک سیستم ناوبری کامل نیاز دارد. دومین الگوریتم سیستم ناوبری ساده تری دارد سیستم ناوبری روش هدایتی سوم فقط یک شتاب سنج در راستای محور طولی بدنه وسیله است که به شدت از قیمت وسیله پرنده برآ پایین می کاهد و برای چنین وسایل پرنده ای کاملا مناسب است نتایج شبیه سازی دو بعدی کارآیی روش های هدایتی پیشنهادی را به ازای تمامی شرایط غیر نامی نشان داده است. شبیه سازی موجود را می توان برای حالت سه بعدی نیز انجام داد. این روش ها به آسانی قابل کاربرد برای وسایل ارزان قیمت و سبک هستند. زیرا وسیله پرنده فقط نیاز به ذخیره یک سری بهره هدایتی، مسیر حرکت نامی مرجع در حافظه آنبرد و یک سیستم ناوبری برای تشخیص متغیرهای لحظه ای مسیر دارد.

یکی از مباحث مهم در بررسی عملکرد موشکهای هدایت شونده، مسئله خطا و انحراف از مسیر و نحوه کاهش آ» می باشد. هر روش هدایتی به دلیل فاصله از شرایط ایده آل به نوبه خود دارای خطای متدیک است. برای شناسایی عوامل موثر در ایجاد خطاهای متدیک در روش هدایتی q با استفاده از تئوری اختلالات کوچک، معادلات دیفرانسیل شرایط اختلالی بدست آمده است در ادامه با توجه به ترمهای اغتشاشی در معادلات حساسیت سنجی عناصر اصلی انجام گرفته و راهکارهایی جهت بهینه سازی روش هدایتی q با هدف کاهش خطای پرتابه هدایت شونده ارائه گردیده و سپس با استفاده از شبیه سازی غیر خطی 6 درجه آزادی قابلیت روشهای توصیه شده در کاهش خطای متدیک نشان داده شده است.