عنوان پایان‌نامه
طراحی سیستم کنترل غیرخطی برای یک پرنده در ارتفاع پایین
- رشته تحصیلی
- مهندسی هوا فضا -مهندسی فضایی
- مقطع تحصیلی
- کارشناسی ارشد
- محل دفاع
- کتابخانه دانشکده علوم و فنون نوین شماره ثبت: 578;کتابخانه مرکزی -تالار اطلاع رسانی شماره ثبت: 79275;کتابخانه دانشکده علوم و فنون نوین شماره ثبت: 578;کتابخانه مرکزی -تالار اطلاع رسانی شماره ثبت: 79275
- تاریخ دفاع
- ۲۹ دی ۱۳۹۵
- دانشجو
- سیدمصطفی موسوی
- استاد راهنما
- امیر رضا کوثری
- چکیده
- امروزه اهمیت مانور تعقیب پستی و بلندیهای زمین توسط وسایلی نظیر ربات پرنده یکی از جنبه های مهم در طراحی مأموریت‌های پروازی محسوب می شود. در این تحقیق سعی شده است که نیازها، الزامات سامانه ای و عملکردی و محدودیتهای انجام مانور تعقیب پستی و بلندی های زمین به جهت اجتناب از برخورد مورد بررسی قرار گیرد. در این راستا و به جهت افزایش قابلیت اطمینان سامانه نیاز به طرح ریزی و پیاده سازی دو وظیفه‌ی مهم و کلیدی توسط سامانه‌ی هدایت و کنترل پرواز وسیله پرنده بدون سرنشین است. در خصوص وظیفه‌ی اول که تحت عنوان هدایت خارج از خط و یا هدایت مدار باز مطرح می شود، با توجه به اطلاعاتی که از حسگرهای خارج از مجموعه سامانه پرنده بدون سرنشین به سامانه‌ی هدایت و کنترل پرواز انتقال می یابد، این سامانه باید عوارض زمین یا موانع را به عنوان یک محدودیت پروازی مدل سازی کرده و سپس وسیله‌ی پرنده با حفظ یک ارتفاع کمینه ایمن از روی موانع زمینی عبور کند. وظیفه‌ی دوم سامانه‌ی هدایت و کنترل، که در این پژوهش تحت عنوان هدایت بر خط و یا هدایت مداربسته معرفی شده است، این است که وسیله پرنده سعی کند تا مسیر طراحی‌شده توسط سامانه‌ی هدایت مدارباز را به نحو مناسبی با کمترین خطا و ارضاء قید عدم برخود با عوارض در صورت انحراف از مسیر نامی تعقیب کند. در این راستا در این تحقیق سعی شده است تا با بکارگیری چند منطق مرتبط کنترلی و ارزیابی خصوصیات عملکردی این سامانه ها در حین پرواز تعقیب مسیر مرجع بر فراز پستی و بلندیهای زمین، یک سامانه‌ی کنترل پرواز مناسب برای پرنده مورد نظر و با توجه به وجود اغتشاشات داخلی در عملگرهای کنترل مسیر پرواز، اختلالات جوی و خطاهای ناشی از ساده سازی های انجام پذیرفته در مدل سازی های ریاضیاتی که به جهت دستیابی سریع به مسیر مرجع پروازی صورت پذیرفته، استخراج شود. مسیر بهینه پروازی برای هدایت پرنده بدون سرنشین که در ماموریت طرح ریزی شده در فضای دوبعدی و از موقعیت ابتدایی تا موقعیت هدف در ارتفاع نزدیک عوارض زمینی پرواز می کند، به عنوان ورودی مطلوب این سامانه کنترل پرواز تلقی شده که بر اساس اطلاعات موجود از نقشه های ارتفاعی عوارض زمینی و بر اساس اطلاعات مستخرج از ماهواره سنجش از دور بدست آمده است. در مرحله نخست طراحی کنترلر پروازی بر اساس منطق کنترل کلاسیک بوده و سعی شده است با استفاده از روش های حل مبتنی بر کنترل کننده های پی¬آی¬دیِ خطی و غیرخطیِ تطبیقی، در صفحه‌ی بسامد نتایج بررسی شود. ارزیابی انجام پذیرفته مؤید دقت و کارآیی بالاتر کنترل کننده تطبیقی پی¬آی¬دیِ غیرخطی در ردیابی مسیر مرجع پروازی با حفظ ارتفاع مطمئن از عوارض و حفظ تاریخچه سرعت برنامه ریزی شده و درحضور اغتشاشات داخلی ناشی از عدم کارآیی کامل عملگرها و اختلالات جوی است. درادامه طراحی کنترلر پرواز برای سامانه پرنده یاد شده در حوزه زمان بر پایه ی چند روش مرتبط در این حوزه مورد ارزیابی قرار گرفت که در انتها روش مبتنی بر منطق LQG/LTR به جهت کنترل همزمان متغیرهای پروازی توسط دو کنترل کننده دسته گاز و سکان افقی در حضور اغتشاشات داخلی و خارجی برگزیده شد. عملکرد این سامانه کنترلی در کمینه سازی رفتار نامینیموم فازی دینامیک سامانه پرنده در کانال پروازی طولی و تخمین بهینه متغیرهای پروازی غیر قابل اندازه گیری، ناشی از عملکرد نامناسب یا عدم وجود سنسورهای مرتبط، و همچنین مقاومت در حفظ حوزه پایداری سامانه در مانور تعقیب عوارض زمین ازجمله مزیات مهم و کلیدی این کنترلر پروازی محسوب می‌شود.
- Abstract
- The importance of the terrain following maneuver by a flying robot is one of the most important aspects in design of flight mission. Terrain following flight usually takes into account the system and performance requirements and also other restrictions implied with the vehicle dynamics and mission environment implement a safe flight over the Earth boundary Layer. In this regard and in order to increase the overall system reliability, it need to design and implement two important key tasks in aircraft flight control and guidance system. The first task is the off-line guidance or open loop guidance. According to the flight information prepared by the aircraft sensors, and the model of the terrain or obstacles as a flight restrictions, the optimal path for the aircraft to pass over the ground obstacles with maintaining a minimum safe altitude could be acquired. The second task which should be done by the guidance and control system, is on line guidance which includes a closed loop process in which the flying vehicle is forced to track the designed trajectory with minimal errors and satisfying anti impact constraint in case of deviation from the nominal route. In this regard, in this study, we tried to introduce and implement some logic control to assess the functional properties of such a system during a flight with the aim of tracking reference route. A suitable flight control system for the flying vehicle with regard to the internal disturbances in the control actuators, external disturbances and also errors caused by simplification that done in mathematical modeling that has been done to quickly access flight reference path, has been extracted. The optimal route to lead unmanned aircraft to flight in missions planned in vertical two-dimensional space and from the initial position to the target position near the ground, as the desired entry based on the available information from terrain elevation maps which include information derived from satellite remote sensing is achieved. At first step, flight control system design is executed based on the classic control theory and we have tried to check the final results by applying to operational methods including of linear and nonlinear PID controllers. Evaluation was confirm the accuracy and higher efficiency in adaptive non-linear PID controller in tracking the reference flight path with maintaining the safe height from terrain and preserving the history of the planned speed in the presence of internal and external disturbances which could be caused by lack of efficiency of actuators and atmospheric disturbances respectively. At the second step and in continuing the flight controller design for the flying robot we have tried to implement a more precise controller base on the time domain methodologies. Some related methods in the related field were evaluated that in the end, The LQG / LTR control approach for simultaneous control of all six effective flight variables by implying two control variables including of throttle setting and elevator was evaluated and finally elected which show a more acceptable flying quality in presence of internal and external disturbances. The performance of the proposed flight control system to minimize the Non-minimum phase behavior of the aircraft in the longitudinal mode, optimal estimation immeasurable flight variables when the system encounter to poor performance of the sensors and alleviation the gust effect in maintaining system stability in terrain following maneuvers are some main advantages of this work which is demonstrated via some case studies. Keywords: Terrain avoidance, Flight path, Flying robot, plane, Dynamic actuator, Controller design
